随着飞机对航空发动机性能要求的不断提升,推动航空发动机一直朝着高推重比、低油耗、高机动性和高可靠性的方向发展。推重比作为衡量航空发动机性能的重要指标,对于飞机的飞行速度、机动性等都具有重要的影响。压气机作为航空发动机关键部件之一,其长度和重量约占发动机整机的一半左右,因此提升压气机级负荷,减少压气机级数,发展结构紧凑的气动布局形式对发动机推重比的提高具有关键作用。压气机级负荷提升的同时,其转子进口马赫数也在不断增加,出现相对超音速气流,在相对超音速进气条件下,压气机转子叶片通道激波组织方式及随之所带来的强激波损失和激波诱发边界层分离损失对压气机总体气动性能影响显著。因此合理组织叶片通道内激波系结构,在利用叶片通道主流区激波增压的同时,削弱强激波根部与边界层相互作用所诱导的流动分离损失,以发掘利用激波高效增压的潜能,成为超音压气机设计中的关键科学问题。本文从超音压气机平面叶栅出发,分析超音叶栅通道激波系结构与增压特性内在联系,探索前缘内伸激波根部局部叶型曲率变化对激波诱发边界层分离的影响机制,提出超音压气机叶栅激波诱导边界层分离局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,结合压气机三维转子叶片流动特征,形成超音压气机转子局部叶型负曲率激波诱导边界层分离抑制方法。（1）基于设计来流马赫数Ma=1.75超音压气机进气条件,开展了超音叶栅通道激波组织方法研究,通过数值模拟方法分析了叶栅通道激波系结构与增压特性内在关系,阐明了前缘内伸激波根部诱发强逆压梯度及局部边界层分离结构特征,澄清了激波与边界层相互作用区域叶表载荷分布特征及激波诱导边界层分离影响因素,为后续开展流动分离抑制方法奠定了基础。（2）基于超音压气机叶栅试验台开展了超音压气机平面叶栅试验测试研究,通过测压试验与纹影试验验证了超音叶栅激波系增压潜能并分析了叶栅通道激波根部结构,澄清了叶表载荷分布特征与叶栅通道激波系结构内在关系,此外考核了数值计算方法的精度,为后续研究工作奠定了基础。（3）基于数值模拟和试验捕捉到的超音压气机叶栅前缘内伸激波诱导的局部边界层分离现象,提出了抑制激波诱导边界层分离的局部等逆压梯度负曲率二维叶型设计方法,分析了叶栅吸力面前缘内伸激波根部上游局部负曲率型线改型设计对叶栅通道内激波根部波系结构、叶表载荷分布特征及激波与边界层相互作用区域边界层形态和熵增变化的影响规律,建立了局部等逆压梯度负曲率型线设计方法和超音压气机叶栅激波诱导边界层分离抑制方法。（4）基于超音平面叶栅局部叶型负曲率激波诱导边界层分离抑制方法,进一步考虑压气机转子三维叶片通道流动特征,澄清了三维压气机转子叶片激波根部位置上游局部等逆压梯度负曲率型线对激波诱导流向分离和边界层低能流体径向输运的作用机制,揭示了不同激波强度及入射位置下负曲率型线设计对激波/边界层相互作用的影响规律,形成了适应于超音压气机转子的激波诱导边界层分离抑制方法。本研究从局部叶型曲率变化对激波诱导边界层分离作用机制出发,提出了超音叶栅局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,实现了对超音压气机叶栅前缘内伸激波诱导边界层分离的有效抑制。进一步将激波诱导边界层分离局部叶型负曲率抑制方法从二维平面叶栅应用到三维压气机转子,形成了超音压气机转子激波诱导边界层分离局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,在叶片通道主流区利用激波增压的同时,削弱强激波根部所诱发的流动分离损失,提高压气机转子总体气动性能,为完善超音压气机转子优化设计提供支持。