本文利用实验与数值模拟的方法研究航空发动机涡轮叶栅在改变节距时，其总压损失、出口气流角及叶栅表面静压系数的变化。通过实验和数值计算的结果对比，验证了数值计算的准确性。数值模拟结果显示：相对节距珋t在0.5～1.0范围内变化，叶栅的总压损失在珋t＝0.9时达最小；叶栅入口攻角从-10°逐渐增加至＋10°时，总压损失呈现递增的趋势；随着相对节距每增加0.1，气流出口角相应增加大约2°；随着叶栅相对节距的增加，附面层增厚、脱离，叶型损失增大。
涡轮 稠度 总压损失 静压系数