近些年，随着航空发动机领域的逐步发展，航空发动机的推重比逐渐增加，航空涡轮的负荷逐渐增大。自从20世纪80年代以来，提升涡轮负荷的主要方法是增大涡轮叶片的折转角，经研究发现，在大折转角高负荷的涡轮叶栅中，流场中存在着严重的流动分离现象，以及旋涡流动，这种现象严重的影响了叶栅的气动性能，叶栅损失剧烈，为了削弱这种损失，常采用将叶片进行弯曲造成型的方法来改善叶栅的气动性能。　　本文基于CFD研究手段针对大转角涡轮叶栅开展了弯叶片对叶栅流场结构和气动性能影响研究。重点分析了几何参数对气动性能参数的影响规律，探讨了在典型工况下弯高弯角对叶栅流场旋涡结构的影响，同时对损失的成因进行了分析。　　本文首先基于113°平面叶栅的实验结果，验证了数值方法采用的湍流模型的正确性，然后对原始的叶型的三维叶栅进行了网格的无关性的验证，验证结果表示，当网格数目达到150万时，再增加网格数目将不会对计算结果产生较大影响，结合以上内容，证明了数值模拟的可靠性。　　其次设计了具有不同弯高（10%、30%、50%）、不同弯角（-30°~30°）和不同冲角（-9°~9°）的大量计算方案，利用哈尔滨工业大学气动中心自主研发的弯叶片造型程序进行弯叶片的三维造型，进行数值计算，研究了几何参数对叶栅性能参数（损失系数、落后角等）的影响规律。　　最后，探究流场中损失形成的原因，研究表明，叶栅损失的主要来源是通道涡与尾缘涡相互作用产生的流动分离。