航空发动机涡轮叶片是受力较大和温度较高的部件,其冷却换热问题是设计中的一个关键问题,它直接关系到发动机的效率、可靠性和寿命。我院传统涡轮叶片冷效试验方法是由5-6片(中间一片是带测温电偶的试验叶片,两侧是陪衬叶片)叶片构成扇形叶栅,装入带水冷的前转接段、前测量段、试验段、后测量段构成的试验装置中,在保证几何相似、流动相似、热相似的热态条件下,进行冷效试验。但这种带水冷的四段式试验装置不通用、造价高、设计、加工周期长,不适于进行大量的、多种涡轮叶片的冷效试验研究。为了改变这种状况,我院已经建成一种双层水冷通用型冷效试验舱,试验舱可以包容各型干烧试验件在其内部进行冷效试验。但建成后还未进行过真实涡轮叶片冷却效果试验件设计和试验研究。本文就是根据上述背景,并结合《航空推进技术验证(APTD)计划》课题研究任务书中“低压涡轮部件设计技术验证”的要求,拟自行设计、加工某型低压涡轮动叶试验件,分别对两种不同冷却结构涡轮叶片进行短周期、低成本的对比试验获得影响涡轮叶片冷却效果的参数与叶片表面温度分布情况的关系,判明最优冷却结构,为涡轮叶片进行设计和计算提供试验依据;同时验证新研制的通用型冷效试验舱的可靠性和通用性。试验结果表明绕流柱和绕流板结构的涡轮叶片设计与试验数值吻合较好,绕流柱结构的对流冷却效果优于绕流板结构,绕流板结构在叶背局部区域冷却效果较差。同时考核了新研制的通用型冷效试验舱工作的可靠性,验证了在试验舱开展涡轮叶片冷效研究的试验方法和数据处理的正确性,试验中也验证了试验舱所采用的替代材料方案(用耐热钢1Cr25Ni20Si2代替GH材料)合理、可靠,也为以后开展类似试验节省较大的经费和缩短研制周期。