● 摘要
随着科学进步、技术发展，近些年来，新材料、新工艺、新技术如雨后春笋一般大量应用在航空相关领域。航空工业尤其是民航工业，得到了很大的发展。在民航领域，出于对性价比、油耗、噪音等经济方面的考虑，大涵道比发动机得到广泛应用。
为进一步提高大涵道比发动机整体性能，需要针对发动机各部分零部件都进行设计优化工作。涡轮过渡段，作为发动机高低压涡轮的连接部分，其作用是让气流在尽可能减少损失的情况下，导入到低压涡轮。由于高低压涡轮的径向半径差，形成了扩张型的过渡段子午流道。在民航发动机减重和提高效率需求的背景下，从设计优化的角度来看，未来过渡段需要设计的更短，扩张性更大，进而对过渡段的性能等方面提出了更高的挑战。
在涡轮机内部复杂流动的影响下，高压涡轮出口气流容易发生变化。来流条件的变化对大扩张的过渡段流场会造成很大影响，因此研究过渡段来流条件的影响对了解其内部流动机理很有帮助。
文章在确保数值模拟精确性的前提下，对过渡段来流气流角、马赫数等进口参数对过渡段内部流动机理的影响进行了细致的研究和分析。研究表明，较大的气流角能有效改善流动和降低损失，机匣气流角变化对过渡段的影响相对于轮毂气流角变化更为敏感；随着马赫数的增加，过渡段内部损失强度急剧增加、损失区域发生很大变化，与此同时，马赫数的不同在过渡段内部某些部位存在一定的相似性。通过对不同倒角条件下的过渡段性能进行分析，研究了倒角的存在对过渡段内部性能的影响变化，发现倒角的存在对过渡段内部性能产生了一定的影响。