本发明是一种改善压气机失速裕度和效率的静子叶片端部修型技术。正确地使用本发明能有效地改善压气机的失速裕度和效率。它主要用于解决航空发动机、燃气轮机及轴流压气机的喘振问题和提高效率。 在现有技术中与本发明相近的有叶片端部过弯方法（美国专利2，746，672）、叶片前缘内凹方法（美国专利3，347，520）及正螺旋线作中弧线的叶片造型法（美国专利3，059，834）等。
叶片端部过弯技术是通过过弯叶片端部尾缘部分，即增加叶片的转角，使气流附面层减薄、减少壁面摩擦的影响，以达到提高和改善压气机及全台发动机的效率和喘振裕度。但是该技术的准确实施，需要制造专用的模具、工夹具及量具。另外，对于叶片的基体材料是镁钛合金时还存在加工及使用后的回弹问题，这样会使进、出口构造角的角度改变量不易控制和保证。若按设计图纸生产“端弯”叶片，会使研制周期过长，资金消耗过多。
叶片前缘内凹技术是通过叶片前缘的内凹来降低或减小反射波的强度和数目，改进叶片可靠性和机器地工作效率及降低噪音。
用正螺旋线作中弧线的叶片造型技术，主要是用于超音压气机的叶片造型，当气流以超音速进入压气机，用该技术制造的叶片工作时，不产生作用于叶片根部的离心力弯矩。其造型得出的叶片后缘倾斜，目的是使气流流过叶片后所得到的能量增值在半径方向上较为均匀。
本发明是在原始叶片上进行修型，即是通过切除静子叶片端区（即叶片尖部或根部）尾缘附近的一部分材料，达到改变静子叶片端区的出口构造角。切除叶片端区基体材料的工具无需特别制作。而且，叶片出口构造角的变化量能得到控制和保证。出口构造角的改变量是指原始叶片端区的出口构造角与修型后的叶片端区出口构造角之间的差值。
本发明的具体实施位置的确定，是依据所需修型的对象（航空轴流压气机，燃气轮机中的压气机，出现喘振或失速的位置而定。喘振位置包括两方面：一是压气机哪一级出现喘振;二是失速首先出现在该喘振级的哪一端。本发明就实施在出现喘振那级的前一级静子上，修型的端区位置同出现失速的端区位置相对应。本发明可以用于静子叶片的根部或尖部或同一叶片的尖部和根部同时采用。修型的静子数目可以是一级也可以是多级静子。各级静子的修型量和位置可以相同也可以不相同。在具体某一要修型的叶片上要确定出需要在修型时切除的部分，图-1所示，是指在叶片的尖端或根部切除O、A、B、C四点所组成的多面体那块材料。其中OA、OB、OC三个线段的具体尺寸是依据后面级（指紧靠修型叶片的下游的）转子出现失速的攻角数值及在展向的范围而定。OA这一尺寸与失速区在展向的范围相等。OB，OC二个尺寸是按照使下级转子避免或推迟失速所需的气流流入角的改变量而定。用流线曲率管流法进行对比计算确定出多大的静子叶片端区出口构造角的角度改变量能使流入下游转子的气流流入角等于避免或推迟转子失速所需的气流流入角。所谓流线曲率管流法，就是迭代求解下面方程：
=V(r)/Cm-U(r)·Cm;
G=2πρcm cos rdr;
其中：V(r)=sin2β[ 1/(Q)+ (ω2r2)/2 ( 1/(Q)]
U(r)=sin2β[ (cosφ)/(Rm) - (sinφ)/(Cm) ·(cos2β)/2 ( 1/(Q) -
+ 1/2+ (ctg2β)/(r) + (2ω)/(Cm) ctgβ
所谓的对比计算，就是给一个静子叶片端区出口构造角的改变量，经过数值计算得出一个下游转子气流流入角的改变量。当叶片出口构造角的角度改变量确定之后，在O、B、C三点所在的截面叶型图上作图，寻找出B、C两点，使得由B、C、T三点围成的叶型的出口构造角同由B、O、C、T四点围成的原始叶型的出口构造角之间的角度差值△β符合所要求的端区角度改变量（参见附图2）。出于叶片强度的考虑，一般要求：
OA＜35%H。（H为叶片高度）
10%b≤OB≤30%b（b为该截面叶型的弦长）
3%b≤OC≤10%b
将本发明与“端弯”技术在平面叶栅风洞中进行对比实验，三维实验结果为：
攻角总质量平均损失系数改善程度本发明端弯0°0.09405170.0913770-2.89%5°0.1004620.14177629.1%15°0.2684320.2872036.53%
其结果表明，本发明能有效地控制叶片端区出口气流角，达到控制下级动叶片攻角的目的;能有效地降低本级总压损失;出口气流角分布均匀性较“端弯”技术好;大攻角下气动性能优于“端弯”技术。
本发明的实施例是在某一新型压气机某一级静子上采用本技术，多级压气机实验结果表明，在 n＝0.8. n＝0.9. n＝1.0（n为n运行/n设计）转速下，压气机效率保持不变，喘振裕度的提高值分别为3.5%;2%;1.2%。在其它转速下，压气机的效率和喘振裕度均与未采用本技术的原型机相同。
附图1，是本发明的叶片修型三维视图，其中O、A、B、C所围的体积即是在修型时被切除部分。附图2是本发明的叶片修型俯视图。