En las turbinas de alta presión, hay una gran diferencia de temperatura entre el flujo principal y la superficie de la pala de la turbina. La mayoría de los estudios sobre la transferencia de calor en la punta de las palas de la turbina se realizaron bajo la suposición de que el campo de flujo de fuga sobre la punta (OTL) es independiente de la condición térmica de la pared. Estudios numéricos y experimentales recientes han revelado que el efecto de acoplamiento bidireccional entre la aerodinámica y la transferencia de calor no debe ser ignorado. El coeficiente de transferencia de calor obtenido por el método convencional no puede coincidir con la condición real del motor de manera precisa. Este estudio investiga el impacto de la condición de frontera térmica de la pared en el rendimiento de enfriamiento de la punta de las palas de turbina tipo squealer. El resultado de CFD RANS fue validado con datos experimentales de transferencia de calor en la punta obtenidos de un banco de pruebas de alta velocidad con el efecto del movimiento relativo de la carcasa a alta velocidad. Se estudió el rendimiento aerotérmico tanto para las puntas squealer no refrigeradas como para las refrigeradas en dos diferentes relaciones de temperatura gas-pared, 1.7 y 1.1; la temperatura de referencia es 204 K. Se encontró que la ubicación y la fuerza de los vórtices de cavidad variaban con diferentes condiciones de frontera térmica de la pared, lo que conducía a diferentes firmas en la transferencia de calor en la punta y el rendimiento de enfriamiento. Se recomienda que los datos experimentales de transferencia de calor y la efectividad del enfriamiento por película obtenidos en la condición de frontera térmica casi adiabática de la pared sean corregidos antes de su aplicación en el proceso de diseño de enfriamiento de la punta. Sería más confiable igualar la relación de temperatura pared-gas durante el estudio experimental de la punta.