航空发动机市场的激烈竞争使得世界各国对发动机的要求向着更简洁,更有效的方向发展,这促使航空涡轮的制造者去优化发动机的每一个部分.相应地对包括叶片型线在内的通流部件气动设计提出了更高的要求.在现代航空发动机工业中,跨音叶栅的应用日益广泛,要求设计出性能良好的跨音叶栅的问题也更为突出.叶栅中的叶型损失在很大程度上取决于斜切面中叶背的长度.在超声速叶栅中,在斜切面产生强烈的波损失,从动叶顶部沿着吸力面到根部前缘这一区域是影响静叶尾缘激波的主要区域,静叶尾缘激波与静叶尾迹的作用以及与动叶吸力面上反射回的激波相互作用都受这一区域的影响,这表明波损失与气流过度膨胀及叶背产生的激波系有关.因此,在超声速叶栅中,增加斜切面通常导致损失增加.不同叶背出口到尾缘型线,它的曲率配置,对流谱,从而对跨声速叶栅的气动效率有强烈的影响.通常用弯角来描述这段的形状.所以要研究弯角对叶型损失的影响.另外,在超声速叶栅中,为了减少导向叶栅及工作叶栅的叶型损失,减少相对栅距及弯角,增加安装角是适宜的,是由于斜切面长度占优势的影响.二次损失在透平叶栅总损失中占有相当大的比例,因此,如何降低二次损失成了关注的焦点.本课题的研究目标是通过对叶片型线的机理研究,给出适合于跨音涡轮动叶的叶型设计规律.本文给出叶片二维基准截面的成型方法.将叶型参数化,用若干个设计参数描述叶型.应用本文给出的叶片成型方法,以某型跨音速涡轮Ⅰ的动叶栅和某型跨音速涡轮Ⅱ的动叶型为背景叶栅,重新成型叶片.首先,应用S1流面计算,对各种改型方案的二维截面的流场计算分析;然后,对S1流面计算分析时得到损失最小的叶片,使用HIT3D软件进行级的全三维流场计算验证.结果表明,在跨音叶栅中,后弯角取15°左右、后楔角取6°~10°、出口角系数在0.3~0.6时,叶片型线光滑且曲率波动稳定的叶型具有较好的气动性能;二维计算得到损失最小的叶片在全三维计算时的确可以提高整级的效率.本文的涡轮Ⅰ改型后的叶片提高了1.06﹪的整级效率.改型设计是成功的.