航空发动机的发展水平已经成为衡量一个国家的军事水平和综合国力的重要的指标之一。现代航空发动机朝着高推重比的方向发展,要求压气机具有高负荷、高效率、高稳定性的特点。提高压气机的气动性能的一个主要途径是寻找气动性能优良的压气机叶型。本文以扩压叶栅内附面层的流动特性为主要研究内容。首先研究了叶型参数的变化对平面叶栅损失的影响,并给出了一种描述叶型损失的新方法,采用附面层内的熵产来描述叶型损失;然后从三维分离流动的基本理论出发研究了矩形叶栅的吸力面的角区分离形式对叶栅气动性能的影响;最后研究了叶型参数对吸力面角区分离形式的影响。在亚音速流动中,叶型损失主要包括叶片表面的附面层内的损失和尾迹掺混损失。本文研究了四种叶型,结果表明:叶片表面的附面层内的损失主要集中在叶片的前部,叶片30%弦长以前的附面层内的熵产占叶片表面的附面层内总熵产量的50%以上;叶片的吸力面的附面层熵产高于压力面,大约占总熵产量的75%;相同的流向位置,叶型的曲率越大,叶片表面附面层内的当地熵产率越大;尾迹内的熵产也是主要集中在叶片尾缘附近,80%以上的熵产量是在叶片尾缘后20%弦长范围内产生的,叶片尾缘后50%弦长以后的尾迹内的熵产很小。本文研究了NACA叶型和CDA叶型的矩形叶栅,在弦长、安装角、节距、进出口几何角相同的条件下,不同的叶型会产生不同的角区分离形式,研究结果表明CDA叶型在吸力面角区形成开式分离,NACA叶型就形成闭式分离。在分离区内闭式分离的扩压能力明显低于开式分离,而且闭式分离的损失高于开式分离。叶型参数的变化会对叶片的角区分离产生较大的影响,不仅影响分离区的范围,而且会改变分离的形式。本文研究结果表明随着叶型厚度的增加、最大厚度位置后移、中弧线挠度增加都会导致叶片吸力面的最低压力点之后的逆压力梯度增加,不仅会使角区分离范围增大,而且分离形式由开式分离变为闭式分离。