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气动稳定性问题是关乎航空发动机研制成败的关键技术问题，在发动机各个研制阶段都要定量评估各项降稳因子对发动机稳定性的影响。不同的降稳因子在不同的研制阶段有不同的评估方法，其中，数值计算方法无论是在发动机尚未加工组装成型、无法开展部件或整机试验的工程设计阶段，还是在试制调试阶段作为高成本、高风险的稳定性试验的补充和丰富，都会发挥重要的作用。现有的计算方法功能不完整，分析精度不高，适用范围有限，不能满足现役发动机全研制周期内稳定性评定的需要，更不能满足变循环发动机的研制需求。因此，本文主要针对发动机气动稳定性分析数学模型开展研究，包括以下4部分工作： 1、研发航空发动机气动稳定性设计和分析系统GasTurb-SSS。 针对航空发动机气动稳定性评定需要的计算功能，结合目前的认识水平，研发了发动机稳定性设计和分析系统GasTurb-SSS。该系统包含5个功能模块：GasTurb-Eng用于计算发动机共同工作点；GasTurb-Bou用于计算发动机整机稳定边界；GasTurb-Dis用于分析压力畸变、温度畸变、冲击波等降稳因子的影响；GasTurb-Dyn用于分析加/减速、接通/断开加力等降稳因子的影响；GasTurb-Ana用于发动机各研制阶段的稳定性综合评估。 2、建立航空发动机气动稳定性分析数学模型，完成GasTurb-SSS各个模块的研发。 发动机稳态性能仿真数学模型目前已发展的相对比较成熟，足以支撑GasTurb-Eng模块的研发；基于李雅谱诺夫稳定性理论，通过构建发动机整机的小扰动稳定性方程，建立了航空发动机气动稳定边界预测数学模型，并在此基础上完成了GasTurb-Bou的研发；基于平行压气机理论和用彻体力源项描述功能单元的概念，构建了多子“平行发动机”模型，通过采用带源项的非定常、二维积分型欧拉方程描述发动机内部的流动，再结合适当的失稳判据，建立了进气畸变对航空发动机气动稳定性影响分析数学模型，并在此基础上完成了GasTurb-Dis的研发；将动态过程视为发动机对其内部某种非定常扰动的响应，通过分析扰动影响的传播机制，在发动机一维部件匹配方法的基础上，建立了动态过程对航空发动机气动稳定性影响分析数学模型，并在此基础上完成了GasTurb-Dyn的研发；GasTurb-Eng和GasTurb-Ana模块的研发不作为本文的研究重点。 3、验证GasTurb-SSS的计算功能和计算精度，提高其工程应用价值。 为了验证GasTurb-SSS各模块的计算功能，利用商用软件数据库构建了一台典型的混排涡扇发动机作为研究对象。利用GasTurb-Bou计算了风扇、高压压气机在发动机整机环境下的稳定边界，并与二者在部件试验台环境下的稳定边界进行了对比；利用GasTurb-Dis计算了压力畸变、温度畸变、冲击波对发动机稳定性的影响，获得了畸变沿发动机流路的传递曲线，确定了发动机对各类畸变的敏感系数；利用GasTurb-Dyn计算了加/减速、接通/断开加力等动态过程对发动机稳定性的影响，获得了风扇、高压压气机在各类动态过程中稳定裕度的变化。 结合现有的整机稳定性试验数据，对GasTurb-Bou和GasTurb-Dis的计算精度进行了验证。试验结果与计算结果对比显示，GasTurb-Bou对高压压气机在整机环境下的稳定边界的计算精度可达4％，GasTurb-Dis对压力畸变条件下的发动机内部流动参数和临界综合压力畸变指数的计算精度可达2%。 4、建立进气畸变、动态过程对变循环发动机稳定性影响分析数学模型。 针对变循环发动机的特殊结构和使用方法，引入分流单元、掺混单元描述核心机驱动风扇级后的分流和副外涵出口处的掺混，引入流量响应滞后模型描述工作模式转换动态过程中活门开度快速调节导致的流量动态变化，建立了进气畸变和动态过程对变循环发动机稳定性影响分析数学模型，发展了相应的计算分析方法，并将其分别融合到GasTurb-Dis和GasTurb-Dyn模块。为了验证引入的流量响应滞后模型的合理性，设计了动态响应模型试验台，针对该基础问题初步开展了模拟试验测量、CFD数值计算和理论模型分析。 为了验证GasTurb-Dis和GasTurb-Dyn针对变循环发动机的计算功能，利用商用软件数据库构建了一台典型的变循环发动机作为研究对象，分别计算了压力畸变、温度畸变、冲击波等进气畸变，以及加/减速、工作模式转换等动态过程对变循环发动机稳定性的影响。计算结果显示，核心机驱动风扇级对进气畸变敏感；在从双外涵模式向单外涵模式转换的动态过程中，核心机驱动风扇级的稳定裕度有明显的损失，且损失程度受模式转换速度影响较大。