压气机作为航空发动机核心部件之一，提高其单级压比可以有效减少发动机级数、提高推重比。而作为提高单级压比的有效手段之一，叶尖轮缘速度的增加将会导致流动超音，使得流道内生成激波。激波一方面可以改善气流静压升，另一方面会使得流动损失增加，这种特性也使得激波成为超音速压气机研究核心之一。因此本文以典型超音速叶型为研究对象，分析气动参数的影响，深入研究抽吸方法对叶栅流道激波结构和气动参数的影响，分析激波损失结构。　　本文首先通过超音速平面叶栅DLR-PAV-1.5，进行数值方法和网格无关性验证，模拟结果与实验结果基本一致，证明了数值方法的准确性。通过对影响流场的气动参数进行研究，分析参数改变对流场激波结构和气动性能的影响，分析总结了不同工况的叶栅流场激波结构。　　对DLR-PAV-1.5叶栅进行不同抽吸位置、抽吸量的模拟计算，得到了较好的抽吸方案。该方案的抽吸位置在距叶栅前缘0.65轴向弦长处，抽吸量为进口流量的0.204%，其总压损失系数相比设计工况减少2.65%。通过对比不同抽吸角度，得出了在相同抽吸压力下，垂直抽吸方案的抽吸流量比顺流抽吸方案提高了10.3%、比逆流抽吸方案提高了19.1%。通过对比三种抽吸槽构型，得出了倒斜角抽吸结构（SS3方案）抽吸效果更佳，在相同抽吸压力下，其抽吸量比垂直抽吸结构（SS1方案）提高22%。　　对单槽抽吸、双槽抽吸方案进行对比分析，结果表明双槽抽吸方案有效改善了原单槽抽吸方案，该方案总压损失系数对比设计工况结果减少3.37%。通过激波损失模型分析方法，发现在0.65抽吸位置进行抽吸可明显减小通道激波损失，而在0.75抽吸位置则效果不佳。叶型损失随着抽吸位置的后移有所减小，脱体弓形激波造成的损失基本不受抽吸量影响。