涡轮作为航空发动机、船用燃气轮机、地面重型燃气轮机、船用低速机涡轮增压器等现代机械制造的高端产品的重要部件之一,其性能对整机的运行稳定性和安全性等有决定性的作用。现代涡轮的技术朝着提高涡轮进口温度和减少级数的方向发展,涡轮级数的减少带来的必然结果就是膨胀比的提高,所以发展大膨胀比、跨音速涡轮是亟待解决的问题。但是跨音速涡轮会导致马赫数水平提高,产生激波现象进而产生不可小觑的激波损失,使涡轮的气动性能有所下降。综上所述,开展跨音速涡轮内部流动机理与激波控制方法研究是提高跨音涡轮气动性能的重要手段,对指导跨音速涡轮的的气动设计方法意义深远。首先,选取某型跨音速涡轮的叶型为研究对象,采用CFD数值仿真和气动性能实验相结合的方法,对跨音速涡轮内部及尾缘的流动状况进行了深入的研究,获得了跨音速涡轮内部及尾缘的的激波、激波与尾迹干涉、激波与边界层干扰分布等,为发展低激波损失叶型提供新的设计思路。鉴于上述跨音速涡轮内部的流动特点,通过对跨音速叶型曲率的数学分析,提出了基于数学多项式模型的跨音速叶型设计理念,确保型线上任意点处曲率平滑且连续,以弥补传统叶型曲率调节的局限性进而实现曲率分布向目标函数逼近的便捷性。同时应用跨音速叶型验证了该数学模型的科学有效性。然后,针对跨音速叶型喉部位置、叶型喉部后吸力面曲率、叶型压力面曲率、叶型尾缘半径等方面对尾缘激波的影响进行了系统全面的分析研究。提出了降低激波损失的具体方法:(1)本文的跨音速涡轮叶栅流道选用收扩比率为1.11的缩放形式,可以弱化叶栅尾缘的内尾正激波,正激波之后产生微弱的斜激波,整体激波强度降低;(2)叶型的吸力面喉部之后采用“缓冲段+后续直叶背”的形式,减缓内尾正激波前的气流速度即降低马赫数水平,削弱正激波的强度和吸力面斜激波的强度;(3)叶型的压力面曲率略增大,实现叶片“负荷后移”的思路,用强膨胀波弱化内尾正激波,但是其斜激波与外尾正激波的干涉作用不可忽视;(4)叶型尾缘的激波强度随着尾缘半径的减小而降低,但是对叶型尾缘需综合考虑,切不可只追求弱化激波而忽略冷却、结构强度等因素。为探究激波控制方法在变工况下的特性,对叶型进行了宽工况的模拟,在设计工况或者略大于设计工况的范围内可以得到具有最佳气动性能的跨音速涡轮叶型。最后,探究激波在跨音速涡轮内部三维空间的作用机理,应用上述降低激波损失的具体方法,分析跨音速涡轮内部三维流场的改善情况。除此之外,通过以静叶重心积叠线为旋转轴逆时针转动静叶,探究静叶尾缘的激波变化情况与攻角对动叶尾缘激波的影响。研究结果如下:(1)通过增大静叶压力面的曲率来调节涡轮级的反动度分配,减小20%叶高以下的反动度,增大20%叶高以上的反动度,可以减小气流在静叶内部的膨胀进而减小尾缘的激波损失,增大气流在动叶上半部分的膨胀导致其激波损失略增,但是涡轮级整体的气动效率提高0.5个百分点;(2)逆时针转动静叶,静叶的叶栅喉部前移,增大气流在静叶流道内的膨胀进而增加其尾缘的激波损失,增大动叶前缘的正攻角,可以削弱其尾缘的激波强度,但是能使最大厚度位置产生涡流现象。