近年以来,国际上军民用航空发动机风扇/压气机技术发展很快,主要体现在级负荷越来越高,重量越来越轻,以适应现代航空发动机不断提高推重比、降低成本的要求。但级负荷的提高带来了气动设计的困难,需要采取一些新的设计思想和设计技术才能满足即实现达到要求的级负荷同时又能保证高效率、宽工作范围这些压气机必须具有的性能。本文针对“吸附式压气机(the aspirated compressor)”这一新概念设计技术开展了以下几方面的研究:一、以开发配套的吸附式压气机设计方法为目的,通过对吸附式压气机工作机理的分析,开展了吸附式压气机叶型二维反问题设计技术、计算方法的研究。解决了牵引方案S2流面设计计算中经验损失的给法、二维叶型反问题设计方法和截面叶型详细的设计流程等问题;掌握了高效的吸附式压气机流线截面叶型的设计技术。依靠该技术,以具有工程背景的指标参数,完成了在低叶尖切线速度下高压比单级吸附式超、跨声速压气机(转、静子)方案的设计。二、分别开展了吸附式超声速(转子)、跨声速(静子)压气机平面叶栅实验验证,包括各两个吸气位置条件下从吸力面不吸气与吸气在各种工况下改变攻角、改变进气马赫数和改变吸气量工况下叶片表面速度分布和叶型损失的对比。实验结果表明,所设计的吸附式压气机叶型基本达到了设计目的,抽吸可使包括分离区在内的叶背附面层分离减小、叶栅的扩压能力增加,成功地在扩散因子达到了0.9(远大于常规压气机扩散因子使用上限0.55)的大扩压度叶栅上实现了抑制气流分离、有效提高气流转折角的气动设计,实现了高扩压能力。这些实验工作验证了从压气机叶型吸力面进行附面层吸除的有效性、以及本文所开发设计技术的可靠性;获得了不同吸气位置对叶栅性能的影响规律和吸气量变化对叶栅的影响。三、采用数值模拟手段(NAPA软件)对试验的平面叶栅进行了计算分析。数值分析再现了平面叶栅吹风试验关于变吸气位置的结果和试验中发现的一些特殊的物理现象,如:当吸气位置处于激波后的分离区内时,少量吸气即使叶栅损失降低,气流转折角增加(扩压能力增加),并且伴随有增强叶栅的稳定性的激波后移现象。数值分析对抽气缝位置、抽气量等因素的研究,得到了这些因素影响吸附式叶栅性能的更为详细的规律。这为今后的吸附式压气机设计提供了一个很好的分析工具。