随着我国商用大飞机项目的推进,我国要设计具有自主知识产权的高性能航空发动机,必须大力开展相应的基础研究,获取第一手的数据和资料,以丰富和完善我国的涡轮发动机设计体系。大转折角涡轮静叶栅的二次流研究是一个难点,研究和掌握涡轮内部流动特性,对提高涡轮机的设计效率、扩大其稳定运行工作范围、提高运行的安全和可靠性意义重大。　　 实验测量和数值模拟是研究叶轮机械内部流场的两种基本方法。随着科学技术的发展,各类先进的测量技术的不断出现,如热线风速仪和粒子图像测速仪,为实验研究提供了有效的测量工具,同时计算机性能的飞速提高和计算流体力学技术的日趋完善,基于求解三维粘性Navier-Stokes方程的数值模拟方法为叶轮机械内部流场的研究提供了强大的手段。　　 本文正是通过实验测量和数值模拟相结合的方法来研究了大转折角涡轮静叶栅的非定常流动特性和叶栅出口平面的二次流情况。主要研究内容和研究成果如下:　　 1.阐述了实验测试技术的发展历程和现代测量技术发展的最新成果,比较了各种实验测量仪器的具体参数和应用范围。　　 2.搭建了亚音速轴流涡轮内部流场测试实验台,设计加工了实验涡轮模型,详细介绍了涡轮模型的设计参数。采用静叶栅前后移动的圆柱列替代上下游动叶,以当量圆柱绕流尾迹模拟动叶绕流尾迹,分析了叶栅沿流向各截面二次流及叶栅的气动特性。同时通过上下两块平面套板对叶片的遮挡,形成不同叶高的实验件。随后将热线风速仪和粒子图像测速应用到轴流平面叶栅实验台。　　 3.采用旋转单丝斜热线测量涡轮平面叶栅出口周期性三维流场,借助于Matlab的的LSQNONLIN最优化函数对热线测量数据进行最小二乘拟合以求解三维速度平均量。成功地获取了涡轮出口平面的三维速度分布,及叶栅出口平面二次流的基本特征。并研究在两种不同进口流量和三种不同的叶片高度下,热线测得的叶栅出口瞬态速度场。发现高速进口较低速进口叶栅尾迹明显,二次流强度较大;而较小的叶高下二次流较为剧烈,导致叶栅出口平面内径向流动速度、垂直于出口平面轴向速度的迅速增大和出口平面内周向流动速度的显著降低。　　 4.利用激光粒子图像测速仪(PIV)测量了上游圆柱不同位置、叶栅不同高度工况下叶栅流道和叶栅出口平面的速度整场信息。叶栅实验中将模拟动叶的圆柱列沿周向方向每次移动四分之一节距距离,进行平面速度场的测量,查看圆柱尾迹对下游叶栅影响的整场情况。研究发现:尾迹的存在会破坏均匀流场,导致叶型流动损失的增加。同时,叶高的变化也会对二次涡产生影响。在较小的相对叶高下叶栅出口二次涡汇合,强度较大;而在较大的相对叶高下二次涡分离。　　 5.采用商业CFD计算软件FLUENT,采用控制容积积分法和sstκ-ω湍流模型求解三维雷诺平均的N-S方程组,详细模拟了大转折角涡轮静叶栅的三维流动。较准确地捕捉到叶栅内部的二次流涡系以及损失的产生和发展细节、获取了叶栅速度场、压力场、二次流涡系的演变以及损失的发展,并获得了实验无法测量的叶片近壁面流场、极限流线等参数。对计算结果分析发现,叶片前部没有圆柱列的情况下叶片总压损失最小,且圆柱尾迹进入叶栅流道的部位不同,对叶栅内部流场有显著影响。同时通道内逐渐增大的横向压力梯度对二次涡发展产生了显著的影响,引起沿流向叶栅总压损失的急剧增大。最后,发现叶高的减小以及攻角的增大会极大提高叶栅的二次流损失,其本质原因都是叶栅通道内二次流所占区域的扩大所致。　　 6.基于以上数值计算方法,数值模拟了叶栅端壁加装翼刀的涡轮静叶栅的三维流场,分析翼刀对叶栅沿流向各截面二次流及叶栅的气动特性的影响。通过与常规叶栅二次流特性的比较,发现翼刀的存在一方面降低端壁附面层内横向压力梯度,减弱低能流体向吸力面/壁角区的堆积;另一方面产生反向翼刀涡限制马蹄涡的压力面分支发展,从而达到减小通道涡的尺寸和强度的目的。最后通过不同高度及不同位置的翼刀方案的比较,发现模拟工况中控制二次流的最佳翼刀高度和翼刀周向布置位置。　　 7.数值求解了前缘开设涡漩腔涡轮静叶栅的三维流动,分析了叶栅沿流向各截面二次流及叶栅的气动特性。在叶片前缘开设的涡漩腔构造可以明显地降低叶栅二次流损失。通过所开设的涡漩腔的深度和角度不同的三个方案的比较,发现深度和角度越大的涡漩腔方案控制二次流的效果越好。涡漩腔的减损效果可以解释为由于涡漩腔的吸取作用,使得边界层内湍流度的增加以及边界层厚度的减少。随着涡漩腔深度和角度增加,涡漩腔对叶栅二次流损失的改善作用逐渐增加,但这种增加是有极限的。