现代航空发动机正面临着高稳定性、高推重比和高失速裕度的挑战,解决这些挑战的一种方法是减少压气机的级数,以提高压气机的负载能力。然而,这就会导致每一级必须承担更高的增压比,通过合理地组织叶栅通道内的激波增压,超声速扩压叶栅可以实现高增压比。超声速扩压叶栅位于吸气式推进系统流道的最前端,将机身与推进系统连接起来。由于来流是超声速的,叶栅通道内的激波旋涡结构在为发动机提供充足、稳定、增压的气流方面起着主导作用。对于等直高/超声速进气道/隔离段中激波旋涡的演化规律已经开展了大量的研究工作,流场结构受到背景波系、来流湍流度、来流马赫数以及背压等多种因素的影响。由于超声速扩压叶栅弯曲的构型,在吸力面和压力面形成一系列的压缩波和膨胀波,从而产生复杂的背景波系;弯曲的构型同样会引发复杂的旋涡结构和失稳流动类型。故本课题侧重研讨超声速扩压叶栅中激波旋涡演化过程、失稳流动机理及流场监测控制等问题。本课题开展了如下几方面工作:首先,对超声速扩压叶栅的三种典型工作模式,即通流模式、高背压模式和低速模式开展了数值模拟研究,揭示不同工作模式的流场中旋涡流动规律。流场中激波对吸力面边界层和角区边界层的入射和扫略,促使低动能流体沿展向运动并与其他部分流体相互作用,进而诱导旋涡结构的产生。速度梯度可以准确地描述亚声速旋涡的横流拓扑结构;超声速旋涡的演化过程符合张涵信的理论,张涵信的理论排除了速度梯度描述旋涡发展时所产生的错误解,阐明压力梯度主导了超声速旋涡的发展演化过程。在压力梯度和速度梯度为0处,超声速和亚声速旋涡出现Hopf分岔,形成了极限环。极限环的出现不会立即改变旋涡的旋转方向,流动分岔是一个渐近的过程。然后,在M∞1.85/M∞2.70的超声速隔离段均匀来流条件下进行了背压线性增加的风洞实验。开展了主流和角区壁面压力测量和多种刀口的激波串流场纹影可视化。压力结果表明,M∞2.70流场中的激波串具有更强的三维性,角区的流场表现出以下特征:压力波动幅度较小,激波串更靠近上游。用水平和竖直刀口获得的纹影图像显示了激波串流场中竖直和水平密度梯度的交替分布,应用彩色刀口的纹影可视化更清晰地区分出这些区域。进一步开展了超声速叶栅节流过程的实验研究,流场中激波串前缘对吸力面的入射导致较大的亚声速分离区域的出现,气流经过激波串前缘后静压提升、总压显著降低。与等直通道相比,弯曲通道中激波串运动显著地受到背景波系的影响,在膨胀波区域激波串的前传与振荡被抑制,在压缩波区域被加强。在失稳流动期间,激波串前缘激波在脱体与附体于吸力面前缘的两种状态之间振荡,其导致整个叶栅通道内的压力以52.49 Hz的频率大幅度波动。上游叶片前缘附近激波的振荡与下游叶栅通道内参数的波动是高度耦合的。相位分析结果表明,上游激波运动首先发生,随后导致下游叶栅通道的波动。再次,对超声速扩压叶栅流动失稳的特征开展研究,在失稳流动阶段II期间,激波串前缘激波脱体距离较大,大幅度的激波振荡导致压力的剧烈波动。为了准确监测流动失稳阶段II的发生,提取了压力数据的大小、标准差、导数以及功率谱密度特征,分析表明上述特征可以将失稳流动阶段II与其他流动阶段区分,以一定的提前时间监测失稳流动。对超声速扩压叶栅失稳流动的监测方法进行了研究,明确了失稳监测方法的流程。开展了基于纹影图像的流动失稳监测和基于壁面压力的流动失稳监测。基于纹影图像上的光强-时间序列,可以有效监测失稳的发生,报警的触发机制是激波串前缘到达监测点并导致监测点处光强度值的大幅度下降。然而,基于纹影图像的失稳流动监测需要精密的光学仪器和精确的光路调整,无法应用于实际发动机中。采用基于压力数据导数的监测算法,对吸力面前缘附近S5处的压力-时间序列进行计算,可以以一定的提前时间有效监测失稳流动的发生。与其他监测算法相比,基于压力导数的监测算法实时性最高。最后,为了有效提升流场性能,改善叶栅的最大抗反压能力,开展了超声速扩压叶栅流场的边界层抽吸控制研究。研究表明,能够发挥抽吸槽最大抽吸效能的抽吸压比应小于0.2,激波串前缘与吸力面边界层相互作用处是施加边界层抽吸控制的关键位置。可有效提升流场最大背压比的抽吸槽角度范围为60°—90°和-90°—-60°。在稳定流场中,边界层抽吸通过提升激波串前缘激波的强度来匹配下游的背压条件。当背压大于临界背压时,角区失稳首先发生,随后分离区向叶高中部传播并进一步导致整个叶栅通道的失稳。在失稳流场中,边界层抽吸通过调整激波串前缘激波下游的压力分布来匹配下游的背压条件。通过采用吸力面表面抽吸槽和端璧抽吸槽组合抽吸方案,在损失8%主流流量情况下,最大背压比提升了20%。