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涡轮叶尖间隙主动控制对于提高航空发动机涡轮效率、降低耗油率具有重要意义。本文以某型发动机高压涡轮叶尖间隙主动控制系统的典型构件——周向布置的多排射流孔以及机匣出口位置的泄漏缝槽的流动特性分别开展了流动实验研究，重点研究了射流孔和泄漏缝槽的流动特性，重点分析射流孔试验件的进口Re数、射流孔冲击孔径d(1mm，2mm，1.5mm)、出流面积A对其综合流量系数的影响以及沿程压力分布规律，以及分析了在出流面积不变的前提下改变缝槽的单个出流面积对缝槽流阻系数ξ的影响。射流孔试验结果表明:由于射流孔集气腔的稳压作用，沿程压力基本是均匀分布的。相同出流面积下冲击孔径的变化以及射流孔排位置对射流孔的综合流量系数影响不大。泄漏缝槽试验结果表明:相同出流面积的条件下，不同泄漏缝槽的个数（即单个缝槽的宽度不同）泄漏缝槽的沿程静压的分布是不同的，槽的个数越多静压下降幅度越明显，且泄漏缝槽的个数越多，流阻系数ξ也越大。 本文还针对高压涡轮叶尖间隙主动控制机匣中的典型换热结构，利用实验研究了多层机匣结构中斜向冲击射流的局部换热特征，重点分析了进口Re数(10000～24000)、射流角度(30°，45°，60°)、冲击孔直径(1mm，2mm，1.5mm)、孔排位置(T1/T2/T3)等参数对带肋机匣表面局部和平局换热系数的影响规律。研究中发现，加强肋的存在显著影响了机匣表面局部换热系数，同时由于冲击射流局部强化换热作用，多层机匣内表面不同位置的换热系数相差很大。试验结果表明，随着冷气进口Re数的增加，机匣加强肋表面局部和平均换热系数均提高。在本文的研究参数范围内，冲击孔孔径为2mm，孔数目为23的情况下能够获得最佳的换热效果;T2位置的冲击孔，入射角度为45°和60°时，机匣加强肋表面换热系数均相对较高，两者相比60°能获得最佳的换热效果。T1、T3位置的冲击孔，入射角度为45°和60°时，机匣加强肋表面换热系数均相对较高，两者相比45°能获得最佳的换热效果。