随着现代军事水平的不断发展,对于航空燃气涡轮发动机中的核心部件涡轮性能的要求也变得越来越苛刻。近半个世纪以来,高推重比、低油耗、长寿命及高可靠性始终是航空燃气涡轮发动机的发展目标。高进口温度、高速度和高效率则成为了涡轮的发展目标。高推重比的发展目标导致涡轮的级数不能设置太多,否则就会导致推重比下降。涡轮级数较少又会导致涡轮内部流场更加复杂。而高效率的发展目标又要求涡轮内部流场不能过于复杂,否则损失就会进一步增加。因此,如何有效控制涡轮内部损失就成了亟需解决的问题。本文以涡轴发动机涡轮动叶叶栅为研究对象,对试验叶栅进行风洞吹风试验,并进行数值模拟研究,对比结果表明数值模拟具有较高的准确性。对数值模拟结果中的各项参数进行详细分析,得出流场中主要旋涡的发展情况,以及各个旋涡所产生的损失。根据分析结果,决定使用非轴对称端壁技术对涡轮动叶叶栅进行优化。利用双控制型线法构造出十种造型各异的非轴对称端壁。根据造型特点将十种非轴对称端壁分为三组。其中,第一组造型端壁在不同周向位置波谷均靠近吸力面,波峰均远离压力面,并且沿轴向位置波峰波谷均逐渐减小;第二组造型端壁在不同周向位置波谷均靠近吸力面,波峰均远离压力面。并且沿轴向位置波峰波谷均逐渐增大;第三组造型端壁在不同周向位置波谷均远离吸力面,波峰均靠近压力面。将三组非轴对称端壁与原型叶栅模拟结果在设计工况下（等熵出口马赫数0.66）分别进行对比,根据结果分析不同特点的非轴对称端壁对叶栅内二次流动及损失的影响。结果表明,仅在前缘附近设置适当高度非轴对称端壁可以有效控制叶栅内二次流动并适当降低损失。根据七种工况下（等熵出口马赫数0.5、0.58、0.6、0.66、0.7、0.74、0.8）出口平均总压损失系数分析不同造型端壁在不同工况下控制损失的普遍特点。在变工况下选择特殊情况的工况进行分析。分析结果表明,部分工况下下通道涡沿叶展方向爬升距离较小会导致下通道涡与吸力面附面层及下端壁附面层掺混导致尾缘下游生成涡量较大的旋涡,导致损失大幅增加。