随着现代航空工业的迅速发展,航空活塞式发动机因其低油耗、高功重比和高可靠性的特点,在某些航空飞行器上得到了广泛应用。航空活塞发动机在高空飞行时,由于大气密度较低,发动机的进气量下降,因而功率难以满足要求,需要利用多级涡轮增压技术以提高活塞发动机的性能,提高飞行器飞行高度,同时为了减轻质量,涡轮增压器单级压气机增压比和涡轮膨胀比都比较高。向心涡轮可在高膨胀比下正常工作,做功能力强,小流量下能保持较高性能,且制造成本低、便于安装,常用于涡轮增压器、微型涡轮发动机等机械的做功部件。气流在向心涡轮叶轮流道中从径向转到轴向,三维流动特征十分显著,同时由于叶轮转速一般都较高,离心力和哥氏力的影响较大,增加了叶轮内部流动的复杂性,从而给向心涡轮的设计和实验研究带来一定困难。近年来,随着计算机技术的快速发展,应用先进的CFD技术开展涡轮设计已成为现代高性能涡轮设计的重要手段。本文针对某航空活塞发动机涡轮增压器,开展高膨胀比、小流量、高效率的向心涡轮气动设计,利用ANSYS系列软件进行数值模拟验证和强度校核分析,以满足设计要求,并对向心涡轮内部流场和叶片所受应力水平进行分析。研究结果表明,本文设计的向心涡轮轮周效率数值计算值为76.4%,满足了设计要求;在压差作用下,叶顶吸力面产生强烈的泄漏流动,并向压力面发展,与吸力面和上端壁附面层流体以及横流相互掺混产生损失,为向心涡轮主要损失来源;在设计工况抽气量为17.5%时,抽气孔使其附近无叶涡轮箱出口马赫数降低,出口气流角增大;在相同转速下,向心涡轮的流量和功率随膨胀比的增大而增大直至出现堵塞状态,且在一定的膨胀比范围内,存在最佳膨胀比对应向心涡轮的轮周效率最高,随转速的降低,最佳膨胀比向较低值移动;对比不同截面形式的无叶涡轮箱,结构角为70°的梯形加倒圆形式的涡轮箱总压损失最低,轮周效率最高;在离心弯应力和拉应力共同作用下,叶片吸力面接近尾缘区域应力水平较大,且变形方向由吸力面到压力面,安全系数大于1.17,满足了设计要求。