航空发动机是航空飞行器的动力来源,是综合国力的象征。随着现代高性能航空发动机对环境友好性、经济适用性和推重比的要求逐渐提高,使得发动机的涵道比更高,更高的涵道比使得涡轮过渡段更加紧凑、扩张角更大,而更大的扩张角使得过渡段内部的流动更容易分离,导致过渡段的总压损失增大,最终使得过渡段气动性能降低,因此,过渡段的气动设计与内部流动的研究是很有必要的。本文利用普惠E3涡轮过渡段,将其缩短优化成紧凑式涡轮过渡段;再以设计好的紧凑式涡轮过渡段为研究对象,研究上游高压涡轮动叶非定常效应对过渡段气动性能及内部流动的影响;采用主动控制方式对过渡段内部的分离流动进行控制。本文对于涡轮过渡段的气动研究,为后续研究者提供了一定的参考。首先,以普惠E3涡轮过渡段为原型,在其进出口的半径不变的情况下,轴向缩短以增加其紧凑程度,为了满足大扩张角的要求,轴向缩短了65mm,使得缩短后过渡段机匣与轴向成28.53o。由于缩短后。过渡段扩张角增大,分离流动增大,因此需要对过渡段进行气动优化。优化的第一步是将过渡段端壁几何参数化,以总压损失与静压系数为目标函数,结合CFD对过渡段进行优化,同时为与低压涡轮进行气动匹配,优化计算时将低压涡轮导叶与过渡段进行一体化计算。结果显示:优化后,总压损失降低17%,静压系数增幅为60%;从总压损失与气流角来看,缩短优化后的涡轮过渡段与下游低压涡轮匹配良好,也说明该设计方法可行。为探究高压涡轮动叶的非定常效应对下游过渡段的影响,将设计好的紧凑式涡轮过渡段与原普惠E3高压涡轮进行一体化非定常计算,改变上游高压涡轮动叶叶顶间隙尺寸,间隙尺寸分别为0mm、0.23495mm和0.4699mm。将定常与非定常计算结果对比,非定常计算结果和定常计算结果存在差别,尤其时总压损失;同时,间隙尺寸越大,总压损失也更大。结果还显示,泄漏流在过渡段入口处易导致低压区,同时泄漏流沿着机匣流向支板并与支板相互作用形成二次流动,随着流体沿流道的继续流动,影响范围渐渐扩大,所造成的气动损失也进一步增大。为了改善过渡段内的流动,考虑主动流动控制方式,采用吹气来减弱过渡段内的分离流动。因此在机匣上开始分离的附近位置开孔吹气,然后将吹气位置、吹气总压和吹气角度进行调整改变,研究结果表明,吹气这种方式对过渡段内的分离流动控制是有效果的,但要找到合适吹气位置、吹气总压和吹气角度。