压气机是航空发动机中的重要组件,它的效率高低和增压大小直接影响着发动机各项关键的性能指标,如推重比、效率等。当前,跨声速压气机的发展已经日趋成熟,其级负荷逐年提升,但新一代高性能发动机对推重比提出了更高的要求,因此对具有更高级压比的超音速压气机开展相关的研究工作是十分必要的。超音压气机内部的流动结构复杂,当前难点还是集中在如何有效控制强激波与边界层干涉而引发的各种损失上,这些损失严重影响着压气机的效率。在超音压气机发展的这半个多世纪以来,研究者们为实现激波增压,同时降低激波损失,借助计算机技术的快速发展,运用计算流体力学软件对超音压气机叶片通道内的激波结构进行了大量研究,提出了多种预测激波损失的模型,试图为合理设计激波系结构提供帮助；另一方面,为了抑制由于激波边界层干涉引发的流动分离,发展出了边界层吹除、抽吸、等离子体控制、涡流发生器控制等一系列削弱激波边界层干涉效应的技术。其中,微型涡流发生器作为一种被动控制激波边界层干涉的装置,其不仅具有传统涡流发生器所具有的结构简单,不需额外能量输入,不会带来过多附加损失等优点,而且尺寸小,产生的形阻低,对流场的影响小,被认为是当前很有应用前景的被动流动控制装置。本论文运用数值模拟方法,探究了一种非对称斜坡型涡流发生器在超音流场中对激波边界层干涉的影响情况,对涡流发生器的结构参数进行了优化,使涡流发生器可以达到对激波边界层干涉较优的控制效果。论文主要的研究工作包括：(1)选取一种斜坡型微型涡流发生器作为研究对象,对本文所采用的数值方法的可靠性进行了验证。与实验结果的对比表明,本文所采用的数值方法对超音流动中微型涡流发生器影响下的流场结构及边界层内部速度分布的预测具有较好的精确度,可以满足后文的数值模拟工作需求。(2)采用正交实验设计方法,通过数值模拟研究了一种非对称斜坡型涡流发生器对激波边界层干涉的控制效果,对涡流发生器的高度h、长度L、宽度w进行了参数优化,并确定了涡流发生器排列间隔S及距激波边界层干涉点的距离R的合理取值范围。通过研究发现,在选择h/δ=0.4、S/h=5.5～7.5、w/L=0.51, w/S=0.6～0.82,R=15h～25h这一参数比例时,可以对激波边界层干涉起到较为良好的控制效果。(3)针对一种超音压气机叶栅——SL19超音叶栅,分析了其流场的基本特点,并根据前文得到的一系列较优的比例参数设计了一涡流发生器,将其应用于此超音叶栅中,探究其对叶栅吸力面激波边界层干涉的控制效果。研究表明,在涡流发生器的控制下,叶栅吸力面斜激波干涉点的位置略有前移,激波边界层干涉区域的压升曲线变得平缓,改善了干涉区域后边界层内部的速度分布。尽管干涉区域后方的边界层厚度有所增大,但其不可压形状因子减小,有效抑制了流动分离现象的产生。