【出 处】：《 计算机仿真 》 CSCD 2014年第31卷第2期 154-159页,共6页

【作 者】： 王飞飞 ; 吴虎

【摘 要】 在航空大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道优化问题的研究中，亚音速气流在其内部流动会因为扩压作用产生较强的逆压梯度，导致气流分离、边界层分离，这是过渡流道设计中的难点。为了降低过渡流道的流动损失、增大径向偏移、并改善气动性能，根据通流模型并结合一种新的优化变量参数化模型，发展出一种带整流支板的涡轮过渡流道优化方法，并应用提出的发展方法对某大涵道比涡扇发动机带整流支板涡轮过渡流道进行优化，优化后流道静压恢复系数提高，总压损失系数降低，并且流道沿程面积在出VI处减小从而有效抑制了气流分离，仿真结果证明，改进的发展方法的可行性和有效性。