在现代的航空压气机设计当中，设计者倾向于采用高负荷的叶片设计以达到减少发动机的叶片数，缩短发动机尺寸，提高推重比的目的。因此研究具有良好气动性能的高负荷叶栅对压气机设计有着重要的现实意义。　　采用大折转角叶栅可以增大负荷，但是在采用大折转角的压气机叶栅中，叶栅内流动分离较为严重，尤其是随着叶片负荷的增加，以及受到压气机叶栅内部扩压流动特性的影响，叶栅流道内端壁和叶片吸力面附面层更容易发生分离，引起叶栅损失的增加以及气动性能的急剧下降。因此控制和减小叶栅内部分离流动是设计大负荷高效率压气机的重要研究方向。　　本文在低速风洞中对带有孔隙射流结构的大折转角平面压气机叶栅气动性能进行了实验研究。孔隙射流结构的实现是通过在叶片靠近尾缘附近构造穿透叶片的孔隙，利用从叶片压力面到吸力面压差，产生喷射效应。三个单孔方案中孔隙的展向位置距离端壁分别为5％、15%、25%叶高，多孔方案是通过单孔方案的组合而确定，这样总计八套叶栅实验方案。在设计零冲角和变冲角下，对八套叶栅实验方案的壁面静压和叶栅流场进行了详细测量，并采用墨迹流动显示方法进行流场显示。在实验研究的基础上，采用数值模拟方法对实验叶栅进行了较为深入的砑究，以获得更详细的流场结构。结合实验结果和数值模拟结果，对带有孔隙射流的大折转角压气机叶栅的内部流场结构以及孔隙射流控制流动分离的机理进行深入探讨。此外，对一种端部射流结构进行数值模拟研究，分析这种结构对叶栅气动性能的影响。　　在设计零冲角下，研究结果表明，在叶片表面开孔隙后，气体在压差作用下，在吸力面形成射流，射流与附面层内低能流体以及主流发生掺混，导致开孔叶高附近损失增加，相应叶高处气流的折转能力降低；同时射流给边界层内低能流体增加了能量，使得吸力面角区的低能流体能够继续向下游流动，减少由于低能流体积聚而产生的损失；并且射流形成气体栅栏的作用，抑制了端部低能流体向叶展中部的积聚，有助于降低叶展中部的损失。孔隙射流的位置对叶栅气动性能的影响很大，当孔隙位于5%叶高处时，叶栅总损失略有降低，相对于原型方案变化不大；在15%和25%叶高处开孔，由于开孔位置靠近叶展中部，射流导致叶展中部的损失明显降低；单孔方案中最佳的开孔位置位于25%叶高处，此处开孔对叶片吸力面的附面层气流加速的效果最明显，有效降低了叶展中部的气动损失。通过对不同开孔位置组合方式的合理选取，可以进一步降低叶栅的气动损失，获得比开单孔方案更优的叶栅气动性能，相对于开单孔方案，开多孔方案由于开孔隙数量的增加，使得更多的高能流体流向吸力面，吸力面分离区内低能流体的动能明显增加，显著的减小叶片中部由于低能流体积聚产生的损失，使得叶栅总损失降低。针对本文研究的叶栅，最佳方案是在15%和25%叶高处同时开孔的方案。　　在变冲角条件下，对于本文所研究的大折转角扩压叶栅，随着冲角增加，叶栅损失逐渐增加，靠近叶片中部附面层明显增厚。在非设计冲角下，孔隙射流控制附面层分离流动的机理与设计零冲角下相似。在负冲角条件下，孔隙射流导致的损失增加要高于射流对吸力面分离流动改善引起的损失降低，因此叶栅总的气动性能降低。在正冲角条件下，受到叶片负荷增加和叶片表面附面层增厚的影响，附面层内低能流体积聚增多，开孔隙后，孔隙射流对附面层内低能流体的加速作用增强，减弱了叶栅内低能流体的积聚，较大幅度的提高了叶栅气动性能。相对于负冲角和零冲角，叶片中部的损失降低更明显。在正冲角下，在15%和25%叶高处同时开孔的方案对叶栅气动性能的改善最大。　　通过对实验结果的分析我们发现，孔隙射流对于大转角扩压叶栅中部分离流动的改善效果较好，俚是对于端壁分离流动的控制效果并不明显，端壁损失仍然较大。为了达到控制和减小端壁分离流动的目的，本文提出了一种端部射流结构，通过在端壁开孔，利用压差在出气口产生射流，以期达到减少低能流体在角区的积聚，从而降低端部损失。本文详细研究了端部射流出气孔的轴向位置和出气孔与端壁的夹角对叶栅气动性能的影响。数值研究结果表明，端部射流结构出气孔轴向位置对叶栅的气动性能影响较大，当端部射流出气孔位于分离点之后时，端部射流为附面层内的低能流体增加能量，使其能够继续向下游移动，减少了低能流体的积聚，从而降低叶栅端部的损失。出气孔距离分离点越近，控制端壁流动分离的效果越显著。当端部射流位于分离点之后时，出气孔与端壁顺主流方向的夹角对端部区域损失分布影响较大，随着夹角减小，靠近端壁的叶栅损失明显降低，出口气流角沿径向分布更加均匀。