航空发动机燃烧室的冷却结构设计作为研制高性能飞行器的关键问题之一，一直是国内外学者重点研究的内容。伴随着发动机推重比的不断提高，燃烧室部件设计也必然要向高温升、高热容燃烧方向发展，高效的燃烧室冷却结构设计显得尤为迫切。本文基于某高温升驻涡燃烧室，结合先进冷却方式，在一定冷却气量分配的基础上,开展火焰筒壁面冷却结构设计研究。首先对多斜孔和冲击+多斜孔的冷却方式进行研究。多斜孔研究结果表明：相同吹风比条件下，开孔率相同时叉排结构的多斜孔综合冷效明显优于顺排；孔间距对综合冷效的影响大于孔排距；随着倾斜角度的减小多斜孔的综合冷效增大的幅度逐渐减小；随着孔径的减小冷却气膜更加均匀。冲击+多斜孔研究结果表明：随着缝高、冲击孔径的增大，有效温比先增大后减小；冲击孔位于多斜孔上游或者下游对综合冷却效果影响不大。在此基础上为驻涡燃烧室设计全多斜孔冷却结构，研究结果表明：全多斜孔的冷却结构在常温常压条件下均能满足冷却设计要求，但在高温高压条件下部分壁面位置不能完全满足冷却结构设计要求。最后针对高温高压条件下的驻涡燃烧室，结合前期工作对全多斜孔冷却结构进行改型，增加使用冲击+多斜孔以及新型冷却结构，共设计两种冷却方案，研究表明改型方案II冷却结果较优。