压气机单级负荷的提升可以提高航空发动机的推重比,提升单级负荷一般通过增加扭速或提高叶尖轮缘速度,叶尖轮缘速度的提高将出现超音速压气机。超音速压气机流场中存在激波,激波一方面使得气流获得静压升提高压比,另一方面将直接带来激波损失,激波成为超音速压气机主要研究方向之一。本文以低反动度压气机首级动叶作为研究对象,采用吸力面内凹造型方法进行改型,研究改型对叶片气动性能和流场激波结构的影响。本文首先介绍了超音速和跨音速压气机的技术发展现状,基于前期学者们的讨论与探究,发现对叶片进行适当的改型可以有效减小激波带来的损失。基于这一想法,学者们提出了许多改型方案,其中对吸力面进行内凹设计是较为可行有效的方式。本文基于这一思想,首先设计了一个适用高于常规切线速度8.1%的压气机首级动叶叶片,并探究转速升高前后两种动叶的几何参数和流场结构变化。结果表明:转速升高后,压比增大的同时损失增加,一方面激波损失增加,另一方面气流流过激波后附面层增厚,吸力面分离尺度增加,同时叶片稳定性降低,失速裕度降低。本文对高转速下的动叶采用具有吸力面内凹特征的大折转角叶型造型方法,对100%叶高和75%叶高处的叶型前半部分进行吸力面内凹设计,后半部分采用中弧线叠加厚度分布造型方法,探究吸力面内凹长度及深度对三维叶片气动性能及流场中激波结构的影响。结果表明:引入吸力面内凹设计确实可以对流场带来影响,不同内凹长度与深度对叶片的性能影响也有差距,这与叶片本身特点和激波位置有着重要联系。激波强度与附面层损失是本文探究的重点方向,通过对不同内凹方案的叶片进行对比分析,发现取最优的内凹深度,改变内凹长度,随着内凹长度的减小,叶片损失增加,效率降低,压比降低,这是因为引入内凹使波前马赫数增加,主流区域流动复杂,损失增加,同样可以看出吸力面分离损失严重,叶顶泄露流同样导致损失增加,这两个因素是导致叶片损失加剧,分离加重的主要原因。