新世纪以来,航空工业的发展对航空发动机性能提出了更高的要求,低压涡轮作为核心部件之一,其发展趋势是减少叶片数量和重量,增加叶片负荷并提高效率,使发动机推重比上升,同时耗油率和制造成本大幅下降。低压涡轮的工作雷诺数往往处于发动机所有部件中的最低水平,随着负荷的升高,叶片表面边界层极易发生分离、转捩及再附等现象,导致发动机效率下降,性能恶化。因此,探讨高负荷低压涡轮内部的非定常流动特性,特别是叶片表面边界层的演化机理,对研制高性能航空发动机有重要的意义。本文基于动力涡粘模型,开发了适用于动、静计算域同时存在的三维可压缩流动大涡模拟程序。首先通过对单圆柱扰流、并列圆柱绕流和逆压梯度条件下平板层流分离流动的模拟,验证程序的可靠性,并讨论圆柱尾迹的运动规律,以及逆压梯度对平板层流边界层转捩的作用机理,为掌握低压涡轮内部的非定常流场特性奠定基础。其次,对实验工况下的低压涡轮流场进行了全面研究,通过分析瞬态耗散函数的分布和变化规律,揭示了流道中损失产生的来源和原因。在此基础上,分别对不同来流攻角和雷诺数条件下的叶栅非定常流场做了对比,着重探讨了较大负攻角时压力面边界层和大尺度旋涡结构的演化过程,以及雷诺数对吸力面边界层发展过程的影响。最后,利用在叶栅进口布置匀速运动的圆柱模拟上游尾迹,研究了不同折合频率条件下,尾迹对叶栅吸力面边界层的作用机制和对气动损失的影响。以典型低压涡轮平面叶栅T106A为研究对象,从时均和瞬时流场两个方面研究了叶栅内部的流场特性。结果表明,吸力面静压系数在62%轴向弦长附近达到峰值,随后受逆压梯度和粘性共同作用,层流边界层发生分离。吸力面剪切层依次经历了展向涡卷起和配对、?涡形成并生长等过程,大尺度旋涡的崩溃和破碎主要发生在叶栅尾迹区内,即尾缘之前并没有完成转捩,整个转捩过程在叶栅尾迹内结束。通过局部损失分布规律可知,吸力面前半部分及整个压力面的近壁区、吸力面后部分离区与主流交界处、叶栅尾迹区都存在较大的速度梯度或应变变化率,具有较高的耗散值,均为能量损失的主要来源区。边界层内的回流区速度梯度较小,仅为低速流体的聚集区,而非损失来源区。来流攻角主要影响叶栅吸力面前部以及压力面侧流场参数的分布,从正攻角+7.8?向负攻角-10?变化的过程中,吸力面前缘分离泡逐渐消失,叶栅负荷降低;当攻角为-5?时,压力面侧边界层开始出现分离;攻角为-10?的工况中压力面时均分离泡长度约为39%倍轴向弦长。在较大负攻角条件下,压力面侧边界层在前缘附近卷起大尺度展向涡,并向下游发展,展向涡演化为反向旋转的流向涡对后,边界层外缘的高能流体不断被卷吸到近壁区,这增加了近壁区流体的动量,使得边界层在压力面中部形成再附,流向涡持续发展至叶栅尾缘附近,并流出流道。雷诺数条件对涡轮叶栅流场的影响主要体现在吸力面后部。随着雷诺数的升高,吸力面前缘分离泡存在时间及尺寸均增加,分离剪切层开始卷起展向涡的位置和转捩起始位置提前,但吸力面后部边界层分离点向下游移动,分离泡尺寸缩短。当雷诺数增加至2.0?105时,剪切层不会卷起占据整个展向宽度的展向涡,而是在近壁区直接形成大量小尺度结构,使边界层内流体的脉动和湍流强度增加,并加速完成转捩过程。从耗散函数的角度来看,高雷诺数条件下,吸力面后部的高耗散区更靠近叶栅表面,并且由于湍流度的增加使其分布更加混乱,但叶栅尾迹内高耗散区宽度变窄,出口总压损失减小。周期性来流尾迹的存在,使叶栅进口截面主要发生了两方面的变化,一是增加了来流湍流度,二是气流以更接近零攻角的方向冲击前缘。这两个因素共同作用下,吸力面前缘分离泡消失。随着折合频率的增加,吸力面后部的雷诺应力和湍动能峰值更靠近壁面,边界层分离现象受抑制程度更大。壁面切应力时空图中出现了“孤岛”现象,即尾迹与边界层相互作用时,分离现象明显减弱甚至完全消失;而在尾迹通过的间隙阶段,与无尾迹情况类似,K-H不稳定性会主导转捩过程。在来流尾迹作用下,吸力面后部及叶栅尾迹区的耗散有所减小,但主流区耗散增加,并成为损失的主要来源之一。存在最佳的尾迹折合频率,使涡轮气动性能达到最优,过高的折合频率会导致出口损失增加。