航空发动机日渐蓬勃的发展,随之而来新材料的使用,涡轮前温度的提高,推力的逐渐增大,其性能要求也越来越高,同时对其空气冷却系统提出越来越严峻的要求。航空发动机涡轮前温度的上升直接导致燃气经由机匣内壁和静子叶栅向机匣外壁传导的热量逐渐增大,而涡轮机匣同时又承担着机械载荷与热载荷等多重荷载,与此同时,涡轮机匣又是航空发动机冷却空气系统的重要输送通道,承担着冷却,主动控制等多重功能。作为航空发动机极为重要热端部件之一,不同航空发动机涡轮环腔内空气系统布局的设计结构复杂,包含着冲击,平直通道,扩张,渐缩,突起等多种局部结构特征,用于加强环腔内部的换热效果。如今对于航空发动机空气系统的研究主要是通过换热结构元件化。本文以某型涡轴发动机涡轮机匣作为研究对象,抽出其中基本流动结构,采用K型热电偶与热电阻测量壁面温度,主要针对于非均匀入口平直环腔的分流、汇流的流动换热进行试验研究。（1）在分流结构中,在入口气流Re相同下,分流比(M_div/M₀,中间出流流量与主流流量之比)越大,后端壁面的平均对流换热系数越小。分流比不变,随着入口Re增大,后段壁面的对流换热系数也在不断的增大。（2）在汇流结构中,汇流比(M_con/M₀,中间入流流量与汇合后总流量之比)相同情况下,随着总汇入气流Re的增大,后段的壁面平均对流换热系数在逐渐增大。当整体全部汇流流量一样时,随汇流比增大,后段壁面的平均对流换热系数在不断的增大。