以压气机失速为代表的非定常流动现象是危及压气机稳定运行的主要障碍，尤其在变工况运行频繁的航空发动机上体现的尤为突出。如何在发动机运行过程中避免流动失稳的发生，使压气机能高效、稳定地运行，一直是制约我国航空发动机关键技术的三大瓶颈之一。

压气机在进入失速和喘振之前存在先兆扰动，这已成为这一研究领域的共识。失速先兆最先是由Moore和Greitzer于1986年采用压缩系统稳定性理论模型预测到。失速先兆检测是压气机主动控制技术提出之后，压气机稳定性领域的又一重要研究问题。提前预测或者检测到失速先兆，对于及时抑制或延缓压气机失稳具有十分重要的意义。国外，Tryfonidis采用行波能量法、Bright采用相关积分法、Hoss采用小波分析、Methling采用人工神经网络法以及Tahara采用自相关算法分析压气机转子叶顶动态压力信号，结果表明这些算法均能提交检测时速早期扰动。

失速裕度越大，工作范围也越宽广和安全。但是，如果失速裕度过大，则工作点过于远离效率和增压比都较好的区域，这也是不利的。因此，在设计阶段就能较合理的拟定失速裕度的大小是十分关键的问题。

在低折合转速下，发生不稳定工况的原因是由于前几级的攻角i过大，叶背严重分离，以及后几级出现负攻角i<0而进入堵塞，并加重了前几级的叶背分离，而中间级则变化很小。因此，在气动设计时，可以减少前后各级的加功量，而适当加大中间各级的加功量，也就是在总加功量沿各级的分配上采取措施，从而提高全台压气机的效率和改善非设计点的性能。压气机的气动设计点应根据发动机在飞机上的工作情况来选取，尽量使得在整个工作范围由偏离设计点比较小，以保持较高的效率和足够的安全性。

前几级进入不稳定状态是由于叶背产生严重分离引起的，而气流分离则由于叶背附面层内的低能气流不足于反抗正压力梯度。如果设法使附面层内的低能气流获得外部能量或吸去贴在叶面上的一层厚附面层，就有可能使叶背气流不分离或推迟分离的发生。基于这种考虑，存在向附面层吹气或从附面层吸气的两种方案。

1.向附面层吹气

右图是一种有可能在轴流式压气机静叶上采用的结构方案。这种结构提供了通过叶面缝隙向附面层吹气的可能性。通过上部管接头从气源将气体引入叶片内腔，并经具有叶片型线的线缝隙排出。吹静叶上的附面层时，来自气源的气体沿着叶背的切线方向吹出缝隙。这股气流的压力比叶片槽道的压力高，通过缝隙的气体流量和流速的大小，应根据缝隙至叶片出扣尾缘这一段叶面保持无分离流动而定。对于多级轴流压气机的静叶，吹喷气流可引自下一级或引自别的压缩气源。根据叶片排在非设计工况的流动特性，流过缝隙的吹气强度可以沿叶片变化。例如，为了防止长叶片级中发生旋转失速，叶尖截面上的吹气强度应高于轮毂截面。

2.抽吸附面层

对静叶抽吸附面层是通过缝隙或叶片内腔的多孔段，从叶片附面层中吸出一定数量的气体，把叶片内腔与压气机进口段连通就可以把气体抽吸出来。至于动叶上的附面层的抽吸则可通过离心现象的作用，使叶片内腔抽吸真空来达到。一种为实现抽吸附面层而具有多孔壁表面的动叶片如右图所示。

以上两种方法都需要从外部供给能量，也可以依靠重新分配气流本身的能量去影响附面层而无需从别的系统向气流补增能量，下面简单介绍这方面的可能方案。

1)在叶片上安装紊流发生器

在没有外部能源供应的条件下，要增强附面层抗分离能力的一种方法就是强化附面层内部的以及附面层和主流之间的能量交换，具体措施就是在叶片上设置紊流器，使被绕流表面一侧的气流强迫紊流化，叶片上的紊流器原则上可以由整体的或间断的一些凸肩构成，这些凸肩可以具有不同的高度。紊流发生器可分为两种形式。

(1)主气流紊流器:这种紊流器的高度足以触及附面层之外的气流，从而可以强化气流核心区和附面层之间的能量交换。

(2)附面层紊流器:这种紊流器主要对附面层内部的流动特性有影响。

2)采用开缝叶片

另一种依靠调整气流本身的能量来推迟附面层分离的方案就是采用开缝叶片，这种叶片具有能改变叶栅分离特性的前缘襟翼。叶片槽道内的气体重新分配，使得有一部分气体穿过主叶型和缝隙时与主流混合，这部分混合气流跟缝隙处的主叶型表面附面层中的气流相比，速度已大大提高，这就保证了大攻角工况下，开缝叶栅的叶型全部处于无分离的绕流状态。

3)串列叶栅

串列叶栅的作用除了和开缝叶片一样改善了附面层内的流动外，还把原来由单个叶栅负担的气流转折角和增压分给这两个叶片排，这样就可能具有较小的损失。大量的实验结果表明，如果叶片之间的相互位置安排得当，就可以使总的流动损失比单排时的损失小。例如，法国透默llI-C涡轴发动机压气机出El和美国J85-B压气机出口都采用了串列叶栅。

进气畸变对压气机的直接影响就是不稳定边界的右下移动，和无畸变时相比，缩小了稳定工作范围，失速裕度大大下降。为了扩大压气机的稳定工作范围和提高压气机的抗畸变的能力，除了在设计叶片时采用小的展弦比外，在20世纪60年代就开始采用了"机匣处理"技术，这种技术发展很快。结构简单、效果明显的机匣处理技术已经在新型航空发动机中得到了实际有效的应用，例如JT-9D发动机的风扇的外机匣、C-6发动机和苏联米-23飞机上用的P-29发动机上都采用了这种技术。

机匣处理的形式很多，经过实验考验的大体有如下几种:蜂窝结构形式;周向槽的形式;叶片弦向槽形式;带有气室的径向孔式;轴向斜槽式等。除周向槽形式以外，其他各种机匣处理均可带驻室或不带驻室。实验证明，与实壁机匣相比，采用机匣处理后，压气机的不稳定边界都不同程度地向左上方移动，从而使失速裕度提高。大量的实验研究也表明，几何形状及尺寸不同的机匣处理形式都不同程度地提高了失速裕度，然而每种机匣处理的效果是不同的。评定其效果不仅要注意失速裕度的增加量，而且要注意对效率的影响，以及考虑机匣处理的工艺性和结构、质量等。试验结果还表明机匣处理在进气畸变的条件下，具有更明显的效果，这是其他扩大稳定工作范围方法所不具备的特点，即机匣处理不仅可以扩大压气机的稳定工作范围，而且可以有效地提高压气机抗进口畸变的能力。