压气机/涡轮过渡流道是涡扇发动机中的重要静止部件,随着航空发动机技术的发展,高低压部件之间长度缩短、径向偏移增大,对过渡流道的结构及性能提出了更高的要求。发展新的压气机/涡轮过渡流道设计方法以适应当前的压气机、涡轮部件成为了一项有应用价值的研究课题。本文针对带支板的压气机/涡轮过渡流道进行设计方法探究,旨在降低过渡流道的总压损失,并且使其内部支板适应短轴长的过渡流道。研究内容如下:1、提出了压气机、涡轮过渡流道内外壁型线设计方法,该方法的主要特征是构造以直线为主的流道扩张面型线。采用该方法对GP7000航空发动机压气机过渡流道及E~3航空发动机涡轮过渡流道的内外壁型线进行了设计,同时对流道的进出口转接半径进行了参数化研究。将设计前后的压气机/涡轮过渡流道进行气动性能对比。结果表明:设计前后流道的进出口气动参数与原型匹配良好;设计后的压气机过渡流道总压损失系数较原型降低了17%,设计前后的涡轮过渡流道总压损失系数相近。2、对E~3航空发动机涡轮过渡流道进行了验算,将计算所得的进出口马赫数、气流角与实验值对比;鉴于内外壁面静压的变化反映了流道的逆压梯度状态,故也对内外壁静压的计算值与实验值进行了对比,观察二者的变化趋势是否一致。结果表明:利用本文的三维CFD数值模拟方法得出的计算值与实验值吻合良好。3、发展了流道内部整流支板的集成设计方法,用集成设计支板代替原整流支板与导向叶片,使用一排叶片实现原来两排叶片实现的功能。对E~3航空发动机涡轮过渡流道内部整流支板和下游涡轮导向叶片进行了集成支板设计,同时对集成支板的前尾缘倾角、前缘半径进行了参数化研究。将集成设计支板与原型在不同工况下的气动性能进行了对比。结果表明:在设计点工况下,集成设计支板的出口速度分布与原型基本一致,其总压损失系数较原型下降了7.5%;在非设计点工况下,集成设计支板较原型有更大的工作范围且总压损失系数总体较小。通过对压气机/涡轮过渡流道算例的设计,验证了本文提出的压气机/涡轮过渡流道设计方法具有可行性,可以为实际工程设计提供参考,且对提高过渡流道及航空发动机性能具有重要的意义。