为探究局部进气对涡轮叶栅内部流场的影响机理,本文针对某大膨胀比涡轮叶栅,采用数值模拟方法,对局部进气条件下涡轮叶栅内部流场开展了详细的研究与分析,并研究了不同的出口马赫数与来流攻角下局部进气涡轮叶栅内部流动规律和机理.结果表明:局部进气导致涡轮叶栅中马赫数分布发生变化,在涡轮叶栅进口出现高马赫数区域和弓形激波,进口气流经过弓形激波减速后,又在叶片吸力面表面加速,而后再次遇到通道激波减速,随着涡轮叶栅出口马赫数增加,涡轮叶片压力面前缘附近气流再次加速至超声速,形成位于叶片压力面的新激波;随着出口马赫数增加,位于涡轮叶栅通道中的低速区逐渐消失,而在叶片吸力面喉部处又稳定形成低速区,气流在叶栅通道中先减速后加速,出口形成超声速流动;涡轮叶栅端壁处高静压区域向下游移动,叶栅进口端壁附近出现流动分离,局部进气导致涡轮叶栅端壁二次流方向改变,进口端壁存在回流,受到端壁叶片压力面尾缘附近的强静压区域影响,端壁处叶栅通道中出现不同于正常进气条件下的横向二次流;叶片吸力面流线由端壁两侧沿展向于叶中汇聚后分别流向叶片前缘与尾缘,流向叶片前缘的吸力面流体与进口气流相遇造成涡轮叶片吸力面出现流动分离.