采用高负荷扩压叶片是目前实现提高航空发动机推重比的有效途径,然而由于高负荷扩压叶片折转角大的特点,气流在叶栅流道内强逆压梯度的作用下极易形成附面层的分离,进而导致角区失速现象的发生,严重影响了压气机性能的提升。因此探究合理的流动控制方法便显得至关重要,目前,作为主动流动控制方法之一的附面层抽吸已被证明能够有效地推迟流动分离,减小气动损失。在上述前提下,深入开展对附面层抽吸控制叶栅流场内部分离流的作用机制,探究作用机理,是进一步提高压气机性能的关键。本文以高负荷扩压叶栅NACA65-010为研究对象,采用数值模拟和实验研究两种手段探究了附面层抽吸对该叶栅气动性能的作用规律,并对不同的抽吸方案分别绘制了旋涡结构图。首先采用通过了实验校核的CFD方法进行了设计冲角下原型叶栅的数值模拟,发现在原型叶栅中主要存在通道涡、集中脱落涡、壁角涡、尾缘脱落涡等涡系结构,其中通道涡与集中脱落涡的掺混是角区高损区的直接来源。采用非对称附面层抽吸后,可以明显地降低抽吸侧的气动损失,但在非对称抽吸作用下,增大了流道内展向压力梯度,因此在非抽吸侧出现了分离提前,损失增大的现象。吸力面抽吸方案主要吸除的是型面附面层内的低能流体,并未推迟气流的分离起始点,原型叶栅中的涡系结构仍然存在,只是集中脱落涡的产生被推迟,中径处的通流能力明显得到了明显提升。在变流量抽吸上,端壁非对称附面层抽吸在设计工况下最佳抽吸位置处存在一个最佳抽吸流量,继续增加抽吸流量反而会由于非抽吸侧情况的恶化减弱整体的气动性能。吸力面抽吸的方案在本文的研究范围内其气动性能随着抽吸流量的增加改善幅度越发明显。之后进行了端壁非对称附面层抽吸的实验研究,首先进行了设计冲角下端壁非对称附面层抽吸的实验验证,分别测量了出口截面总压损失系数和抽吸侧的端壁静压系数,然后针对最佳方案进行了变冲角下端壁非对称抽吸并进行了对称抽吸与非对称抽吸的对比分析,实验结果与数值结果表现出了良好的一致性,进一步验证了数值模拟的正确性。