火箭基组合循环发动机(Rocket-Based Combined Cycle,RBCC)在同一流道内有机融合了液体火箭发动机和冲压发动机两种动力形式,可实现大空域、宽速域范围内的高效工作。而其宽范围工作特点使得RBCC发动机壁面热防护同时面临着总体冷热源能量闭环难度大和局部存在极高热流区的问题,气膜冷却通过壁面上的气膜孔引入低温气态冷却剂隔离主流高温燃气与发动机内壁面间的接触,有效降低壁面热流及温度,可实现局部高热流区的可靠热防护。本文基于RBCC发动机Ma6工况的典型热环境,采用基于有限体积法的Fluent商用计算软件开展了气膜工质类型、吹风比、入射角度以及气膜孔形状对气膜冷却效率的影响因素研究,计算模型采用SSTk模型描述主流与气膜的湍流过程,并考虑了冷却介质物性参数随温度的变化。结果表明:1)当气膜入口速度一定时,乙烯、空气和氦气三种工质作为冷却剂时的冷却能力为乙烯>空气>氦气,而当质量流率一定时,三种工质的冷却能力为氦气>乙烯>空气;2)随着吹风比的增大,冷却剂的冷却效果更好,且当吹风比由0.01增加到0.2时,其冷却效率提高了83%;3)在小吹风比的条件下,气膜孔入射角度的改变对气膜冷却效率影响相对较小;4)当吹风比较小且气膜孔后的截面积一定时,改变气膜孔的形状对气膜冷却的冷却效率影响不大。