为了提高经济适用性和环境友好性，现代高性能民用航空涡扇发动机通常采用大涵道比。在大涵道比涡扇发动机中，由于高、低压涡轮部件之间的气动匹配需求，通常会在高压和低压涡轮之间布置一段具有较大径向跨距的扩压流道，即涡轮过渡段。为了减重，发动机的整体结构趋于紧凑，这使得涡轮过渡段的设计变得越来越紧凑，朝着超紧凑涡轮过渡段发展。然而，超紧凑涡轮过渡段特有的大曲率弯曲以及高扩压率使得过渡段内部存在复杂轴向逆压梯度及径向压力梯度，导致过渡段内部极易出现流动分离现象，并诱导出各种复杂涡系结构，或使流动损失增大，或使低压涡轮的来流品质降低。因此，超紧凑涡轮过渡段已经成为民用大涵道比涡扇发动机设计中一个关键问题。为了完成有效设计，有必要对超紧凑涡轮过渡段进行深入研究。本文以某在研型号涡扇发动机的涡轮过渡段为基准，设计了超紧凑涡轮过渡段模型实验件，围绕关键参数（长度、中位角）的影响开展了实验研究，并用数值模拟探究了其内部流动机理。　　在实验研究中，以中科院工程热物理研究所的涡轮过渡段实验台为基础，借助压力探针和静压孔等测量方法，对三个具有不同关键参数的超紧凑涡轮过渡段进行了实验测量。实验研究表明:(1)超紧凑涡轮过渡段的轮毂和机匣静压都反复经历升降过程，沿程交替处于顺压梯度和逆压梯度中，且逆压区间占比都很大。轮毂的压力变化遵循<逆—顺—逆>模式，而机匣遵循<顺—逆—顺>模式，或者<顺—逆>模式;(2)关键参数无量纲长度L/h和中位角φ以相反方向反映了过渡段紧凑程度的变化。随着无量纲长度L/h缩短，或者随着中位角φ增大，过渡段的扩压效率降低，流动损失增大;(3)基于关键参数无量纲长度L/h和中位角φ，可以用新参数S-L(Slope-Length)来统一反映过渡段的紧凑程度。随着参数S-L增大，意味着过渡段更加紧凑，过渡段的扩压能力下降。　　为了深入分析过渡段内部流动机理，借助经过实验验证的Numeca软件，对三个超紧凑涡轮过渡段作了更接近真实情况的数值模拟研究。研究表明，超紧凑涡轮过渡段的内部流动特征包括:对涡的演化（生长—壮大—减弱—消失）、上游尾迹的减弱消失，以及附面层低能流体的输运。对涡从过渡段前段区域的轮毂侧开始形成，不断卷吸轮毂附面层的流体得到持续壮大，并在径向压力梯度作用下向上运动;直到轮毂第二弯，对涡开始走向衰弱，并慢慢消失。与此同时，上游尾迹在过渡段中始终经历一个不断减弱直至消失的过程。另外，支板改变了其所在区间的过渡段端壁压差，以及内部流动状况。在无支板情形中，轮毂和机匣的压力差沿程在不断缩小，且上游尾迹对轮毂附面层流体有卷吸和输运作用;在带支板情形中，轮毂和机匣的压力差沿程基本保持恒定，但上游尾迹对轮毂附面层流体没有卷吸和输运作用。