提高叶尖轮缘速度和扭速可以提高压气机的单级压比,从而提升航空发动机的性能。轮缘速度的提高使得超音速压气机出现,其中激波既是获得静压升的主要手段,同时也是损失的主要来源;另一方面,扭速的提高会使得折转角增大,逆压梯度增加,导致附面层分离尺度增加,而低反力度设计思想是解决流动分离的方法之一。本文以跨音速低反动度超音速压气机首级动叶为研究对象,采用了凹-凸叶片造型方法以及平-凸叶片造型方法,探究了叶片吸力面几何形状对激波结构与压气机性能参数的影响,并对大前缘平-凸叶片前缘半径与形状进行研究,使平-凸叶片更具有实际工程应用价值。本文首先开发了一套凹-凸与平-凸预压缩叶片造型程序,凹-凸叶片对吸力面采用先凹后凸的造型方法,平-凸叶片则直接在叶型吸力面引入凸起。研究发现凹-凸叶片吸力面型线前段的“凹陷”造型使得激波前马赫数增加,激波强度增加,效率下降;“后凸”造型使得吸力面流动分离减小,出口低能流体范围减小,堵塞系数减小,压气机稳定工作范围增加。而平-凸叶片较原型叶片效率略有提高,失速裕度与总压比明显增加。在90%叶高处激波压力面分支强度大幅减小,吸力面分支强度略有增大,而来流经过两道激波的总损失减小。激波强度减小使得吸压力面分支夹角减小,激波打在相邻叶片吸力面的位置向下游移动,附面层分离减小,从而推迟失速。通过分析认为,原型叶片失速的主要原因是附面层分离在出口形成低能流体堵塞出口,平-凸叶片通过控制叶尖激波结构在一定程度上抑制了附面层分离,失速主要原因变为泄露涡破碎形成的低能流体向叶根发展从而堵塞出口。此外,为了使研究更具有工程实际意义,还研究了前缘形状以及前缘半径对流动的影响,研究发现前缘半径增大后,激波强度明显增强,且对于圆形前缘,会在激波吸压力面分支的交点下游形成一部分低能流体并沿着压力面向下游发展。相较于圆形前缘,椭圆前缘可以在一定程度上减弱激波强度,减小激波损失,且激波后低能流体消失。另外,随着椭圆前缘长短轴比的增加,叶片逐渐变尖,激波强度逐渐减弱,效率提高。