本发明公开了一种超音速涡轮叶片的发散冷却气膜孔分布结构，属于飞行器动力系统主动冷却方式技术领域。本发明解决了现有发散冷却在受到高温热冲击时，发散冷却层由于受到高温热应力极易容易变形和烧蚀的问题。本发明的发散冷却气膜孔在发散冷却层上的分布包括密集区域和阵列结构区域，密集区域位于发散冷却层的一端，阵列结构区域按周期性锯齿形、周期性棱形、周期性波纹形、周期性矩形或周期性四边形的形式排列。本发明提供的发散冷却气膜孔分布结构使肋板之间形成相互支撑，避免肋板出现应力集中现象，减少其变形，保证了微米级气膜孔的原始形状，减少气膜孔的堵塞，在保证气膜冷却效率的前提下，有效隔绝热流冲击作用，减少热端部件的烧蚀。