轴流涡轮是航空发动机三大核心部件之一,其中,气动设计处于涡轮部件整个设计的起始阶段,对涡轮最终的形态和可靠性具有至关重要的影响。为了更好地掌握单级跨音速涡轮气动设计及其涉及到相关问题的气热性能。本文系统性地从一维至三维完成反动度分别为0.25和0.43的两个涡轮气动方案,并分别对所涉及的叶型设计与修型、动叶叶顶泄漏流和存在气膜冷却时涡轮动叶气热性能等问题展开定常与非定常研究。为探究方案设计参数对轴流涡轮气动设计的影响,完善现有的气动设计体系,本文建立了三种一维计算策略,分别应用于变比热Smith图计算、反动度与动叶进口相对总温关系计算和多约束条件下方案设计参数可行域计算。基于这些工具分别完成了相关研究的设计与分析,并指出CIAM损失模型保真度较好,但在精度方面存在不足。鉴于反动度对涡轮叶顶泄漏流的影响显著,为掌握叶顶结构气热特性及对泄漏损失的影响及对叶顶热负荷的有效控制方法,采用实验和数值手段验证了开口凹槽式叶顶结构能有效降低泄漏损失。并且在反动度较低的跨音速TTM涡轮级中的应用研究显示,开口凹槽式叶顶结构对降低涡轮级气动损失和叶片及机匣的热负荷均有效,0.5mm叶尖间隙下,涡轮级效率较封闭凹槽叶顶和平顶分别提高了0.33%和0.42%,机匣热负荷降低10%。结合叶尖泄漏流的熵产率分布和速度三角形两方面分析,确定了开口凹槽式叶顶有利于降低泄漏损失和机匣热负荷的原因。当涡轮入口无旋不均匀时,开口凹槽式叶顶结构设计较封闭凹槽叶顶的涡轮级效率提高0.22%,当涡轮入口有旋不均匀时,开口凹槽式叶顶结构设计较封闭凹槽叶顶的涡轮级效率提高0.33%。反动度作为匹配静叶和动叶的关键参数,直接决定了静叶和动叶的流动马赫数和气流角,对叶型线设计和动静干涉影响明显。为了掌握低流动损失、低热负荷、低气动力波动幅度理念的叶型设计,首先,通过前缘重构和修型对涡轮前缘的气热特性展开研究;其次,采用非定常数值模拟手段针对不同气动负荷形式的动叶叶型在气热性能和气动力等方面展开了研究。研究显示,不同叶片前缘重构和修型对叶片的热负荷和气动性能产生显著的影响,并相应提出前缘型线的设计准则;前加载的动叶叶型设计对叶型损失、叶型热负荷和气动力波动幅度的降低均有利。在膨胀比为3.5单级跨音速涡轮方案设计阶段中,反动度取值差异将导致涡轮动叶在几何和来流条件存在明显的差异,导致涡轮级气动损失、冷气掺混、冷却效果、动静干涉及气动力波动方面发生变化。为了在高维度多学科角度下,更全面地了解一维气动方案设计中反动度对各方面带来的影响。首先,由一维至三维系统地规范地完成压力反动度分别为0.25和0.43两个跨音速涡轮的气动设计;其次,研究冷气对气动性能影响程度;最后,对比分析了动叶有无冷气条件下,两涡轮损失、动静干涉、气膜与主流掺混、动叶叶身叶顶机匣外换热和所承受气动力等方面的差异。研究结果显示:高低反动度的两涡轮,静叶冷气量每增加1%,涡轮级效率分别降低0.84%和0.49%,动叶冷气量每增加1%,涡轮级效率分别降低1.67%和1.93%,动叶冷气对级效率的衰减幅度显著高于静叶。此外,动叶冷气射流导致涡轮反动度增大,高反动度涡轮反动度的增幅为低反动度涡轮的3倍,且冷气导致其叶顶泄漏流损失增加更为明显。反动度不同致使两涡轮流道内的激波系明显不同,“有效喉部”效应的强度也不同,导致低反动度方案前缘吸力面和压力面的脉动压力波动幅度较大。采用均匀加载的两涡轮动叶叶身外换热分布规律较为接近,与压力面相比,吸力面的换热系数波动幅度较大。两涡轮的叶顶面和机匣的时均换热系数分布差异相对较小。动叶前缘和压力面中部的气膜在动静干涉等扰动作用下,气膜孔流量呈现出较为不同的脉动特征。高反动度涡轮动叶根部气膜孔在动静干涉作用下存在燃气逆流倒灌现象,气膜孔流量的波动幅度高达100%,低反动度涡轮在更高的扰动频率下,气膜孔流量波动幅度有所缓解。在非定常气动力方面,高反动度涡轮动叶承受的轴向推力为低反动度涡轮的2倍,波动幅度的绝对值则较为接近。