随着现代航空发动机和燃气轮机的发展,发动机的推重比和功率质量比是越来越高,从而导致对涡轮的负荷要求也越来越高,因此,对可以有效提高涡轮负荷的高负荷跨音速涡轮技术成为了涡轮发展的一个重要方向。与常规涡轮不同的是,跨音速高膨胀比涡轮的流场组织可能更复杂。在超音速流动区域,气流参数变化剧烈,且会产生激波,叶栅通道内激波与附面层的相互作用使得附面层分离,熵增急剧,叶栅损失增大。尤其是在变工况的条件下,跨音速高膨胀比涡轮的流动特性与亚音速涡轮差异更大。因此,深入研究跨音速高膨胀比涡轮在设计工况和非设计工况下的性能就显得极其重要。本文针对跨音速高膨胀比涡轮叶栅的流动特征,通过叶栅实验和数值模拟对流动性能进行了研究。本文首先对某跨音速高膨胀比涡轮叶型进行了低马赫数下的实验研究。实验时,研究了五个进气冲角：0°、±10°、±20°；三个涡轮落压比π=1.9、2.1、2.3。通过对实验结果的分析,认识了跨音速高膨胀比涡轮在流动过程中的一些流动现象。并利用两种数值软件Fluent和NUMECA对该叶栅分别进行了数值计算,计算工况的冲角与实验冲角相同,模拟落压比π=1.9、2.1、2.3、3、3.5、4、4.5。将两种软件与实验的相同工况进行对比,认为NUMECA所模拟结果与真实流动更为接近。然后通过对NUMECA软件所模拟工况结果的分析,从涡轮叶栅能量损失、叶表静压系数分布、内部流场结构变化等方面,分析了涡轮内部流动特点,解释了气流在跨音速高膨胀比涡轮中的流动现象,并认识了落压比和进气冲角对跨音速高膨胀比涡轮性能的影响。