在航空发动机中,涡轮内部上游的尾迹会对下游叶片的流动状况产生明显的影响,理解尾迹中的流动参数分布对涡轮设计至关重要,而当高压涡轮尾缘附近出现激波和冷气时,会使得此时的尾迹流动变得更为复杂。本文试图基于uRANS对高压涡轮的尾迹特性展开数值模拟研究。采用作者白行开发的三维可压缩Navier-Stokes方程求解器3D-Fluid对所研究的问题进行求解,该求解器基于任意曲线坐标系下的有限体积法,能够进行定常和非定常的计算。程序的主要特点如下：基于多块结构化网格,网格数据和边界条件采用CGNS格式进行描述,对流项的离散包括二阶中心格式、4阶偏斜对称中心格式以及多种迎风格式,通量计算格式包括Roe、 HLLC、AUSM+等,粘性项计算采用了二阶中心差分格式,时间推进方法包括Runge-Kutta法和LU-SGS法,求解器可以进行RANS、PANS和LES计算。在RANS模型中包括BL、Wilcox k-ω(2006)、RSM-ω三种湍流模型,PANS模型基于k-ω模型,LES计算则采用动力涡粘模型。求解器目前经过多个经典算例的校核,结果表明程序具有较宽的适用范围,并且具有对复杂问题的模拟能力。基于3D-Fluid,对VKI的某高压涡轮导叶叶型进行了RANS和uRANS两方面的数值仿真,与实验结果对比分析发现,RANS虽然能较好的刻画叶片表面的压力分布以及尾迹的平均特性,但对尾迹的动力学特性完全无法描述。uRANS的结果显示尾缘处的边界层离开叶片尾缘的流动呈现出明显的钝体绕流特性,此时将会观察到非定常脱落涡——卡门涡街,该涡街结构将会显著的影响尾缘的基底压力分布和尾迹的能量分布,同时涡街所影响的区域也不局限于尾迹,实验和计算都表明叶片尾缘的压力分布具有明显的周期性变化。本文研究了各种数值方法对计算结果的影响,得到主要结论如下：湍流模型选取极大影响了计算所得的尾缘压力分布,主要是由各湍流模型对尾迹的刻画不同所造成的；选用不同差分格式对计算结果影响较好,采用高精度的FDM计算所得结果与二阶精度的FVM相差不多；时间步长的选取非定重要,减小时间步长有利改善结果,但当时间步长减小到一定程度后,计算结果不再变化。通过改型,本文研究了不同尾缘结构对尾迹流动的影响,结果表明,采用椭圆形的尾缘有利于提高基底压力,减小尾迹掺混损失,但并非椭圆度越高,掺混损失越小,减小尾缘厚度会大大地降低尾迹掺混损失。尾迹涡街的生成与尾缘边界层的状态密切相关,可以通过改变吸力侧后段型线来控制尾缘附近的边界层状态,从而控制尾迹涡街的生成。本文还对考虑非定常效应时叶型损失随出口等熵Mach数的变化情况进行了研究,结果表面,当尾迹涡街强度较大时,RANS预估损失与uRANS预估得到的激波损失和尾迹掺混损失均有较大区别,这主要是由于两者预估得到的尾缘压力分布存在着较大的差别。