在现代大涵道比涡扇发动机中，通常采用紧凑式S型过渡段连接高低压涡轮级。缩短过渡段长度能够给降低过渡段重量，从而提升发动机的整体性能。但过渡段的长度变短时，逆压梯度变得更强，这将会导致边界层分离，带来更大的损失。另外，过渡段上游来流包括叶顶泄漏涡、端壁二次涡和尾迹等结构，这些复杂流动再加上过渡段的曲线外形以及压力梯度，使得流动在过渡段内的发展更加难以预测。总而言之，理解过渡段内的流动机理是未来过渡段设计的关键。本研究采用实验和数值模拟相结合的方法，从以下几个方面对高低压涡轮间过渡段进行研究和探索，并且得出了一些结论，具体内容如下： 1）研究过渡段机匣和轮毂、支板叶片等几何结构对流动特性和气动性能的作用机理。讨论进口气流偏角、湍流度、雷诺数、马赫数、非定常效应等因素的作用。通过这些研究，深入理解紧凑式过渡段的流动特性和损失机理。 2）研究上游来流在过渡段内的发展，重点分析进口叶顶泄漏流的作用。理解泄漏流在过渡段内的演化过程和对机匣近壁流动分离的作用；揭示进口叶顶泄漏流和尾迹等进口条件耦合情况下，过渡段中的流动特性和流动损失机理。研究涡旋发生器对过渡段流动控制的机理和效果，评估这些方法在紧凑式过渡段中的应用前景，并给出具体建议。 3）研究过渡段内损失生成机制，过渡段的粘性剪切是衡量流动损失的重要参数。通过过渡段边界拟涡能流分析，得出了优化端壁压力谷值区域能够有效降低总损失的结论。基于此结论，发展了一套过渡段优化的设计方法。 本项目的成果包括SCI论文13篇，发明专利1项。

采用紧凑式涡轮过渡段设计可以有效降低发动机长度，减轻发动机重量，不过也对气动设计水平提出了更高的要求。本项目拟通过实验和数值模拟的方法，系统研究紧凑式过渡段的气动性能机理，并发展优化设计的方法。首先将研究过渡段来流条件对其气动性能的作用机理，重点分析理解来流中叶顶泄漏流的作用。之后将研究过渡段机匣、端壁和支板叶片等几何结构的作用，并理解湍流度、雷诺数、进口非定常效应等因素的作用。研究中将深入理解紧凑式过渡段中涡系演化，湍流掺混和近壁分离等流动特性，揭示流动损失机理。随后，将针对紧凑式过渡段中的流动特点，发展抽吸气、涡旋发生器和非对称端面等流动控制技术。在此基础上，发展紧凑式过渡段的气动优化设计方法，开展优化设计并进行验证。最终为我国大涵道比涡扇发动机高低压涡轮过渡段的设计打下坚实的理论基础，并提供设计方法。

《小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统及试验方法》实施例的小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统通过搭建网络化的虚拟平台实现，以对小型涡轮发动机涡轮部件的气动性能进行虚拟试验，从而短涡轮试验周期，降低试验风险和实际试验的费用。如图1所示，为该发明实施例的小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统结构图。该小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统包括三维造型模块100、流体动力学建模模块200、组装模块300、三维计算模块400、后处理模块500、试验报告及评估报告生成模块600、数据库管理模块700、用户管理模块800。

其中，三维造型模块100主要采用具有参数化建模功能的UG模块（Unigraphics NX）进行试验器涡壳三维模型和试验件三维模型的建立。在《小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统及试验方法》的实施例之中，参数化建模即对涡壳、试验件的几何结构运用几个结构参数进行描述，如长度、宽度、厚度或直径、半径等。当该涡壳、试验件的结构大小发生变化时，只需修改描述该涡壳、试验件的参数值而不需要修改模型本身。

其中，流体动力学建模模块200根据三维造型模块100生成的涡壳三维模型和试验件三维模型采用CFD软件（IcemCFD和Turbo Grid软件）进行流体动力学模型的建立，以生成涡壳流体动力学模型和试验件流体动力学模型。

其中，组装模块300用于对流体动力学建模模块200生成的涡壳流体动力学模型和试验件流体动力学模型进行组装，生成可用于气动性能试验的计算模型。具体地，将可用于气动性能试验的涡壳计算模型与试验件计算模型按照其实际的物理状态进行拼接，使其变为一个可用于计算的完整模型。

根据试验任务书设置试验工况、试验工质。三维计算模块400根据设置的试验工况和试验工质结合组装模块300生成的用于气动性能试验的计算模型进行试验仿真。在试验过程之中还可监控关键截面的参数变化。在计算之前，在关键截面设置监控点信息，该信息主要包括监控点的位置（三维坐标值）及监控参数，如压力、温度等。

后处理模块500根据试验结果进行后处理分析，以获得各个流面的参数分布及涡轮三维特性数据，并将试验结果与涡轮实物试验数据进行对比，获得两者之间的关系，例如获得涡轮特性参数如效率、功率、流量等参数的差异。在《小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统及试验方法》的实施例之中，后处理分析包括对各流面（S1流面、S2流面、S3流面）的各参数（总温、总压、静温、静压、速度、马赫数等）分布的分析、各关键截面（叶片排进出口截面等）参数的分析、叶片损失系数、流线分布等。

试验报告及评估报告生成模块600用于根据试验结果及试验情况进行总结，并完成试验报告及试验平台评估报告。

《小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统及试验方法》实施例的小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统具有数据库管理功能，可通过数据库管理模块700对虚拟试验的试验模型、试验工况参数、试验结果数据、特性曲线、参数分布图形等信息进行存储管理，并为用户提供检索，查询和统计以及分析评估的功能。

用户管理模块800用于对用户实行权限管理，以使不同权限人员对虚拟试验任务书、虚拟试验方案、虚拟试验模块有不同的访问、修改权限。该系统之中用户权限共分为三类：系统管理员、试验者或设计者、浏览者。其中，不同权限人员对虚拟试验任务书、虚拟试验方案和虚拟试验模块有不同的访问，修改权限。在用户登录进入小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统之后，系统根据预设的该用户的权限确定该用户可进行的操作范围，从而保证了数据库数据的保密、可靠和一致。

如图2所示，为《小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统及试验方法》实施例的虚拟试验方法流程图，该方法基于上述的小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统。该方法包括以下步骤：

步骤S201，制作涡壳，生成涡壳三维模型和涡壳流体动力学模型。其中，涡壳包括六个部件，分别是进口1（jk1）、进口2（jk2）、前盆（qp）、后盆（hp）、出口1（ck1），出口2（ck2）。涡壳的制作过程是首先制作六个部件，然后合并六个部件生成涡壳。六个部件的制作过程是首先UG创建几何文件，生成涡壳三维模型，然后由Icem生成涡壳六个部件的流体动力学模型，最后由CFX合并六个部件的流体动力学模型，生成涡壳流体动力学模型。如图3所示，为《小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统及试验方法》实施例的涡壳制作流程图。

步骤S202，制作试验件，生成试验件三维模型和试验件流体动力学模型。试验件的制作根据选用网格工具的不同提供两种制作方式，IcemCFD方式和TurboGrid方式。

方式一、IcemCFD方式：

首先由专门的设计软件创建静叶和动叶的点文件，然后由UG软件创建三维模型，再由IcemCFD创建静叶和动叶的流体动力学模型，最后由CFX合并静叶和动叶的流体动力学模型，生成试验件流体动力学模型。

方式二、TurboGrid方式：

首先由专门的设计软件创建静叶和动叶的点文件，然后由UG软件创建三维模型，再由TurboGrid创建静叶和动叶的流体动力学模型，最后由CFX合并静叶和动叶的流体动力学模型，生成试验件流体动力学模型。。

如图4所示，为《小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统及试验方法》实施例的试验件制作流程图。

需要说明的是在《小型涡轮发动机涡轮气动性能虚拟试验系统及试验方法》实施例之中，步骤S201和S202之间没有顺序关系。

步骤S203，进行全通道试验。首先合并涡壳流体动力学模型和试验件流体动力学模型，然后通过设置工况参数和工质参数在合并后的涡壳和试验件上开始试验，试验后进行后处理分析，并生成试验报告。如图5所示，为该发明实施例的全通道试验流程图。如图6所示，为该发明实施例的制作试验大纲子流程示意图。

冲击式涡轮机与威尔斯涡轮机的比较

根据涡轮机的起动特性，冲击式涡轮机的起动只需要很短的时间。这意味着，冲击式涡轮机可以比威尔斯涡轮机起动速度更快，而且在同样的起动时问内产生更多的功率。此外，它的运行速度要比威尔斯涡轮机低。这是由于冲击式涡轮机的转矩系数要高于威尔斯涡轮机的转矩系数，而且在无负载条件下冲击式涡轮机的流量系数较低。因此，由于机械优势和降噪能力，冲击式涡轮机似乎更适合于设计更好的WEC应用系统（WEC,海洋波浪能发电）。