一种静止涡轮叶栅高温冷效实验边界条件模化方法及系统

本发明涉及航空发动机传热与传质领域，公开了一种静止涡轮叶栅高温冷效实验边界条件模化方法及系统，在考虑涡轮叶栅的尺寸缩放比例的基础上，精确获得低温模化工况条件下模拟边界条件，使低温模化工况条件下试验主流温度、压力、试验冷气温度、试验冷气流量、模拟叶栅材料导热系数等参数与主流燃气温度、压力、实际冷气温度、流量条件的匹配、实际冷气流量、涡轮叶栅材料导热系数相匹配。本发明能够确保涡轮叶栅高温冷效实验下模拟叶栅与实际涡轮叶栅的雷诺数的保持一致，使得模化试验能够真实地反映实际高温工况下的涡轮叶栅性能，从而提高涡轮叶栅高温冷效实验的准确性和可靠性，为涡轮叶栅的设计和优化提供有力支持。