未来航空武器平台将朝着全空域、宽速域、超机动等方向发展,这就要求动力系统能够在较宽的范围内维持部分负荷下的稳定高效运行。变几何涡轮技术即是支撑动力系统实现宽范围变负荷运行的关键之一。变几何涡轮常见的一种技术措施是采用导叶调节机构控制涡轮导向器的喉道面积,进而控制流量以适应发动机的工况变化。为了确保导向器叶片在一定范围内角度连续可调,需要在叶片的上下端壁区域预留适当的间隙,这将引发叶尖泄漏流动及其与端区二次流的相互作用,不但导致流场结构更为复杂,还将引起额外的流动损失。此外导叶调节机构在叶顶间隙内将引发泄漏流动的扰流,进一步增加了上述问题的复杂性。因此研究变几何涡轮的流动机理,掌握损失规律,对变几何涡轮技术的进一步发展具有重要意义。本文首先开展了某型发动机带可调导叶的涡轮扇形叶栅试验研究。采用UG软件进行了扇形叶栅试验件的设计,为了便于控制进口导叶的角度,本文采用连杆结构并配合刻度盘进行导叶调节。在此基础上,完成了试验叶栅气动参数采集方案的设计。在气动试验研究中,本文具体开展了不同攻角方案(7°、-3°、-7°)和不同的等熵出口马赫数(0.65、0.75、0.85)下的流场参数测量,重点分析了叶栅出口流场的典型流动结构以及叶栅性能参数的分布规律。在系统获取本套叶栅实验数据的基础上,本文对几何可调的涡轮扇形叶栅数值模拟方法进行了校核。基于校核后的数值方法,本文随后开展了某型发动机变几何涡轮扇形叶栅的数值研究。为了更好地揭示变几何涡轮叶尖泄漏流动的特点,本文采用相同的叶片几何进行了无间隙导叶与全间隙导叶(不考虑导叶间隙内的调节机构)流动损失特性的数值模拟。在此基础上,进一步研究了间隙内带调节机构的流场特征及其损失机理,并与无间隙导叶与全间隙导叶的流动特性进行了对比分析。研究结果表明,间隙存在会产生泄漏流动,且泄漏流会对叶栅流道流场发生较大的变化,引起较大的损失;转轴的存在能够在一定程度上抑制泄漏流动,减轻泄漏涡,且与此同时会产生额外的绕流损失。