现代航空发动机高推重比、高通流和高效率的设计需求,使得其压缩系统不断朝着高负荷、级数少和宽稳定工作范围的方向发展。然而,随着负荷水平的不断提升,势必会导致较高的动叶叶尖马赫数,并在叶片通道内造成强逆压力梯度、大尺度附面层分离等急需解决的技术瓶颈问题。因此,在深入理解跨音速风扇通道内部流动物理机制的基础上,研究并发展高负荷风扇/压气机气动优化设计技术,探索先进的叶片通道流场诊断与分析方法,成为研制高推重比航空发动机先进压缩系统的重要技术手段。本文以某高负荷跨音速风扇为研究对象,应用耦合CFD方法的现代气动优化设计技术,建立了相关的气动优化设计平台,并开展跨音速风扇气动优化设计与流场分析研究。在此基础上,结合涡动力学理论揭示影响跨音速风扇气动性能拓展的底层动力学模式,为进一步提升高负荷跨音风扇整体性能提供通道流场-几何关联特征规律。首先,本文通过一维、准三维和三维设计方法,完成了某高负荷跨音风扇的初始气动设计,获得了叶片通道初始几何结构与气动参数信息。研究结果表明,该初始设计气动性能指标较同类型风扇处于较高水平,并为进一步的气动优化设计工作奠定基础。其次,基于初始设计方案,建立了相关的气动优化设计平台,并采用中弧线可控曲率优化、端壁型线造型优化和叶片进出口几何角控制优化等多种优化设计方法完成了高负荷跨音风扇气动优化设计工作,探讨了不同优化设计方法对叶片通道几何结构调整和风扇级气动性能提升的内在数理机制,分析了叶片通道几何与气动参数之间的相互关联规律。最终的研究结果显示,优化设计点总压比达到2.504,绝热效率达到88.59%,优化设计点质量流量大于26kg/s,并且具备较优的动静叶流场结构。研究结果表明,中弧线可控曲率优化方法能够通过合理调整叶片几何参数,控制激波结构、削弱附面层分离和二次流的尺度与强度,从而提高风扇级通流能力,拓展稳定工作范围;端壁型线造型优化方法能够综合利用高负荷跨音风扇减速扩压特性,有效解决本文气动优化设计工作中因动叶压力面附面层分离而影响风扇级气动性能提升的瓶颈问题;叶片进出口几何角优化方法通过合理调整动静叶进出口角度,较好地解决了几何-流动的矢量匹配数理关系,改善叶片通道导流和整流特性,从而提升了高负荷跨音风扇级的整体气动性能。最后,为了进一步分析叶片通道内数理参数与激波、附面层和二次流动等的相互关联机理,并进一步考察叶片通道内部旋涡结构,基于高负荷跨音风扇最终气动优化设计方案,结合涡动力学理论与分析方法,开展了涡动力学流场诊断方法研究。研究结果表明,涡动力学理论存在如螺旋量、边界涡量流、径向涡量等大量数理参量可用于跨音风扇乃至所有其它通流形式的叶轮机械内部流场分析,这些数理参量从流动的底层动力学参数输运原理出发,比较深入地多角度地刻画了流动损失产生原理、激波结构及其附近区域对偶矢量的关联规律、附面层分离等关键流场信息,对于叶轮机械研究内部流动的研究与性能拓展具有重要意义。此外,新的涡识别方法为叶轮机械叶片通道旋涡结构识别提供了新的技术手段,具有重要的研究与应用价值。