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针对航空发动机高压涡轮叶片尖部带肋U型通道、根部带肋U型通道和有尾缘劈缝尖部带肋U型通道放大模型，在保证几何面积相似、冷气流和水流进口雷诺数相等的条件下，分别采用红墨水和氮气作为示踪剂进行水流模拟试验，显示三种带肋U型通道的流动情况。试验结果表明，两种尖部带肋U型通道不存在滞止区，满足设计要求；根部带肋U型通道中气流发生分离，流场不稳定，需要调整肋的位置。