随着航空发动机和燃气轮机的不断发展,对涡轮负荷也提出了更高的要求。涡轮负荷的增加会导致损失的增加,因此深入了解高负荷涡轮内部流动机理显得至关重要。叶轮机械由于内部流动复杂,其中二次流损失约占总损失的30%-50%。各国专家和学者们开始对二次流损失的控制进行大量的理论分析和试验研究,其中,非轴对称端壁被研究证实可以有效控制叶栅二次流。本文以某高负荷涡轮导向叶片为研究对象,数值计算了四个出口马赫数0.55、0.75、0.85和0.90,五个来流冲角-20°、-10°、20°、10°、0°下的叶栅流场。通过分析叶表静压、端壁和叶片吸力面极限流线、涡量和总压损失系数,研究了出口马赫数和来流冲角对涡轮叶栅的影响。涡轮出口马赫数和来气冲角发生变化时,叶栅的总损失、叶表负荷分布及涡轮内部涡系结构的变化。同时,将扇形叶栅的上端壁和下端壁均采用非轴对称造型。研究了非轴对称端壁造型对涡轮叶栅内二次流的控制机制。分析了随出口马赫数和来流冲角的变化非轴对称端壁对二次流损失特性的影响规律。结果表明:叶栅总损失随出口马赫数的增大而增大,正的来流冲角下叶栅总压失均大于负的来流冲角下叶栅总损失。在不同出口马赫数和来流冲角下,采用的非轴对称端壁均可以有效地减少叶栅总损失,抑制周向二次流,但变化幅度不同。马赫数为0.85时非轴对称端壁改善效果最好,出口马赫数为0.55、0.75、0.85和0.90时叶栅总损失相比原型叶栅依次减小了 8.16%、10.44%、10.81%和9.85%;正的来流冲角下改善效果优于负的来流冲角下的改善效果,来流冲角为-20°、-10°、20°、10°、时叶栅总损失分别减小了 10.28%、10.25%、10.53%、10.60%。