随着无人侦察机、靶机、巡航导弹等小型化作战武器广泛应用，涡轮发动机作为其动力装置其尺寸趋于微型化，微型轴流涡轮作为发动机关键部件之一，需要具有高通流、高输出功、高转速、高效率等特点。特别是在小流量，转速和整体尺寸受到限制的情况下还要出功高，因此使得叶片变的低矮，轮毂比增加，由此带来通道中雷诺数减小、气体粘性作用增强、相对叶尖间隙增大、叶尖间隙泄漏损失和二次流损失增加。本文以某大轮毂比小尺度的弹用单级冲压涡轮为对象，开展了叶尖间隙泄漏和端壁二次流损失研究，分析了小尺度下端壁翼刀和翼梢小翼的流动控制方法的有效性及其对流场参数和涡轮气动性能的影响。主要研究结果如下：　　1、研究了大轮毂比微型轴流涡轮流动特点。相比于常规微型轴流涡轮，大轮毂比微型轴流涡轮下二次流损失和叶尖间隙泄漏损失皆有所增加。研究发现：相比于常规轴流涡轮，大轮毂比微型轴流涡轮下二次流损失为原来的2.91倍，二次流损失高达5.34％；叶尖间隙泄漏损失为原来的3.6倍，泄漏损失高达6.6%，涡轮微型化及轮毂比的增大使得叶栅通道损失增加。　　2、对比分析了大轮毂比微型轴流涡轮转子翼梢小翼技术。各型翼梢小翼均可降低叶尖间隙两侧压差，但翼梢小翼对叶尖间隙分离涡、间隙泄漏流以及间隙泄漏涡的影响因结构型式而有所不同。并重点探讨了组合小翼宽度、间隙高度对转子内叶尖间隙流动的影响。研究表明：单边小翼和组合小翼均通过降低叶尖表面横向压差来减小叶尖间隙泄漏损失和通道损失，除此之外，单边小翼中吸力面小翼通过削弱泄漏涡的发展，压力面小翼通过削弱叶尖间隙区泄漏流体的平均动能，组合小翼通过增大叶尖表面分离涡来堵塞间隙流道及削弱泄漏流体的平均动能，均能够减小叶尖间隙泄漏损失和通道损失，进而提升涡轮级效率。在减小叶尖泄漏方面压力面优于吸力面，但由于压力面小翼强化了叶尖表面间隙区泄漏流体的掺混损失，因而在提升效率方面吸力面小翼优于压力面小翼，组合小翼整合了两型单边小翼的优势，在抑制间隙泄漏和提高涡轮效率方面均优于单边小翼。间隙较小时组合小翼抑制泄漏损失作用不明显，随着间隙的增大其作用逐渐显现，使得涡轮效率提升明显，在间隙5.3%H时效率提升0.464%。虽然组合小翼宽度增加能够减小泄漏流量，但额外增加的摩擦损失和间隙区掺混损失使涡轮级效率基本上无变化。　　3、研究了大轮毂比微型轴流涡轮转子端壁翼刀技术，分析了周向位置、高度、长度对端壁二次流的影响。计算表明，周向位置为θ=3/4的端壁翼刀通过阻碍端壁处低能流体横向迁移，能够有效减少低能流体在吸力面尾部的堆积，削弱低能流体与尾迹的掺混，最高可使二次动能系数下降17.5%；高度为1/3附面层厚度时的端壁翼刀能够较好的削弱低能流体的横向迁移，可使质量平均总压损失系数最高可降低14.4%来；翼刀长度为1/2轴向弦长，距离额线1/4轴向弦长时，既能够阻碍低能流体的横向流动，也能够减少翼刀带来的附加损失，其效果优于其他长度方案的翼刀。总的来说，端壁翼刀能够阻断马蹄涡压力面分支与通道涡的汇合和抑制壁面潜流的横向迁移，使得吸力面角区的低能流体减少，削弱了尾部低能流体与尾迹的掺混。