En este estudio, se realizó experimentalmente una comparación de la pérdida aerodinámica de las palas de una turbina de gas con varias configuraciones de borde de salida. Para el borde de salida, se consideraron tres esquemas de enfriamiento (la ranura de retroceso, la ranura de inyección central y el orificio del lado de presión) y tres niveles de diámetro del borde de salida (7.5, 10.0 y 12.5% del ancho de la garganta, respectivamente). La pérdida total de presión se midió en una cascada lineal de cinco palas en condiciones de flujo principal a baja velocidad (20 m/s) utilizando una sonda Kiel y un dispositivo de desplazamiento en dos ejes. La región de medición se limitó a la zona cercana al medio span, y el tamaño del paso de medición fue de 1 mm. Los resultados mostraron que la distribución de la pérdida total de presión se vio fuertemente afectada por los esquemas de enfriamiento. La pala con el orificio del lado de presión mostró una distribución similar a la de la línea base en la que no se aplicó un esquema de enfriamiento. También se demostró que la pérdida total de presión aumentó a medida que aumentó el diámetro del borde de salida, independientemente de los esquemas de enfriamiento. Excepto en los casos de la ranura de retroceso, hubo un punto de inflexión en el que la tendencia de la pérdida total de presión promediada por área respecto a la relación de soplado cambió. A través del presente estudio, se derivaron ecuaciones de correlación para cada esquema de enfriamiento en función del diámetro del borde de salida y la relación de soplado.