如今，在不断追求航空燃气涡轮发动机的更高推重比和热效率大背景下，高压涡轮级数最小化成为了涡轮部件发展的主要趋势之一，但考虑到叶片材料、制造工艺和工作寿命等限制因素，唯一实现高负荷涡轮的方式也许只有不断提高出口马赫数一条途径。现代航空发动机的涡轮叶栅按照槽道收敛形式可分为渐缩型和缩放型两种类型，其中涡轮部件流场内的最高马赫数多在1.2-1.3之间，相关研究表明，只有采用缩放型流道的叶栅才能获得更高的出口马赫数。然而，对渐缩叶栅进行较为深入分析并找到其在高出口马赫数下的主要损失原因，这对缩放叶栅的研究也有着不可忽视的借鉴作用。本文将上述目的作为出发点，以某型航空发动机高压涡轮静叶中径处的渐缩叶型以及其改型的缩放型叶栅为研究对象，分别从流场内激波系的演变、一维参数、总压损失、基压等角度深入解析两种流道形式叶栅的性能，具体的研究内容包括以下几个方面：本文首先分析了渐缩叶栅在亚、跨、超声速工况下的基本流场，进一步认识了流场内激波系、膨胀波系的演变过程，着重地从损失的角度研究了渐缩叶栅不适应高出口马赫数下的流动原因。对同一叶型在边界条件及网格节点分布（展向除外）相同的情况下分别进行了二维薄片叶栅研究和三维平面叶栅研究，比较了两者在流场方面的差异。其次，本文研究了叶栅几何参数和工况参数对渐缩叶栅流动的影响。叶栅的几何参数选择了对靠近尾缘叶型型线有较大影响的参数，如后弯角、尾楔角和尾缘相对厚度。叶栅工况参数选择了攻角作为研究变量。然后，本文研究了缩放叶栅的性能随出口马赫数的变化，着重分析了变背压工况下叶栅内损失情况。缩放叶栅的后弯角对流场的影响也是不容忽视的，本文也对其展开了研究。最后，本文研究了缩放叶栅的流道喉部内切圆直径At与流道出口内切圆直径Ao的比值变化对流场的影响，这一参数对了解缩放型叶栅内部的流场有着积极的作用。目前，对于两种流道形式叶栅进行深入对比研究的文献比较少见，本文通过对两者流场的基本分析，尤其是损失方面的分析，积累相关叶型方面的经验，为今后更好、更快速的设计出性能较好的叶型提供一定的依据。