对于竞争激烈的航空发动机产业而言,经济性永远都是发动机一个非常重要的指标。随着设计方法及计算机软硬件条件的不断改善,人们对航空发动机的气动性能的要求越来越高,而发动机各部件的性能又直接影响着整机的性能。本论文针对某型发动机的涡轮过渡段性能偏低的情况,通过优化设计大幅地提高了涡轮的整体性能,同时也针对涡轮过渡段的优化设计总结出了一些很重要的设计规律。本论文的优化工作对象是某型涡桨发动机涡轮的过渡段部分,该机的涡轮部分由燃气发生器涡轮和动力涡轮组成。二者之间是过渡段部分,过渡段的子午流道间均匀布置着6个起导流和支撑作用的导流支板。因为燃气发生器涡轮须拖动压气机工作,所以要求燃气发生器涡轮的输出功率基本不变。但由于优化的结果必然造成涡轮部分整体输出功率增加,而过渡段是不对外做功的,所以优化过程中必须增加动力涡轮的做功能力以保证机组的工作要求。针对这种情况本论文所完成的主要工作是针对过渡段和动力涡轮第一列静叶进行的优化方案1,和在此基础上对燃气发生器涡轮动叶也进行优化的优化方案2。(m)计算及优化过程中使用的是比利时NUMECA公司的NUMECA系列软件,完成原型的数值计算及分析后,本文应用了FINE/Design3D模块的人工神经网络与遗传算法相结合的优化体系,对原机涡轮过渡段的子午流道及导流支板进行了大量的优化工作。通过优化设计使涡轮部分的气功效率分别提高了0.98%和1.33%(方案1和方案2);更为重要的是针对于这类涡轮过渡段的优化设计总结出了如下优化设计规律:由于导流支板的数量较少,其对气流的控制能力较弱,且过渡段有可能存在着逆压梯度,所以导流支板的气流转折角度不宜过大,否则会造成流动分离而降低气动效率。燃气发生器涡轮的出口气流角度要与动力涡轮进口的气流角度尽量接近;且该气流角度越接近轴向,过渡段的气动性能越好。子午流道形状及导流支板的外型要相互配合以满足亚音速扩压流道的要求,而这种逐渐扩压流道的气动损失最小。