高超声速飞行器是未来军民用航空器的战略发展方向。目前,高超声速飞行器的推进系统主要有三种类型:火箭发动机、冲压发动机和组合发动机。组合发动机就是由两种发动机组合而成的发动机。通常可用的组合发动机主要有三种,即火箭冲压发动机、涡轮冲压发动机和涡轮火箭发动机。其中涡轮冲压发动机机构简单,推力大,速度高,成本低等优点,使采用这种发动机的高超声速飞行器在不同的飞行条件下都能得到良好的推进性能。本文以涡轮冲压发动机的涡轮部分为研究对象,开展了对单级涡轮气动设计的研究。本文首先分析了涡轮气动设计的一般过程,确定了涡轮气动设计的方法。然后介绍了跨、超音速流场求解的数值计算模型和方法。之后进行了沿涡轮通流部分的平均半径处的一维气动热力计算,确定了涡轮通道的尺寸,以及叶片环之间间隙内的气体参数和速度三角形。根据气动计算结果,结合参数造型方法,运用商业软件进行了二维叶型的设计,并用Bezier曲线局部调整叶型型线。将设计好的静动叶二维叶型分别按照尾缘和重心积叠方式沿径向积叠得到三维叶片。然后将设计好的叶片的几何数据导入AutoCAD软件中进行实体建模。用计算流体力学商业软件Numeca对涡轮通流部分建立了一个三维的数值模拟计算平台来对内部流场进行数值模拟,并且详细分析了动静叶片S1流面的型面压力分布、马赫数等值线分布、极限流线和进出口参数沿叶高的分布。