现代大涵道比涡扇发动机对高推重比的要求使得高低压涡轮之间过渡段变得更加紧凑,过渡段的严重弯曲使得进入过渡段流道的气流很容易出现分离,诱导出很强的二次流动,急剧降低过渡段的总压恢复性能,同时增加了低压涡轮进口流场畸变和旋流强度。在超紧凑涡轮过渡段能够有效地设计和安全地使用之前,急需开展针对高低压涡轮过渡段内部复杂流动机理和调控技术的研究。在此前提下,本文主要开展以下几个方面的工作：(1)低载荷涡轮过渡段复杂流动机理：以一低载荷的高低压涡轮过渡段为研究载体,在加拿大国家研究理事会航空航天研究所燃气涡轮实验室的大尺度低速环形轴流涡轮风洞试验台上,借助七孔针、热线风速仪和油流显示等测试手段,研究了不同来流条件(气流角分布,雷诺数大小,附面层厚度,湍流度)下过渡段内部复杂涡系发展和端壁附面层变异机制,深入分析上游流动状况对过渡段内部流场的作用机理,量化进口参数变化对气动损失的影响。实验和数值计算结果表明,对于低载荷的高低压涡轮过渡段来说,在前半段由于径向压力的影响,轮毂附面层内和尾迹中的低能流体往上运动,在轮毂附近形成轮毂对涡,此对涡将一直持续到过渡段出口。在轮毂对涡上方,剩余的低能流体由径向压力驱使继续往上运动,聚集在机匣处。在机匣的强逆压梯度之下,发展成机匣处的三维附面层,诱导机匣三维附面层分离。到后半段,机匣由于径向压力的反向,形成与轮毂对涡方向相反的机匣对涡,一直延续到过渡段出口。增加轮毂进口附面层厚度,不影响过渡段内轮毂附面层发展,而增加进口机匣附面层厚度,使对机匣对涡增强,附面层分离提前。高的湍流度,使得附面层发展变缓,抑制附面层分离。提高机匣气流角能够使机匣附面层分离滞后,而提高轮毂气流角对轮毂附面层影响不大,进口气流角梯度越大轮毂对涡越强。针对小尺度分离的低载荷涡轮过渡段,进口气流角越小,损失越小(2)超紧凑涡轮过渡段优化设计：在上述低载荷涡轮过渡段的基础上,本文将通过提高中位角,增加进出口面积比等手段,获得三套超紧凑涡轮过渡段。为了提高性能,采用基于N-S方程结果进行优化设计的综合环境FineTM/Design3D进行了超紧凑高低压涡轮过渡段的优化设计研究,通过优化过渡段型线有效地调控过渡段内部复杂流动。研究结果显示,对比优化前后的结果,优化后的流场结构得到了很大程度的改善,附面层分离滞后,总压恢复系数降少了0.6%。对优化后的流场结构进行分析,得出在对涡轮过渡段进行设计时,最好在过渡段前半段进口附面层厚度薄时,大幅度增加面积比。随后在管道容易分离区域,减少面积比,使流体加速抵制附面层分离。(3)超紧凑涡轮过渡段复杂流动机理：对优化设计得到的过渡段结构在低速环形轴流涡轮风洞试验台上,借助七孔针、热线风速仪和油流显示等测试手段,进行详细地实验研究。对超紧凑涡轮过渡段的复杂流动机理,不同结构参数对其的影响进行归纳总结。并且对不同进口气流角对过渡段内流场的影响进行了详细地讨论。结果显示,对于低载荷涡轮过渡段,提高中位角使得机匣附面层分离提前,加快机匣三维附面层和对涡的产生和发展。增加进出口面积比,机匣上的附面层分离由全三维模式转变成三维加二维特性。此附面层分离在强逆压梯度的情况下,产生一正涡量与随后的机匣对涡相互掺混,提高损失。针对不同进口气流角的影响,在机匣处为大气流角的情况下,超紧凑涡轮过渡段损失最大增加0.7%,可验证优化结果的可靠性。而当机匣气流角小时,超紧凑涡轮过渡段由于附面层分离加强,在载荷最高的结构中,损失增加高达9%。(4)超紧凑涡轮过渡段流动控制：为了进一步提高高负荷高低压涡轮过渡段的性能,在小进口气流角的极端情况下,对涡轮过渡段机匣附面层分离进行流动控制研究,通过实验结果显示,在分离较大的超紧凑高低压涡轮过渡段内,安装旋涡发生器能够很好地抑制过渡段内的附面层分离,损失可减少4.1%。旋涡发生器在进口处,产生复杂的涡系结构,增大附面层流体的扰动性,抑制附面层分离。