大涵道比涡扇发动机被广泛使用于民用航空客机,低压涡轮作为其重要部件之一,其工作效率的高低直接影响发动机的工作性能,为此一般采用高负荷叶片设计以提高发动机的经济效益,然而飞机在高空巡航中,发动机处于低雷诺数环境下,低压涡轮叶片边界层极易发生分离,因此增大了叶型损失,导致低压涡轮气动性能急剧下降,而上游叶片产生的周期性尾迹将会诱导边界层提前发生转捩,从而达到抑制边界层分离的效果,因此本文采取实验与数值模拟相结合的方法,详细研究了尾迹对低压涡轮边界层流动影响的重要机理,开展了如下工作:在正式进行实验前,由于发现热线在近壁处会产生测量误差,为此搭建实验台并最终发现近壁材料与来流风速影响最终测量结果,为后续正式实验做铺垫;在平面叶栅实验方面,采用边界层热线与表面热膜技术以捕捉流场流动信息,处理出多种特征参数以探究不同工况下吸力面边界层流动发展状况,讨论了不同工况下尾迹对吸力面转捩时机和转捩尺度的影响机制;另一方面采用CFX商业软件,在实验工况下对尾迹在叶栅流道中流动发展状况进行细致研究,并探讨不同工况下尾迹的发展状态以及对吸力面边界层分离的影响。结果表明定常状态下吸力面边界层发生再附式分离,而周期性尾迹对吸力面边界层的分离起抑制作用,来流雷诺数与折合频率作为尾迹影响边界层转捩、分离的重要机制,其深刻影响着边界层的流动发展状态,其中雷诺数的增大有利于转捩起始位置向叶片上游移动,转捩后形成的湍流边界层抗分离能力强,边界层分离区域有所减小;在低折合频率下吸力面边界层依然存在着较长的分离期,而在高折合频率工况下,由于尾迹频繁作用于吸力面边界层,其分离时间相比明显较短,这将减少边界层分离所带来的流动损失。