涡轮作为航空发动机的重要组成部分,其效率高低直接影响到整机效率。高压涡轮位于燃烧室之后,工作环境恶劣,为了进一步提高做功能力和效率,高压涡轮进口温度仍在不断提高中。从强度和冷却这两方面来考虑,要求涡轮尾缘厚度不能设计得太小,因此涡轮尾缘附近的流动类似于钝体绕流,尾缘附近形成非定常脱落旋涡会极大增强尾迹掺混损失,降低涡轮效率,引起叶片受力周期性波动,对叶片寿命造成不利影响。因此深入理解涡轮尾迹涡生成机制对进一步认识涡轮气动效率、传热、寿命等整体性能起着十分重要的作用。尾迹涡生成机制在本质上可以从流动稳定性的角度进行解释,本文以流动稳定性分析方法作为主要研究手段,深入研究了影响涡轮尾迹涡生成的关键因素。本文首先针对涡轮尾迹特性提取出简化尾迹模型以研究尾迹非对称性对稳定性的影响。时间稳定性分析结果表明最不稳定模态总是弯曲模态,且弯曲模态的最大时间增长率主要由较薄一侧尾迹的剪切层厚度所决定。挤压模态与弯曲模态相反,其最大时间增长率取决于较厚一侧剪切层厚度。时空稳定性分析结果表明尾迹绝对频率主要由剪切层总厚度决定,受非对称性影响较小。增大尾迹的非对称程度能有效降低绝对增长率,从而起到稳定尾迹的作用。接着本文结合局部稳定性分析和整体稳定性分析方法,研究了雷诺数、来流边界层厚度和尾缘形状对约束/无约束尾迹稳定性的影响。研究发现雷诺数和尾缘形状能极大程度地影响尾迹最不稳定模态的增长率,但对模态频率几乎没有影响。增大来流边界层厚度并不总是使得流动朝更加稳定的方向发展。当来流边界层厚度增大时,一方面使得尾迹中绝对不稳定区域范围增加,另一方面使得近尾迹区绝对增长率大小降低,这两个机制互相制约,使得临界雷诺数并不随边界层厚度单调变化。与之类似,约束对尾迹稳定性的影响也是通过多个机制耦合完成的。将边界层厚度的影响考虑到约束系数的定义中后,发现使尾迹最不稳定的约束系数取值与雷诺数和来流边界层厚度均无关。本文还研究了可压缩性对尾迹稳定性的影响。局部尾迹速度型的稳定性分析结果表明增强可压缩性总是使得尾迹变得更加稳定,然而对平板后尾迹进行局部/整体稳定性分析后,发现可压缩性对尾迹稳定性所起的作用是通过两个相反机制耦合完成的:增强流体可压缩性一方面会降低尾迹恢复速度,使得绝对不稳定区域范围变大;另一方面会降低近尾迹区绝对增长率。特别地,当流体可压缩性增强到一定程度之后,尾缘分离点附近可能会出现膨胀波系,出现膨胀波系的马赫数与尾缘形状相关,膨胀波系的出现极大改变了近尾迹区流场,使得尾迹整体稳定性和尾迹涡频率发生了质的变化。本文最后以涡轮叶片流场作为研究对象,结合流动稳定性分析方法和延迟分离涡（DDES）数值模拟方法研究了改变尾迹非对称程度对涡轮尾迹涡的生成特性的影响。DDES计算表明尾缘型线曲率的微小变化能极大程度地影响到尾迹涡街的生成强度,进行绝对/对流稳定性分析后,发现随着曲率逐渐变大,近尾迹区绝对不稳定区域逐渐变小,同时绝对增长率大小逐渐降低,因而尾迹变得更加稳定。稳定性分析结果与数值模拟结果吻合较好,表明稳定性分析手段可以作为一个流场诊断工具可以在定性上指导我们进行实际工程问题的流场分析和流动控制。