对于航空发动机,高推重比是始终不变的追求目标。在达到相同的总压比前提下,提高级负荷,减少增压级的级数,有助于提升发动机的推重比。为此,本文以某常规设计的三级增压级性能参数为基础,采用一种新型大弯度低损失扩压叶型,进行超高负荷单级增压级设计,实现以一级替代原始三级增压级,提高发动机的推重比。本文的研究基于教研室成熟的设计体系,叶片设计基于S1/S2两类流面方法,并结合自动优化设计方法,进一步提升增压级性能。本文可分为以下三个部分:第一部分对教研室设计所得的超高负荷单级增压级与原始三级增压级,在内外涵联算环境下,对比分析经济巡航转速、高温起飞转速以及最大爬升转速下的性能。模拟结果表明:三种转速下两者设计点的效率基本一致,而单级的压比和失速裕度均低于原始三级增压级,尤其是在叶根处,单级增压级的压比与三级的压比相差很大。第二部分以该常规负荷三级增压级性能参数为基础,尝试采用一种新型大弯度低损失叶型,进行超高负荷单级增压级气动设计。应用基于遗传算法的优化设计方法,以设计点性能为指标进行转静子三维叶片设计,进一步采用叶片积叠线前掠提升失速裕度。数值模拟结果表明:采用设计点参数为目标进行优化设计可实现设计点高性能;对此超高载荷转子,叶尖前掠使得转子叶片的载荷后移,叶片前缘载荷降低,可增加转子稳定工作攻角范围,有效提升增压级的失速裕度;与原始三级设计相比,大弯度设计的单级增压级可达到原设计的压比、流量和失速裕度,效率明显高于原设计,并与过渡流道匹配较好,验证了设计方法的可行性。第三部分针对转子叶根处高损失,采用通流计算程序研究转子叶根处的绝对进气角对性能参数的影响,更改导流叶片的出口气流角并重新设计了导叶、转子和静子叶片。结果表明:对于大弯度转子叶型,转子叶型进口绝对气流角增大,叶型的出口相对气流角和绝对马赫数相应地减小,能够有效改善转子和静子通道内的流动。但这也会增大导流叶片叶根处的气流转角,使得通道内的流动性能变差,增加设计难度。更改转子进口预旋后重新设计获得的增压级,与原始的增压级相比,能够达到相同的压比、更高的效率(设计点效率由86.83%提升至87.84%),并且过渡流道的总压恢复系数增加(由97.77%提升至98%),可见适当增大转子的进气角有利于改善超高负荷增压级通道内的流动状况。