现代航空涡轮发动机的发展趋势是高性能、低耗油率、宽工作范围和高推重比。为了满足航空发动机高推重比的发展趋势,高负荷压气机叶片和涡轮叶片得到广泛应用。对于压气机叶片而言,高负荷对应着高逆压梯度,易于导致吸力面附面层的流动分离;对于涡轮叶片而言,高空低雷诺数工作状态下吸力面尾缘附面层先分离再附着,形成以高流动损失为特征的分离泡。本文的研究目的,就是借助以表面热膜为核心的吸力面附面层特性多点同步测量手段,充分捕捉高负荷压气机和涡轮叶片在进口均匀来流条件下的附面层特性,着重关注分离点、转捩过程及附着点随进口Re数和攻角的变化机制,为高负荷叶片的设计提供基础性的数据支撑。实验是在工程热物理研究所的低速平面叶栅风洞上进行的。在叶片吸力面上从前缘至尾缘敷设表面热膜传感器,利用8路热线风速仪采集模块,分时段逐次采集各待测位置的准壁面剪切应力,借助国外研究者总结的分离点、转捩区间和附着点的判别准则,详细分析各种工况下的吸力面附面层特性。同时,由经过严格校准的三孔探针,采用不对向测量方法在叶栅下游额线方向一个周期内测量参数分布,计算各工况下的叶型损失,综合评定高负荷叶片的攻角特性和速度特性。关于高负荷压气机叶栅的实验结果表明,在均匀进口来流条件下叶片吸力面附面层在低雷诺数工况下因强逆压梯度而分离,分离点和转捩区间距前缘点的位置虽然不会明显地随雷诺数的变化而变化,但随攻角增大,会向叶片前缘点移动,且转捩区间长度增加,导致叶型损失增大。关于高负荷涡轮叶栅的实验结果表明,在均匀进口来流条件下,叶片分离点和转捩起始位置会随着来流雷诺数的增大而向叶片尾缘移动,附着点基本不受来流Re数的影响,叶型损失减小;当来流攻角增大后,虽然对吸力面附面层分离点影响不大,但是转捩区间长度明显减小,总压损失也随之减小。