自适应循环发动机可解决未来飞行器对超声速巡航所需的高推力及亚声速巡航所需的低耗油率的矛盾要求。目前针对自适应循环发动机高压涡轮的研究并没有形成一套完备的体系,且其设计理论已不能简单的参照常规几何不可调的涡轮,故开展对自适应循环高压涡轮流动特点及设计技术的研究具有重要意义。本文采用数值模拟的手段开展了自适应循环发动机不同工作模式下涡轮的流动特点分析,并探讨了收缩扩张叶型设计技术,将其应用于涡轮的三维设计中,使得涡轮能在更宽广的工作范围内高效工作,研究取得了以下成果:1、自适应循环发动机高压涡轮工作范围广,导致转子前缘攻角及出口相对马赫数变化范围大,由此重点研究了适应于宽工作范围的高压涡轮收缩扩张叶型初步设计。在出口马赫数1.2~1.5间,对比了不同收扩张比对叶栅性能以及内部流场的影响,结果表明虽然气流在收扩比小的叶栅通道内加速膨胀程度较小,但能通过尾迹与吸力面固壁形成的扩张流道进一步膨胀以达到高出口马赫数,同时认为低马赫数出口时收缩扩张型流道叶栅的流动损失对收扩比大小的敏感性远高于高马赫数出口时叶栅的流动损失,当收扩比为低出口马赫数对应的理论设计值时,叶栅全工况性能均较好。2、结合国内外关于变循环发动机高压涡轮的研究以及总体性能参数,获得当前技术水平下自适应循环发动机的高压涡轮的部分技术指标需求,归纳总结了发展自适应循环发动机高压涡轮的关键设计技术。3、基于普惠E3高压涡轮开展了自适应循环发动机高压涡轮流动特点的研究。结合变流量工况实现方案,分析了不同工作模式下涡轮的性能、流场结构及损失的变化规律,结果表明在大/小涵道比工作模式切换后转子性能下降了36.7%,宽工作范围涡轮的设计关键在于控制高马赫数出口时转子内激波引起的出口段掺混损失。大负攻角对高压涡轮转子内部流场结构影响较大,但不会急剧增大转子内部流动损失。4、开展了适用于宽工作范围的收缩扩张型涡轮的径向收扩比分布规律研究。研究表明要合理选取转子叶中截面收扩比,以抑制主流区的激波损失,同时适当增大叶顶处收扩比,削弱激波与泄漏流之间的相互作用引起的附加损失。收扩比沿叶高逐渐增大的涡轮在不同工作模式下气动性能均较好。