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先进航空发动机技术的发展对推重比和气动效率提出越来越高的要求。高负荷扩压叶型能实现高级压比的要求,但同时带来了叶栅通道内部二次流和流动分离加剧的难题。为了解决这一难题,在高负荷扩压叶栅中采用附面层抽吸技术,改善叶栅通道流动分离和二次流,优化流场结构,提高叶栅气动性能,这是一种极具潜力和实用性的流动控制方式。本论文在由亚声速高负荷扩压叶型NACA0065-K48构成的矩形静叶叶栅中开展数值模拟研究。数值模拟研究使用商业CFD软件ANSYS CFX开展,选取SST湍流模型,数值方法进行了有效地校核。以总压损失系数作为衡量叶栅气动性能的指标,结合壁面极限流谱、型面静压系数分布和旋涡识别准则(涡量准则/Q准则)等手段,首先研究了原型叶栅的流场结构和气动性能的变冲角特性;在该基础上,于叶栅通道中部近吸力面开设流向槽,进行端壁附面层抽吸,经过系统研究和综合分析,获得在宽广的变冲角范围内端壁附面层抽吸对高负荷扩压叶栅的流场结构优化和气动性能提升的控制机理。本文研究表明,在高负荷扩压原型叶栅通道流场中,除了典型旋涡,栅后还存在两个分别位于发源于吸力面侧和压力面侧的集中脱落涡,且这两个涡结构对叶栅气动性能影响显著。原型叶栅在设计冲角(i=-6°)下损失最小,正冲角范围内随冲角增加叶栅气动性能恶化加剧,冲角i=6°时叶栅失速;角区分离和吸力面附面层分离引起的损失是叶栅流动损失的主要部分。抽吸方案中,在宽广的变冲角范围内(i=-9°~6°),采用合适的抽吸流量,抽吸总能有效降低高负荷扩压叶栅的总压损失,最优抽吸流量随冲角增加由入口流量的0.5%逐渐增大至入口流量的2.0%。当冲角i?0时,抽吸流量增大至一定程度,角区分离形态由闭式分离变为开式分离,分离起始点移动至抽吸槽后端下游,角区分离被推迟且被有效削弱,分离范围大幅缩小,位于角区/吸力面侧尾缘的集中脱落涡被消除,通道涡被削弱,叶栅气动性能得到极大提升;继续增大抽吸流量,收益增幅已不大;冲角i=0°的抽吸叶栅,抽吸流量为入口流量的2.0%时,叶栅总压损失系数降幅高达41.4%。当冲角i＞0°?时,抽吸槽位于角区分离起始点下游,采用大抽吸流量才能缩小减角区分离影响范围,一定程度上降低流动损失,但无法从本质上改变叶栅通道角区分离形态;抽吸流量较小时,叶栅气动性能和流场结构反而会被恶化。