压气机作为航空发动机的关键部件之一，其单级负荷的提升对于航空发动机整体性能的提升具有非常重要的意义。负荷提升可以通过1）增加动叶切线速度、2）增加扭速来实现。动叶切线速度的提升导致了跨/超音速压气机的产生。跨/超音速压气机叶栅通道内会产生激波，带来流动损失，而同时，气流静压升的获得也很大程度上要靠激波来实现。因此，要实现高效高负荷跨/超音速压气机的设计，就必须对叶栅通道内激波相关问题进行深入的研究。本文以基于低反力度压气机设计思想的某三级高负荷压气机首级动叶栅为模型，深入的考察了其叶栅流道内的激波结构及其变化规律，在此基础上对原有叶型进行了改型设计的尝试。　　为验证计算方法的适用性，首先以NASA Rotor37为模型，进行了计算方法和网格无关性的验证。结果表明，当网格数目达到一定程度之后，计算结果和试验结果之间一致度很高，证明本文所采用的计算方法、湍流模型等对该类跨/超音速压气机叶栅内的高速流动问题具有强的适用性。　　本文所研究动叶栅在子午造型上具有一定特殊性，导致基于常规基元级理论的二维平面叶栅计算方法准确性下降，因此作者针对该动叶设计了一套“薄层流场”的计算方法，将其计算结果与二维平面叶栅计算结果、三维全叶高流场计算结果进行了比较。结果证明，薄层流场相较于二维流场能更好的模拟三维流动、从而更好的体现出叶型流场的流动特点。基于此，对该动叶栅的激波结构有了一定的认识，也为后文的改型设计打下了基础。　　接下来，对该动叶进行了变稠度、变展弦比和变转速研究，考察了在以上三个参数发生变化时流场中激波结构的演变，探究了激波结构发生变化原因及其对流场总体特性的影响。　　最后，在以上成果的基础上，进行了叶片改型设计的尝试以优化其性能。改型设计采用了先优化80％、50%、30%特征叶高截面、再进行全三维叶片流场验证的方式。结果表明在薄层流场中的优化效果与在三维流场中所能达到的效果之间具有一定的差异，综合来看，压力面改型取得了最好的综合性能的提升。