半个多世纪以来,尽管航空燃气涡轮发动机已被广泛应用,但是叶轮机械中叶片附面层的复杂流动仍然没有被完全理解。对于高性能发动机的设计来说,精确计算是非常重要的。随着计算机运算能力的发展,大涡模拟对于轴流涡轮压气机的设计来说是一个很实用的模拟方法。本文采用的大涡模拟数值计算方法中,采用动态亚格子模型对亚格子应力进行了模化,数值通量的离散采用了具有六阶精度的对称形式的WENO格式,而粘性通量的离散采用了具有中心特性的六阶紧致差分格式,时间的推进为双时间步隐式牛顿迭代。最终,对以下问题进行了分析研究。首先,采用合成涡给定进口湍流边界条件,对超声速湍流边界层拟序结构进行了数值模拟分析。发现超声速湍流拟序结构与不可压湍流拟序结构并无差异,线性底层存在低速条带,对数律层存在以藤条状涡为主的大尺度涡结构,大尺度结构运动使得边界层存在间歇性。接着,在验证了合成涡进口边界条件适用性的基础上,对激波与湍流附面层相互干扰问题进行了分析研究。入射斜激波经下壁面反射出反射激波,其下游边界层在逆压梯度下发生分离。分离区的大小发生着变化,这也许与激波的低频振动有关。最后,对低雷诺数压气机叶片附面层的发展进行了大涡模拟,攻角为5o下,边界层在吸力面前缘发生分离,从而诱导转捩的发生,湍流使得掺混加强,因而边界层很快再附壁面。在60%弦长位置处,吸力面附面层发生分离形成尾迹。而在压力面,逆压梯度下边界层有转捩的发生,但是在靠近尾缘处压力梯度为正,从而使得转捩并未完成。