随着21世纪飞速发展起来的航空工业,燃气涡轮发动机在航空动力工业中占据着举足轻重的地位,压气机作为其中的核心部件当中的一部分,其压比的提高在现阶段可谓是相当迫切。提高压比势必会带来高负荷,而高负荷使得本身大折转角的叶栅更容易在吸力面处产生分离,分离范围一旦足够大,会堵塞流道导致失速或喘振,严重时会对压气机造成惨重的破坏。本文通过数值模拟计算对近失速工况下跨声速扇形扩压叶栅进行流场结构的分析,通过剖析近失速工况下角区分离的形成机理以及验证抽吸对级中叶栅的效果后,对带导叶的跨声速扩压叶栅进行附面层抽吸,其中的方案包括:上端壁流向槽、上端壁流向孔、吸力面径向槽以及上端壁-吸力面组合槽;在进行抽吸的数值模拟计算后,借助总压损失系数云图、极限流线以及型面静压系数分布等对抽吸的机理进行分析,旨在找出抽吸对带导叶跨声速扩压叶栅的损失影响以及抽吸的最佳位置。首先,原型叶栅中上半叶高存在大范围的角区分离,角区形成的主要诱因为端壁与叶表吸力面的附面层内流体两者互相掺混与二次流动,其导致来自压力面的主流在到达尾缘处向吸力面偏转并回流,进而产生大范围的角区分离。要获得较好的抽吸效果,则需要先对分离起始点与分离涡中心的位置进行分析后将抽吸槽的位置设置在分离起始点附近及分离涡中心附近。抽吸流量均存在一个最佳抽吸量,流量过大或过小都会对整体性能改善有所降低。而采用上端壁流向槽进行端壁附面层抽吸能有效削弱角区分离,尤其是在分离起始点附近(EW1),对分离起始点进行吸除,且上端壁靠近叶片进口处拓扑结构相应得到了简化,叶栅整体总压损失降低15.82%,静压比提升4.58%;上端壁流向孔更贴近实际应用,同样对角区分离有显著削弱作用,其EW1方案整体总压损失系数相比原型降低12.24%;而吸力面径向槽在分离涡涡核附近(SS3)抽吸效果优于同流量下其他吸力面抽吸位置,通过对削弱分离涡的同时抑制分离涡后续涡系发展,从而产生较好的控制角区分离的效果,叶栅整体总压损失降低16.68%,静压比提升4.73%。由于抽吸使流道内横向二次流增强,通道涡相应的会增强,但对总体改善效果影响不大。组合槽抽吸则同时削弱端壁与吸力面侧的附面层内低能流体,综合了端壁抽吸与吸力面抽吸的优点于一身,能同时对端壁与吸力面附面层进行吸除,通过减小两者附面层的相互掺混及附面层厚度,从而达到削弱角区分离,降低损失的目的。