叶轮内部复杂流动现象及由此引发的各处流动分离是叶道中损失的主要来源,抑制叶片表面流动分离是进一步提升叶轮机械性能、增强其运行稳定性的重要途径。近年来,基于仿生思想的表面处理技术在改善壁面流动分离方面已取得一定效果,并在航空航天等领域获得了初步应用,但如何将其设计布置于低速风机叶轮仍需进一步的研究,对叶片流动特性和分离机理的充分理解则是其中关键。本文结合数值仿真与试验,详细研究了沟槽垂直于流向的脊状表面对低速风机翼型气动性能和表面流动的影响,探索其减阻规律并寻求最佳减阻设计方案。最终将脊状表面成功应用于离心风机叶片,叶片表面流动分离及风机气动性能均得到改善。主要工作和研究成果为:（1）建立垂直流向脊状表面小尺度流动的数值计算模型,并基于无量纲摩擦速度对翼型表面边界层流场展开精细化分析。对比布置有不同脊状表面方案的翼型在多个攻角工况下的升阻力特性,定量解释脊状表面结构参数与减阻性能的关联,发现较长的脊状表面及较小的沟槽尺寸更有利于减小翼型阻力。同时,定性揭示了脊状表面对翼型边界层流动特征的影响,明晰了脊状表面的流动减阻机理。（2）剖析大攻角下翼型尾涡脱落模式与翼型非定常气动特性之间的内在联系,总结不同脊状表面结构参数对翼型尾涡脱落发展的影响规律。不同脊状表面翼型的瞬态流场结果表明,合适尺寸的脊状表面可抑制翼型表面二次涡的形成及发展并扩大翼型稳定运行的工况。而边界层内瞬态流动结构则显示脊状表面有效减阻的关键在于其削弱了边界层的流体脉动及湍流猝发所引起的雷诺应力。（3）基于准三维模型对翼型绕流展开大涡模拟计算并揭示了瞬态流场变化及涡结构发展规律。结果表明,翼型吸力面一侧可依据湍流摩擦系数的变化趋势分为摩阻快速下降区、摩阻稳定区及摩阻波动区,而通过对比不同脊状表面翼型的摩擦系数、压力系数及近壁速度分布曲线,可见摩阻快速下降区对沟槽参数的响应敏感性较摩阻稳定区更小。在得到脊状表面减阻规律及具有较好减阻效果的沟槽尺寸的同时,发现脊状表面实现减阻的关键在于对翼型表面涡结构的抑制及对近壁流动特征参数的改善作用。（4）综合翼型脊状表面流动研究及理论分析结果,将脊状表面应用在后向离心叶轮叶片,评估不同脊状表面方案对叶道内流及风机气动特性的影响规律。数值结果表明,将脊状表面布置在靠近前缘的摩擦系数快速下降区域具有更好效果,而最优脊状表面方案在部分工况有效抑制了吸力面流动分离与端区效应。风机性能试验结果表明在叶片吸力面前缘10～20%区间布置0.5mm脊状表面可最大提升风机效率4.5%及风机全压4.2%,有效改善小流量工况下的气动特性。