施鎏鎏，罗华玲，张　颜，刘火星

（1.中航商用航空发动机有限责任公司，上海201108；2.北京航空航天大学航空发动机气动热力国家科技重点实验室，北京100191）

大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究

施鎏鎏1，罗华玲1，张颜2，刘火星2

（1.中航商用航空发动机有限责任公司，上海201108；2.北京航空航天大学航空发动机气动热力国家科技重点实验室，北京100191）

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能，对过渡段内部流场进行了详细的试验测量，同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真，并与试验结果进行对比分析。结果表明：过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响，容易发生流动分离；轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响，呈现周向不均匀性。来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜，随着气流角的增大，过渡段总压损失增大。CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好，均能很好地捕捉流场的细节特征；过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小，CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2%。

大扩张角；涡轮过渡段；气动性能；流动分离；气流角；试验；大涵道比发动机

0　引言

大涵道比航空发动机是未来民用航空涡扇发动机发展的趋势。大涵道比发动机常采用大扩张角涡轮过渡段结构，使得子午流道外壁一侧的扩张流动恶化，更易发生端壁附面层分离，明显增加流道内的流动损失，造成发动机性能下降。国外对大扩张角过渡段的研究始于20世纪90年代，Dominy等［1-3］采用叶栅试验结合数值模拟的方法，对大扩张角过渡段内部的流动机理进行了研究；……