鉴于多级风扇/压气机核心设计技术的研发始终在高负荷高通流航空发动机压缩系统的研制中占有重要地位,世界各国在高效、高负荷、高通流以及高可靠性压缩系统领域不惜投入巨资,以此来满足高推重比航空发动机的研制需求。因此,深入理解并研究多级风扇/压气机通道内部流动物理机制,探索利用有限空间内的几何约束引导流体向所需的方向流动,同时合理控制激波与附面层相互干扰,降低气动损失,达到高效热功转换的目的,并在此基础上发展相关的压缩系统优化设计技术,将是一条拓展现代先进航空发动机综合性能极具潜力的技术途径。本文以已经公布实验数据的NASA Stage-67两级跨音速轴流风扇的设计参数为基础,通过一维、准三维和全三维的设计方法对该两级跨音速风扇进行气动设计研究,通过三维CFD技术获取跨音速风扇通道内详细流场结构参数与性能参数,深入分析多级环境下跨音速扩压流动与通道几何边界之间的关联特征。在此基础上,建立了该两级跨音速风扇通道(端壁+叶片)的优化设计方法,并开展相关的气动优化设计研究与内部流场诊断分析。最终,获得了气动性能提升的新型两级跨音速风扇气动布局、相关的性能与流场结构数据。本文针对两级跨音速风扇通道端壁几何及其相关的流体动力特性进行深入分析,在准三维层面上提出了一种较为普适的具有“前凹后凸”特征的跨音速风扇轮毂型线结构,并通过本文所建立的准三维端壁优化设计平台进行了验证与分析,同时在三维级环境下也收到良好的效果,两级跨音速风扇的通流能力、总压比与绝热效率均获得了提升。在两级风扇端壁气动优化设计的基础上,通过本文建立的全三维气动优化设计方法与优化平台,针对第一、二级动叶开展了中弧线优化以及第二级动叶进口几何角+中弧线的匹配优化研究,并详细分析了优化前后叶片通道的流场特征、性能参数以及与几何边界的关联规律。研究结果表明,第一级动叶优化方案的优化效果重点体现在非设计转速中,尤其是70%、80%和90%转速。在总压比基本与原型设计方案维持一致的前提下,最大绝热效率提升幅度明显。第二级动叶优化方案的优化结果在设计转速下存在优势,但是在非设计转速下的压比特性明显低于第一级动叶优化方案。究其原因可以归结为:通道边界的几何修改,合理地调整了激波结构,导致激波位置向下游移动,且降低了动叶顶部的激波强度,从而削弱了激波损失以及激波与当地附面层的干扰强度。同时,通过优化两列动叶几何角与叶型中弧线,调整了叶片表面的压力梯度,气动负荷重新分配,有利于降低近壁附面层的分离强度与尺度,降低二次流损失。此外,该项研究工作也表明,单个叶片设计点的优化设计,尽管风扇的性能在该点上获得了提升,但是在非设计工况甚至非设计转速条件下,压缩系统的整体性能也未必获得拓展。因此,需要通过对流动的进一步深入分析,发展更一般的优化设计技术才能更好地解决多级风扇/压气机在全工况下的性能拓展问题。