高空化、远程化的战争模式在近代战争史中表现出强大的优势，随着空间技术的发展，临近空间飞行器在通信保障、空间对抗以及战略打击等方面的优势地位越来越得以彰显，而临近空间飞行器的能源供给问题也成为各国的研究热点。因此，开展小型外挂式引流涡轮的研究可以实现飞行器高速飞行时产生的空气动力能与机械能、电能之间的高效、稳定转换，打破传统储电设备及太阳能设备应用在临近空间飞行器上的局限性，为长航时飞行的飞行器机载设备和其它传感器提供所需能源，具有重要意义。本文以临近空间高超声速飞行工况下的引流涡轮为对象，研究了高超声速、高入口畸变等条件下的引流涡轮叶型气动设计方法，利用预设的钝体代替涡轮与飞行器进行一体化初期模拟，预估引流涡轮装置对飞行器整体性能的影响，并获取涡轮正常工作时的边界条件以进行一维参数计算，在此基础上展开了二维/三维叶片气动设计，寻求合适的叶片造型和积叠规律，提出了小前缘、薄尾缘、直线型斜切部分等设计准则。设计过程中采用了涡轮叶片前掠的方法来降低激波对其性能的影响，并探讨了涡轮钝头对其性能的影响，研究结果表明，掠角为10°、钝头斜角为30°时涡轮的输出功率最大。通过引流涡轮装置与飞行器一体化耦合计算对所设计的涡轮进行性能验证并进行改进，综合考虑装置对飞行器性能影响及装置进气均匀度等因素，最终提出满足功率输出要求的设计方案。由于在飞行器不同飞行工况下，引流涡轮装置输出功率差异巨大，为保证在不同飞行工况下涡轮装置功率的稳定输出，本文探讨了通过改变涡轮装置在飞行器上的偏转角度以调节其迎风面积的方法来控制输出功率，设计出具有高效、稳定输出功率等特点的引流涡轮系统。以此为基础对几种不同工况下输出功率与偏转角度的关系展开了研究，并对结果进行数值拟合以方便实现电子无反馈自动调节的目的。最后，分析了涡轮系统与飞行器之间的相互干涉作用及流动演化机制，探讨了涡轮装置输出功率自稳定过程中对飞行器升阻力及偏航、俯仰力矩系数等参数的影响。