Con un aumento de la temperatura del gas de entrada y la homogeneización de la temperatura de salida de la cámara de combustión, las paredes finales de las turbinas de gas están expuestas a cargas térmicas extremadamente altas. La compleja estructura de flujo de las paredes finales de la turbina dificulta la refrigeración de algunas regiones de las mismas, lo que puede provocar fácilmente la ablación de las paredes finales, reduciendo el rendimiento aerodinámico de la turbina y amenazando la operación segura de la misma. Con el fin de mejorar el rendimiento de refrigeración y aerodinámico de las turbinas de gas, se analizan en profundidad en este documento la estructura de flujo, la transferencia de calor y las características de refrigeración por película de las paredes finales. Este documento resume y analiza el desarrollo de la transferencia de calor aerodinámica y la refrigeración por película de las paredes finales de las turbinas de gas en términos de estructuras geométricas y condiciones de contorno de flujo, y también presenta nuevas direcciones de investigación. Basado en la literatura, también se discuten el desarrollo y los desafíos de la refrigeración por película en las paredes finales de la turbina.