涡轮是航空发动机的核心部件，其内部流动本质上是非定常的。低压涡轮因工况雷诺数低，吸力面边界层极易发生分离；高压涡轮展弦比小、端区二次流损失严重；高负荷跨声速涡轮中还存在严重的尾缘激波损失。掌握涡轮内部非定常流动机理，对指导高性能涡轮的设计具有重要意义，因此本文围绕这几个问题开展了深入研究。本文采用自主开发的CFD软件NUAA-Turbo作为研究工具，首先在其基础上添加了引入转捩准则后的SA湍流模型、六阶对称WENO格式、DES算法、双时间步非定常算法以及相位延迟单通道非定常算法，并发展了自主的网格生成技术。其次本文以圆柱和T106A低压涡轮叶片为研究对象，对尾迹诱导边界层的非定常转捩进行了数值模拟。准确模拟了分离诱导转捩、尾迹在叶栅通道内的输运过程、尾迹的负射流特性、尾迹对层流分离的抑制作用等现象，揭示了周期性尾迹与边界层非定常相互作用的机理，并指出尾迹通过频率是重要的影响因素，合理利用尾迹来抑制边界层的分离，对指导低压涡轮的性能提升具有重要意义。然后本文以CW-22高压涡轮叶片为研究对象，对端区二次流进行了数值模拟。准确捕捉了前缘马蹄涡、通道涡等端区二次流涡系结构，并对涡系结构的形成和发展机理进行了解释，合理组织和控制二次流漩涡流动，能够有效减小高压涡轮端区二次流损失。此后本文对高负荷跨声速涡轮中尾缘激波的形成机理进行了深入研究，并对激波控制技术展开了综述性的探讨。研究发现尾缘基底区是尾缘激波损失的根源，通过一系列措施可以有效减弱激波强度、减小激波损失。最后本文对GE-E3双级高压涡轮内部流动进行了定常和非定常模拟。定常计算准确地获取了总体性能参数，叶栅通道内流动状态良好，计算结果与试验值相吻合；应用相位延迟法的非定常计算则捕捉到了第二级转子上的尾缘激波和上游叶排尾迹向下游输运的过程，通过对流场进行损失功分析发现该涡轮中叶片表面边界层和尾迹是最主要的损失来源。