航空发动机内存在大量的支板,支板与轮毂或机匣形成交接区,交接区内的流动结构比较复杂,会在实际应用中产生诸多不良影响。所以,正确地理解交接区内的流动结构和动力学特性具有重要的意义。本文采用三维大涡模拟(LES)方法对翼型-平板的简化支板根部模型进行数值模拟。将数值计算所得的湍流统计结果与文献中的实验测量值进行了对比,验证计算网格的可靠性。运用动态模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)技术分析了翼型前缘对称面上的速度场。结果显示:处于湍流流动状态的交接区流动为多频流动现象,并提取了三个主要的流动模态,即一个平均流模态和两个振荡模态,两个振荡模态的频率分别为66.7Hz和105.7Hz。对所得的振荡模态进行时域内的推进演化并与平均流模态进行流场重构,结果揭示了潜在的马蹄涡振荡规律。第一阶振荡模态的振荡规律为马蹄涡的卷并;第二阶振荡模态的振荡规律为马蹄涡的分裂和拉伸。为了充分地观察不同攻角下的交接区的尾流结构,本文数值模拟了0°、6°以及12°攻角工况下的支板根部湍流流动。对时均结果进行分析,观察到翼型周围流场中的三维流动结构,包括马蹄涡、角涡及背涡等结构等,分析了它们生成的原因,并给出了它们之间的相互作用,论述了支板根部流动结构随攻角改变的规律。最后,对交接区处于层流流动状态的马蹄涡系流动结构进行数值模拟。运用傅里叶模态分解(Fourier Mode Decomposition,FMD)技术对翼型上游对称面上的速度场进行模态分解,发现处于层流流动状态的马蹄涡系为倍频流动现象。将所得到的第1、2阶模态分别叠加到平均流模态进行模态重构并在时域上进行推进演化分析,研究了各主导频率所对应的振荡规律及其潜在的动力学信息。第1阶振荡模态为下游的涡拉伸卷入上游的涡,合并成新马蹄涡;第2阶振荡模态以上游脱落涡先卷入下游涡并诱发更复杂的涡分裂等流动现象。