本文以航空发动机燃烧室冷却为背景，针对带导流环的冲击/气膜冷却结构开展数值模拟和试验研究，分析了密流比Gj/Gh、导流环长径比（导流环长度与冲击孔直径之比）Ln、冲击间距比（冲击间距和冲击孔直径之比）Zn、冲击孔位置比（冲击孔到导流环根部的轴向距离和冲击孔直径之比）Sn等参数变化对冲击/气膜冷却方式冷却效率的影响规律。得到如下结论：密流比的增加有利于提高冷却效率；导流环长径比的增加能提高冷却效率，但同时会增加火焰筒重量；冲击间距比的减小能提高冷却效率，但在燃烧室中过小的冲击间距会影响气膜出流；冲击孔位置比的改变对冷却效率的影响不大。在此基础上针对某型三级旋流燃烧室机理模型，采用带导流环的冲击/气膜冷却结构及多斜孔结构设计火焰筒壁面冷却方案，并开展了相应的数值模拟及高温试验研究。获得了不同进口空气温度、进口空气速度、油气比和冷却结构对壁温的影响。研究表明壁面温度随进口空气温度增大，油气比增加和进口空气速度降低而升高。最后针对研究结果提出改进方案并开展数值模拟及试验研究。改进方案适当减小了冷气量，壁面温度仍保持在合理的范围内。