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航空发动机高推重比的发展方向对涡轮部件的性能提出了更高的要求，高温高负荷化的涡轮已成为未来先进航空发动机的关键技术之一。本课题以国家自然科学基金项目(编号10577019)为依托，选择3种典型的高/超高负荷平面涡轮叶栅，叶型折转角分别为113°、128.5°和160°，通过详细的数值模拟和实验测量，揭示了高/超高负荷涡轮叶栅内部流动分离和旋涡发展的规律。在此基础上，进一步探讨了弯叶片控制高/超高负荷涡轮叶栅内部流动分离的气动机理。
本研究首先对不同折转角的高/超高负荷涡轮叶栅的内部流场进行数值模拟和实验测量，讨论叶型折转角对出口涡量分布、气流角分布以及流动损失的影响。同时，引入拓扑分析理论，捕捉旋涡分离与再附的位置及特征，揭示流动分离的产生和发展规律，尤其是各种旋涡的演变过程及其对流场的影响，建立高/超高负荷涡轮叶栅的旋涡模型。在此基础上，进一步开展叶片弯曲对壁面流谱、出口涡量分布、气流角分布以及流动损失的影响。结果表明分离结构不同引起的损失展向分布不同是弯叶片对3种叶栅的气动性能具有不同影响的根本原因：
当叶型折转角为113°时，尾缘涡靠近叶片中部，其尺度和强度较大；而通道涡靠近端壁发展，其强度和尾缘涡相当；此旋涡结构的结果是叶栅损失呈现两端高、中部低而两者差别不是特别大的展向分布特点。此时适当的叶片正弯可以削弱通道涡并减少其与壁角涡和端壁附面层的掺混从而获得总的叶栅性能的提高。然而，正弯同时会引起尾缘涡强度和尺度的增加，从而增加叶片中部的流动掺混，因此正弯对流场的改善并不明显。
当叶型折转角为128.5°时，壁角涡和尾缘涡很弱，通道涡在流场中居于支配地位，对叶栅损失影响最大；此旋涡结构导致叶片中部损失明显高于端部。此时适当的叶片反弯可以削弱通道涡强度，并阻止上下通道涡在叶片中部汇合，从而减少了叶片中部的流动掺混，使叶栅气动性能明显提高。
当叶型折转角为160°时，通道涡、尾缘涡和壁角涡交替排列，并有可能产生集中脱落涡；虽然通道涡强度最大，并在叶片中部汇合，但尾缘涡和角涡的强度和尺度变化剧烈，也对流动具有重要影响；同时根部低能附面层较厚；其结果是叶片中部损失高于端部，但差别没有折转角为128.5°的叶型大。此时适当的叶片反弯可以削弱尾缘涡和通道涡，并使通道涡远离叶片中部而介于尾缘涡和角涡之间，从而减少了叶片中部的流动掺混，获得叶栅气动性能的提高。同时角涡增强、角区附面层增厚以及角区集中脱落涡的出现又增加了角区流动掺混，因此反弯的效果不如折转角为128.5°的叶型明显。
最后，本文对高/超高负荷涡轮叶栅内部的附面层迁移规律作了进一步讨论，认为附面层迁移包括附着涡层迁移和自由涡层迁移，在高/超高负荷涡轮叶栅中采用弯叶片减少二次流损失时应重点考察自由涡层的迁移。