随着现代航空发动机高速发展，作为发动机的重要组成部分——压气机，其效率和稳定性制约和影响着整个发动机的性能。为提高整个航空发动机的推重比，要求在满足总压比的前提下，尽量减少压气机的级数增加级负荷以提高推重比，降低成本。在压气机设计中，级负荷的增加常常利用提高气流折转角的措施来实现，在扩压叶栅的强逆压梯度下大折转角往往会导致大分离的发生。近年来，主动流动控制技术——附面层抽吸被广泛应用于高负荷压气机设计中。飞机在起飞、降落或战斗机在格斗状态时，其进口来流附面层特性常常会发生变化，对于吸附式压气机叶栅来说，来流附面层的变化对流场及负荷产生什么样的影响，目前对此的研究还不多见。本文旨在利用数值模拟手段研究进口来流附面层特性对吸附式压气机叶栅流场及性能的影响，以探索对于变工况条件下（进口附面层厚度、来流湍流度、来流攻角）时的最佳附面层抽吸量。本文的研究内容主要分为两部分，一是在设计攻角、中等湍流度（5%）前提下，对来流附面层厚度进行了分类，研究了两类附面层位移厚度/动量损失厚度变化对吸力面极限流线、三维流场及出口损失等的影响；讨论了来流湍流度变化（低、高湍流度）对叶栅流场及性能的影响；二是基于前者两类附面层厚度分布中的两个最大损失方案（A11和A24），讨论了中等湍流度（5%）下，来流攻角变化对流场及损失的影响，其次，针对来流最大附面层动量损失厚度，在极端攻角（-6°、+6°）情况下，讨论了湍流度变化对流场结构和性能的影响，最后本文探讨了抽吸流量的变化对极端进气条件（大攻角、大附面层厚度）下扩压叶栅流场及损失的影响，以探索变工况条件下如何合理变化抽吸流量来达到对流动和损失的控制。在对大量方案进行模拟计算后，本文得出几点结论：1)附面层厚度的增加会导致叶栅内的流动状况恶化，角区分离的范围和程度增加；2）随着攻角的增大，角区三维分离程度以及流动复杂性增加；3）进口附面层动量损失厚度在大攻角时更敏感，而当进口附面层动量损失厚度较小时，各来流湍流度方案的变工况特性相对较好；4）极端进气条件下，适当增加抽吸量可以有效缩小角区分离和回流的范围，提高气流折转能力，增加负荷，降低损失。