航空压气机叶片是由二维叶型沿叶高方向按一定的积叠规律叠加而成,气动性能主要取决于各基元叶型。跨音速压气机转子叶尖以下的叶型设计及高亚音静子设计都处于高亚音工况。叶型气动性能主要体现在设计工况低损失和宽低损失攻角范围。对于密流比为1的平面叶栅流动,高亚音叶型表面等熵马赫数分布符合可控扩散规律,则其气动性能通常较好。但对于高负荷压气机,密流比通常可能高于1.2,其叶型表面等熵马赫数呈何种规律较好却未知。本文针对大密流比高亚音叶型,探索采用自动优化方法进行宽范围低损失高亚音叶型设计,并分析其流动规律。采用基于遗传算法的自动优化设计方法进行叶型气动设计,研究目标函数设置方法及大密流比情况下叶型的载荷分布规律,对比分析具有不同低损失气流角范围叶型的几何特征和气动性能,结果表明:以设计工况点参数为目标进行单工况优化不仅可有效提高设计工况性能、也可以有效提高非设计工况性能;单工况优化非设计工况性能可能会略低于多工况优化;对于大密流比高亚音静子/转子叶型,载荷沿弦向分布较均匀,不呈前加载特性、与可控扩散叶型载荷分布有明显差异。叶型最大厚度增加,最大扰度减小,且轴向位置均向后移,使吸力面峰值点等熵马赫数增加、前缘载荷增大,进而扩大低损失气流角范围。对于大安装角转子叶型,压力面在与吸力面尾缘配合部位适当凸起,可抑制吸力面尾缘流动分离。此外还分析了设计工况下前缘驻点对气动性能影响,当前驻点位于叶型压力面前缘且无前缘尖峰时,有利于增大整体低损失气流角范围。消除前缘尖峰,可有效的降低叶型正攻角方向吸力面附面层损失。静子/转子叶型各损失构成中吸力面附面层损失和尾迹损失占主要比重,吸力面附面层损失随进气角增大先降低后升高,所占比重呈递增趋势;相对于静子叶型,气流角变化对转子叶型压力面附面层损失和尾迹损失影响较大,静子叶型压力面损失在全工况范围内没有明显变化,尾迹损失在近失速点大幅度增加。为实现低损失叶型设计,应主要降低叶型吸力面附面层损失。