该研究表明，局部等逆压梯度负曲率型线通过局部叶型修改获得叶栅整体气动性能收益，在利用叶栅通道主流区激波增压的同时降低激波根部诱导的边界层分离损失，并且具有一定的变工况适应性，是降低超音压气机叶型激波/边界层损失的有效气动设计方法。
提高压气机单级负荷是提高航空发动机推重比的一种重要途径，可以采用的方法主要包括提高压气机进口相对马赫数和增大气流折转。叶型折转程度受制于流动分离，提高压气机进口相对马赫数，利用激波增压在提高单级负荷方面具有较好潜力。在利用激波增压的同时也会带来一些不利影响，一是随马赫数的增加激波损失相对较大；二是激波诱导边界层局部分离甚至完全分离，使分离损失加剧；三是强激波/边界层相互作用会引发叶片通道内气流堵塞，导致起动困难。为此必须对激波及激波/边界层相互作用进行有效的控制。
叶栅作为压气机的最基本单元，气动性能的好坏直接影响其性能指标，研究团队基于进口Ma=1.75的超音压气机叶栅，提出了局部等逆压梯度负曲率型线设计方法来削弱前缘内伸激波根部强度，在利用叶栅通道主流区激波增压的同时，降低激波根部所诱发的附加损失。
图1为改进前后超音叶栅几何对比，迎风侧曲线OO'采用等逆压梯度内凹曲线设计，O'Q为过渡区，可兼顾超音叶栅变工况性能，背风侧曲线QQ'采用贝塞尔曲线与叶栅吸力面光滑连接。
图2为设计点叶栅马赫数分布云图，从图中可以看出，由于来流马赫数较高，原型叶栅前缘内伸激波根部出现马赫杆结构及激波诱导的局部边界层分离。而改进叶栅前缘内伸激波根部的马赫杆结构由负曲率凹面压缩波系和弱入射激波代替，边界层分离泡基本消除。局部负曲率型线将一道较强的激波分解为多道激波，降低了激波损失及激波诱导的边界层分离损失。
图3为叶片吸力面激波/边界层干涉区域载荷分布，原型叶栅吸力面表面形成了较大的局部逆压梯度，由入射激波产生的静压升约为1.91。而改型叶栅将一次较大的压升过程拆分为三个阶段进行，第一阶段为负曲率迎风侧凹面压缩波增压，第二阶段为弱前缘内伸激波增压，第三阶段为背风侧再压缩波增压。负曲率凹面型线在一定程度上降低了由强激波自身诱发的较大增压比和局部强逆压梯度。
图4为设计来流马赫数时叶栅总压损失系数随静压升变化。随着出口背压的提升，改进叶栅总压损失相比于原叶栅均有降低，设计点总压损失减小了4.6%，最高静压升时总压损失减小了5.8%，并且最高静压升相对于原叶栅增加了1.6%。图5为设计静压升P2/P1=2.7%时总压损失系数随来流马赫数变化。可以看出，来流马赫数在Ma=1.65~1.80范围内时，改进叶栅总压损失均有降低，并且降低的幅度随着马赫数的增大先增加后减小，在设计来流马赫数附近降低幅度最大。
该研究表明，局部等逆压梯度负曲率型线通过局部叶型修改获得叶栅整体气动性能收益，在利用叶栅通道主流区激波增压的同时降低激波根部诱导的边界层分离损失，并且具有一定的变工况适应性，是降低超音压气机叶型激波/边界层损失的有效气动设计方法。
图1 改进前后叶栅几何对比
图2 超音叶栅马赫数分布云图
图3 吸力面叶表载荷分布
图4 总压损失系数随静压升变化
图5 总压损失系数随进口马赫数变化