为研究内部具有冷却结构的某重型燃气涡轮第一级静子叶型及叶栅气动特性,分析在冲角变化情况下流动损失增加的物理机制,以便为燃气涡轮静叶改型设计提供技术支撑,本文采取不同叶高叶型与静叶栅作为实验模型,在亚音速低速风洞上进行了吹风实验。对于叶型气动特性,实验叶栅选取根、中、顶三个特征叶高的叶型为母线,沿展向成型等截面直叶片,分别使用对应叶高的节距和叶型安装角构造三套直列叶栅。在叶栅实验中,考虑到实际叶栅叶根喉部宽度小于探针头直径的4-5倍,对实际叶栅进行了几何相似地放大,选用包括七只叶片的扇形叶栅作为实验叶栅。叶栅上、下游流场测量应用五孔束状探针。叶型气动特性实验在0°、±5°和±10°五个来流冲角下进行,仅在叶展中部沿节距方向测量,同时在叶型压力面和吸力面为了测取静压系数沿叶型的分布,在叶型的压力面和吸力面上布置了静压测孔,该静压测孔与所在位置的型面正交。对于扇形叶栅,在0°和±10°冲角下测量了气流参数沿叶高和节距的分布。在根、中、顶三个叶高跨叶片截面叶型设置了静压测孔,测取了沿不同叶高叶型静压系数分布。重燃涡轮一级静叶叶型和叶栅流场测量结果表明,不同冲角下根、中、顶叶高跨叶片截面叶型的总压损失在0.025与0.036之间变化,变化幅值为0.011。气流欠偏转略高于1°,亦即与对应叶高的几何出气角比较,出气角的变化可忽略不计。这两项实验数据与相同折转角的无内部冷却结构的常规涡轮叶型相对照,损失值略高,落后角相近。叶栅实验结果给出,由于在叶型设计时考虑了沿叶高流动的均匀性,根、中、顶跨叶片截面叶型静压分布曲线展示,叶型是前加载的并且气动负荷几乎相同。在相同冲角下,除去两侧端壁区,节距平均总压损失系数沿叶高波动很小。冲角为0°和±10°时,质量流量平均总流动损失系数分别等于9.98%、12.1%和11.3%。相对零冲角,±10°冲角引起流动损失增加2.1%与1.3%。重燃涡轮一级静叶采用了叶片前掠和端壁子午型线收敛两项控制二次流动技术,有效降低了端壁区的流动损失,并提高了叶栅对气流冲角的适应能力。最后,根据墨迹显示的叶片表面与端壁极限流线谱,给出了实验叶栅的壁面剪应力场的拓扑结构,并推测了叶栅绕流的集中涡系结构,指出燃气涡轮静叶栅无论拓扑还是旋涡结构均比无内部冷却的常规叶栅复杂,其叶片设计尚需作为燃气轮机领域的一个研究重点。