压气机是航空发动机最重要的部件之一,它的性能直接决定了整台航空发动机的性能,如果压气机没有一个宽广且稳定的工作范围,发动机的安全性将无从可谈。目前机匣开槽作为一种结构简单的提高压气机稳定裕度的机匣处理措施,得到了越来越多的关注。本文利用仿真手段系统地研究了NASA的跨声速转子Rotor37的失速机理,分析了周向单槽、周向五槽机匣处理的扩稳机理,利用正交试验优化设计的方法,综合分析了几个典型参数对该压气机转子效率及稳定性的影响,确定了最优组合,通过补充试验验证了试验结果,最后运用多元回归分析的方法建立了试验因素与试验指标之间对应的回归方程。首先,利用CFD仿真手段计算了带有光壁机匣的转子在设计工况下的工作状态,将光壁机匣的仿真结果与NASA的实验结果进行对比,对仿真结果的准确性进行了验证,对比分析了四个背压状态下的仿真结果,对带有光壁机匣的转子的失速原因进行了综合分析,为后续机匣开槽模型的设计提供指导。其次,利用建模软件建立了带有周向单槽和周向五槽的机匣模型,对比分析了不同背压状态下带有周向槽机匣的转子的失速原因及扩稳机理,为后续正交试验参数选取提供依据。研究结果表明:随着背压的升高,叶尖泄漏流形成泄漏涡,在叶片吸力面尾缘及压力面前缘形成了较大的低速区,造成了叶尖部分的堵塞,轴向流通能力降低,导致了压气机的失速;周向单槽及周向五槽两种机匣处理手段都是通过将叶尖泄漏流限制在周向槽内,减小较高叶高处压力面前缘泄漏涡及吸力面尾缘附面层分离的低速区来提高压气机稳定性的。最后,利用正交试验设计结合回归算法进行优化设计。对压气机及机匣开槽的几个关键参数对压气机效率和稳定性的影响进行权重分析,并利用多元回归分析的方法建立回归方程对试验结果进行预测并验证了回归方程的准确性。正交试验的研究结果表明压气机转速对压气机稳定裕度和峰值效率的影响最大,得出了对稳定裕度和峰值效率的最优组合。