压气机是航空发动机主要组成部件之一,其设计水平对航空发动机整体性能有重要影响。航空压气机不仅要求在设计点具有高性能,同时还要具有较高的非设计点性能。对于多级压气机而言,目前主要面临单级压比高、稳定工作范围窄、级间匹配困难等问题。若能提高每一级喘振裕度,则可提高各级匹配性能。本文兼顾设计点性能和喘振裕度,提出采用优化方法以设计点性能为目标进行叶片设计,再通过转/静子叶片几何手动修改探索提高压气机喘振裕度的方法,从而设计出高性能、宽裕度的两级高压压气机。为了提高流场计算精度,进行网格分布规律研究。使用商用NUMECA软件针对低压比跨声速风扇转子NASA Rotor67和高压比超声速压气机转子NASA Rotor37分别研究第一层网格到壁面距离、切向和径向节点分布以及网格总量大小对CFD计算结果的影响,将数值计算结果与试验数据比较,确定合适的网格量及节点分布。计算采用S-A湍流模型、y+≈1、50万左右的网格,基本保证设计点压比、等熵效率以及喘振裕度计算结果的可靠性。采用优化方法以设计点性能为目标进行叶片设计。根据通流设计结果设计得到二维回转面叶型(其中转子叶型利用根据唯一进气角原理的超声速叶型参数化方法设计),并利用二维叶型优化程序对型面、安装角、弦长等改进设计,优化后叶型的性能明显提高;将改进后的叶型沿径向积叠成三维叶片,再对叶片中弧线、厚度、弦长、安装角、积叠线弯掠、子午流道等变量进行组合三维优化。二维叶型优化和三维叶片优化均采用实验室基于遗传算法、基于修改量参数化方法的自动优化设计程序。第一级转子参照NASA Rotor37的设计参数,优化后设计点的总压比2.053略小于设计目标2.106,但等熵效率可达0.9247明显优于NASA Rotor37。第一级静子叶片设计方法与转子叶片基本相同,二者构成压气机第一级。但静子的三维优化在级环境下流场计算以考虑上游转子对下游静子的影响。静子优化后级的设计点总压比1.975,等熵效率0.8942,喘振裕度18.33%。在优化叶片基础上,探索提高压气机喘振裕度的方法。转子失速是由于叶尖激波推出通道导致的,故通过叶尖前掠、改变叶尖稠度,使得激波后移,延迟激波推出通道,第一级单转子喘振裕度可从7.10%提高到18.29%;静子叶尖前掠可以减小前排转子的出口压力、减小近失速点静子吸力面上的大分离,而增大静子几何进口角能够减小近失速点的静子进口攻角,对压气机级喘振裕度的提升效果十分明显,最终可将压气机第一级的喘振裕度由约18%提高到30%以上。采用类似的方法进行压气机第二级的设计,第二级转子和静子的三维优化均在级环境下计算。对两级压气机联合计算,并尝试通过修改第二级静子几何进口角的方法扩大喘振裕度,得到的高性能两级高压压气机的设计点总压比3.517,等熵效率0.8736,喘振裕度可达17.53%。压气机具有较好的设计点性能,同时具有一定的喘振裕度。