چکیده: یکی از راه‌های افزایش بهروری در توربین‌های گازی بالا بردن دمای جریان ورودی به آن‌ها می‌باشد. افزایش دما به دلیل محدودیت دمایی جنس آلیاژ پره‌های توربین موجب به خطر افتادن عمر کاری آن خواهد شد که با خنک‌کاری نواحی مختلف پره، موجب از بین رفتن بار حرارتی بیش از اندازه خواهد شد. خنک‌کاری ضربه‌ای جت سیال با بیشترین پتاسیل افزایش ضریب محلی انتقال حرارت موجب کاهش تاثیرات جریان نقطه سکون و همچنین کاهش میزان انتقال حرارت در لبه پیشرو به عنوان بحرانی ترین ناحیه‌ی پره در برابر برخورد جریان سیال داغ می‌شود. در این مطالعه به شبیه‌سازی عددی سه‌بعدی چهار کانال‌ مقعر با آرایش، تعداد و شکل جت‌های چندگانه مماسی و عمودی به صورت ترکیبی و تکی با هدف مقایسه‌ی میزان و توزیع افت فشار کل کانال و انتقال حرارت روی سطح هدف در محدوده رینولدز 10000 و 15000 در حالتی که پره دارای چرخش نبوده پرداخته شده است. در تمام کانال‌های خنک ‌کننده مجموع مساحت تمامی سوراخ‌های جت خنک‌کننده پاششی به سطح هدف بایکدیگر برابر در نظر گرفته شده‌اند. جهت اعتبارسنجی نتایج عددی نسبت به مدل آزمایشگاهی از چندین مدل توربولانسی استفاده شده، که با توجه به نتایج، مدل توربولانسی اسپالارت آلماراس بهترین نتیجه عددی را ارائه کرده است. در بررسی دیده شده که دبی گذرنده از سوراخ های جت در تمامی حالات مورد بررسی از سمت جریان بالادست به پایین دست در حال افزایش می‌باشد. با توجه به در نظر گرفتن دمای ثابت برای سطح هدف، میزان ناسلت جت‌های استوانه‌ای عمودی بیشترین و در مقایسه با جت‌های مماسی و همچنین ترکیب جت‌های عمودی - مماسی با قطر متفاوت به ترتیب در حدود 57 و 16 درصد بیشتر بوده است. همچنین جت ترکیبی عمودی – مماسی با قطر‌های یکسان کمترین توزیع ناسلت در صفحه مقعر را داشته است. میزان افت‌ فشار و اصطکاک در کانال‌های مورد بررسی تفاوت قابل توجهی با یکدیگر نداشته‌اند.