航空发动机的不断发展对压气机提出了更高的性能要求,这使得压气机的单级压比不断提高。压气机内部的流动也由亚音速状态发展为跨音速状态,流道中激波与边界层、激波与旋涡的相互作用造成压气机内流场更加复杂,流动不稳定性提高,有必要开展压气机流动稳定性优化的相关研究。目前引气及射流已经较为广泛的应用于压气机的流动优化中,单独应用引气或射流将需要额外的能量输入或者造成工质的损失,因此本文将考察自循环引气及射流对压气机流动稳定性影响。根据压气机中的流动特点加密级中的网格。通过与实验对比不同网格密度的模拟结果,验证了数值模拟方法的可靠性,最终采用的网格数量约为110万,湍流模型为标准k-ε。应用该数值模拟方法模拟了Stage35的不同工作状态。考察了Stage35内的流动状态,并验证了自循环引气及射流对扩大轴流压气机稳定工作范围的有效性。通过比对不同工况下Stage35内主要流动结构的发展变化,探究Stage35在不同转速情况下的失速过程及原因。研究表明在设计转速下的失速原因在于转子叶顶涡系与激波相互作用所导致的流动堵塞,在70%设计转速时的失速是动叶吸力面附面层在激波的作用下发生了大范围分离而导致的,在50%转速情况下失速的原因则是动叶吸力面流体径向迁移导致的叶顶流道堵塞引起的。研究揭示了不同转速下自循环引气及射流扩稳效果差异的原因。在此基础上对应用了不同自循环引气及射流机构的Stage35进行了数值研究。考察了不同射流位置及不同引气位置对扩稳效果的影响。相关结果表明轴向位置靠前的射流位置、贴近静叶吸力面流动分离处的引气位置更有利于稳定裕度的提高。