高压比高效率压气机是未来飞行器高性能的重要保证。但追求高压比将增大叶栅内流向及横向压力梯度,加厚壁面附面层,扩大二次流作用效果及范围,导致整个叶栅内流动分离加剧,损失增大,严重时将引起喘振、失速等气动失稳现象,因此控制流动分离,提高叶栅气动性能是学术界的主要研究方向。本文提出了一种与端壁二次流方向反向的射流以控制某进口马赫数Ma=0.67的高速扩压叶栅端区流动。利用其产生类似于翼刀装置的射流旋涡显著地抑制横向二次流发展并改善吸力面及角区流动分离。研究了射流轴向与周向位置、射流偏角对栅内损失与流场结构的影响。通过比较不同射流缝长度及射流压比对叶栅气动性能的控制效果,确定最佳控制方案,并在此基础上探讨变攻角条件下射流旋涡对二次流的改善作用,以及端壁射流减小扩压叶栅内流动分离的作用机理。结果表明,总压损失系数随着射流缝轴向移动先减小后增加,随远离吸力面周向截距增大而先减小后增加,随射流偏角的增大先减小后增加。当射流缝长度为b=4mm,射流压比为PJ*/Pin*=1.15时,最佳控制方案的位置参数为xJ/B=30%,yJ/t=10%,β=40°。在非设计工况下,加入端壁射流控制均能显著降低原型叶栅的总压损失,且流动控制效果随着攻角的增大先增大而后减小。射流对端区流动的控制机理包括,沿端壁法向的速度分量对端壁附面层具有吹除作用,与横向二次流相反的速度分量能阻碍端壁附面层的横向迁移,产生的射流旋涡结构阻碍通道涡的横向发展。与通道涡反向的射流涡卷吸角区附面层低能流体并阻碍横向二次流的发展;适当的射流参数将显著降低叶栅损失,当冲角为i=+2°时,最佳方案减少的相对损失可高达13.9%。