超音速冲动式空气涡轮具有负荷高、体积小的优点,可以降低发动机自重,提高飞行器的灵活性。对其设计方法进行研究讨论并认识其流动机理对发展这类涡轮具有重要意义。首先根据给定的设计条件进行了一维气动计算,在此基础上完成了涡轮的三维建模及数值模拟。受最大尺寸限制,本文选用了超音速叶栅型喷嘴,这类喷嘴不仅在几何的灵活性上更有优势,且超音速段具有均匀膨胀特性。数值计算结果表明,小径高比超音速涡轮具有复杂的波系结构和明显的三元流动特征,喷嘴根部气体不能完全膨胀,而顶部气体会发生过膨胀流动;动叶根部入口相对马赫数达到1.5以上,而顶部入口为亚音速流动。对其他两种飞行工况进行了流量及膨胀比预估,然后改变转速和膨胀比在三个重要工作点进行了变工况计算。结果发现,理论计算流量与实际流量差别很小,说明亚音速段损失很小,而且效率给定合理时对最小膨胀比的预估也具有很高的可信度。将叶顶间隙划分了不同流层对泄漏流动进行了分析,研究表明,泄漏的轴向位置决定了泄漏流是汇入通道涡还是泄漏涡;而泄漏的流层决定了泄漏流是组成涡核还是包裹在二次涡的外围。在不同间隙下研究泄漏损失发现,叶顶间隙越小,泄漏损失越小,而单位质量泄漏流引起的损失随间隙高度的增加呈减小趋势。对比不同转速与膨胀比条件下无间隙方案与设计点间隙方案的计算结果可知,相同间隙高度下,转速越高,泄漏量越小,但单位质量泄漏流引起的损失越大。用钻孔喷嘴替换叶栅型喷嘴进行了仿真分析,并将两方案进行了初步的对比。在设计点的定常计算结果表明,应用叶栅型喷嘴涡轮效率较应用钻孔喷嘴高了3%以上。且采用两种方案的小径高比超音速涡轮的流场结构存在明显的不同。叶栅型喷嘴方案喷嘴出口气动参数的差别主要体现在了径向,气流以接近零冲角流入动叶,且基本没有径向分速度;而钻孔喷嘴方案受动叶前缘激波的影响喷嘴出口气流参数的差异主要体现在了周向,且单个喷嘴相位跨度大,导致了不同动叶入口不仅流速明显不同,还存在大小、方向不一的径向分速度。经过初步分析有理由认为,在小径高比超音速涡轮中应用叶栅型喷嘴比用钻孔喷嘴更有优势。