航空涡轮发动机高推重比的发展方向对压气机部件性能提出了更高的要求。由于压气机要在保持高效率和足够喘振裕度的前提下实现以更少的级数达到更高的压比，因此研制高负荷、高性能叶栅对提高压气机气动性能起着至关重要的作用。基于这种认识，本论文对跨音速压气机大折转角弯扭静叶设计及其级的气动性能进行了系统的数值模拟和实验研究。　　本论文采用正问题的方法结合数值模拟手段开发了适合中、高亚音速气流进口和大折转角条件下高负荷扩压叶栅的叶型。在给出的叶型设计和成型数学方法基础上，通过均匀试验设计方法和回归分析获得了叶型最大厚度、最大厚度位置、中弧线控制参数、稠度、叶型折转角、冲角和进口气流马赫数与叶栅气动性能参数之间的数学关系，建立了此类叶型设计可参考的数据库。分析叶型参数对气动性能参数的影响规律，得到了高亚音速来流条件下设计大折转角扩压叶栅叶型应遵循的基本规律。　　采用所开发的叶型设计具有51o叶型折转角的矩形和环形扩压叶栅，分别采用直、弯叶片，对大折转角叶栅中的损失分布进行研究。在高亚音速来流条件下，矩形叶栅中叶片附面层以及其和尾迹掺混损失约占总损失的2/3，端壁附面层损失及二次流损失约占总损失的1/3。叶型规律对损失的影响最显著，是叶栅设计中的核心。叶片正弯曲能有效的、显著的降低和控制端壁区域的高损失，叶片弯曲的效果和弯曲角与叶型、展弦比、稠度等几何参数密切相关。　　将外流飞行器中控制附面层流动的基本思想和局部修型措施应用于积迭线优化后的弯曲叶片的设计中。通过对全叶高范围内叶片后半弦长的厚度分布规律和中弧线曲率进行修整，控制后半弦长通流面积沿流向的变化率和叶型折转角沿流向的变化率，对后半弦长的扩压过程和叶片吸力面附面层的流动进行控制，进一步降低弯曲叶栅中的流动损失。对于本论文研究的环形叶栅，局部修型弯叶片比弯叶片能更显著的降低流动损失。　　在大折转角弯扭静叶的设计中，采用自主开发的新叶型技术综合应用弯、扭设计自由度、叶片局部修型和叶型角局部调整措施，考虑风扇转子叶片弹性变形对流场和气动匹配的影响，设计了匹配性能和气动性能都较好的大折转角弯扭静叶，替代风扇原型级中的串列静叶。弯扭静叶通过前缘和尾缘不同的弯曲规律改变了三维压力场，加强了对势流和端壁区域流动的控制，显著的降低了下半叶高范围的损失。对风扇级全工况特性的数值模拟表明，弯扭叶片级比原型级不仅具有结构上的优势，而且具有更佳的气动性能。在设计点和共同工作线上，级性能明显提高，弯扭静叶的设计达到了预期目的。　　对设计点风扇级的三维非定常流场进行研究，结合尾迹和势流的输运对各叶片排的非定常气动负荷进行时域分析和频域分析，研究了动静叶干扰下叶片气动负荷的变化规律。在本论文研究的跨音速风扇级中，动叶气动负荷主要受势流干扰的影响，气动负荷波动规律类似谐波函数。对静叶8％、50%和92%叶高处的气动负荷进行了时域分析，可以看出静叶负荷受尾迹和势流有层次的交替影响，其中尾迹干扰是引起静叶气动力矩大幅度波动的主要原因，与串列静叶相比，弯扭静叶气动负荷的相对波动幅值有所降低，有利于在动静叶干扰的非定常流动中建立气动参数相对稳定的流场。　　分别采用全湍流和考虑附面层转捩的两种数值模拟方法，研究动静叶气动干扰下的叶片附面层非定常流动，给出了压气机基元级动叶尾迹与静叶附面层干扰过程的分析模型，基于该分析模型，结合叶片壁面摩擦力、熵和湍动能，对尾迹与附面层干扰过程中的复杂非定常流动现象进行了较全面的探讨和解释，丰富了对大折转角扩压叶栅附面层非定常流动的认识，也为此类叶栅的设计和应用提供了理论基础和技术支持。　　对跨音速风扇原型级和弯扭叶片级的特性进行实验研究，分别对风扇级出口总压分布、节距平均参数叶高分布、全工况特性和静叶气动性能进行分析。在有代表性的状态点上结合出口截面总压分布探讨大折转角弯扭静叶对势流和端壁区域流动的控制机理。从对全工况的级特性和静叶气动性能的研究中论述弯扭静叶的变工况性能。实验测量的数据表明，弯扭叶片级比原型级具有更佳的气动性能，弯扭静叶中能量损失比串列静叶中的明显降低，因此大折转角弯扭静叶的设计是研制高性能高负荷压气机可采取的重要措施之一。本文设计的弯扭静叶可以直接串装在XX-X型涡扇发动机中，达到减轻重量、降低耗油率、提高推重比的目的。