高效率、高级压比、高可靠性始终是现代航空发动机先进压缩系统的发展目标,因此深入研究压气机内部流场结构、探索如何控制高负荷导致的大尺度流动分离已成为叶栅气体动力学研究中的重要课题。将叶片三维气动造型、缝隙射流等技术相结合,以有效控制高负荷压气机叶栅内部流动分离将是一条极具潜力的途径。本文在低速大尺度风洞中实验研究了大折转角有/无缝隙结构的弯曲压气机叶栅流场结构。在零冲角和变冲角条件下,采用五孔探针详细测量叶栅流场参数,采用U形水排测量了端壁及型面静压分布,并应用墨迹方法进行了壁面流场显示。在实验研究的基础上,采用基于数值模拟与遗传算法的混合方法研究了带缝隙的弯曲扩压叶栅缝隙径向位置与叶栅冲角间的关系。此外,结合实验研究、数值模拟结果以及拓扑原理、微分方程定性分析理论等深入研究了缝隙射流与弯曲叶片技术相结合控制高负荷扩压叶栅附面层流动分离的机理。实验研究结果表明,零冲角条件下,缝隙两端压差导致的从叶片压力面到吸力面的射流不仅能够有效地控制高负荷扩压叶栅吸力面附面层的分离、脱落,增加气流折转能力,而且还可以提前破坏叶栅轴状涡的湍流相干结构,从而增加尾迹区低能流体动能,抑制高熵流体向尾迹中心的聚集,降低尾迹掺混、尾迹强度、尾迹区自由涡层动量厚度,达到改善叶栅气动性能的目的;当缝隙轴向位置起始于吸力面上分离线附近,并向分离区内延伸时缝隙射流控制流动分离效果较好;合理选取缝隙径向位置和多缝隙组合方式,可以进一步降低扩压叶栅气动损失;对于正弯叶栅,缝隙射流在减弱吸力面附面层分离的同时还可以增加缝隙附近处的气动负荷,而反弯叶栅中的缝隙射流则更为显著的减小吸力面分离流动。非设计冲角条件下,缝隙射流改善附面层分离流动的机理与设计冲角下类似,有效地增加了高负荷扩压叶栅的低损失冲角范围。负冲角条件下,缝隙射流降低了尾迹动量损失厚度,阻碍了端区低能流体的径向迁移,从而降低了扩压叶栅总损失;正冲角条件下,速度较高的缝隙射流改善了吸力面分离区内的附面层流动特性,减弱了栅后高熵流体的聚集,较大幅度的改善了叶栅气动性能;叶片正弯导致的附面层径向迁移一方面改善了端区流动状况,另一方面却使得叶栅中径附近的流动恶化,叶片反弯时情形正相反;采用缝隙射流技术可以减弱甚至消除弯曲叶栅中因附面层迁移导致的局部流动恶化,高速射流将局部积聚的低能流体及时引向主流,从而减少附面层的脱落,破坏集中脱落涡的拟序结构,抑制栅后尾迹高熵流体的过度聚集,而且这种效果由负冲角到正冲角逐渐增强,因此缝隙射流与弯曲叶片技术的有机结合能够进一步提高高负荷扩压叶栅的气动特性,并可拓展它们的应用范围、增强作用效果。此外,本文还以实验和数值模拟的样本结果为基础,采用遗传算法获得了高负荷扩压叶栅中缝隙径向位置与冲角间的关系。为了更好地理解弯曲叶片与缝隙射流技术相结合的流动控制机制,本文从拓扑原理出发,详细推导了适用于有/无缝隙扩压叶栅壁面、横截面及跨叶截面流场的拓扑准则,并给出了上述流谱中结点、鞍点等奇点的总数与缝隙数目间的数学表达式,这些准则为应用缝隙射流、弯曲叶片等流动控制技术的叶轮机械流场分析提供了一种可行的分析方法;结合涡动力学理论、微分方程定性分析理论以及奇点分叉原理,初步描述了流动控制技术降低高负荷扩压叶栅二次流损失的机制,即通过流动控制技术可将压气机叶栅中与高损失对应的叶片吸力面上鞍点—螺旋点分离结构经由退化结点或临界结点转化为鞍点—结点分离结构,这种拓扑结构能够抑制扩压叶栅流场中的大尺度分离或旋涡的产生,从而达到有效降低叶栅气动损失的目的,这也是缝隙射流和弯曲叶片技术能够有效控制扩压叶栅吸力面集中脱落涡最本质原因;在上述研究的基础上,深入地分析了高负荷扩压叶栅中的旋涡结构以及附面层迁移与控制机理,提出了高负荷有/无缝隙结构扩压叶栅流场的旋涡模型,并指出其中的通道涡与吸力面集中脱落涡是影响大转角扩压叶栅气动性能的两个主要因素。