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在现代高性能的航空涡扇发动机设计中，为了提高经济性，采用较大涵道比，导致风扇高度增加较大，高低压涡轮转速差距较大，高低压过渡段采用大子午扩张型线结构，给低压涡轮及过渡段气动设计带来较大的困难。本文针对此类涡轮设计要求的特点，采用了两种设计方式对原型进行改型，并对两种改型方案进行了数值模拟，从而研究如何控制此类低压涡轮和过渡段分离，提高其气动性能。研究表明，采用两种方法都能够有效的改善流动和降低损失，相比之下，前掠宽弦方案更佳有效。