发动机工作的喘振边界是发动机极其重要的安全边界，与飞机的安全飞行以及战斗机的战术技术性能有密切的关系。目前人们习惯于将压气机的喘振边界来作为发动机的喘振边界。随着发动机对气动稳定性评估技术要求的提高，发现当压气机装在航空动力装置中以后，压气机喘振边界会发生变化。认识到部件环境下与在发动机环境下压气机的喘振边界有差别以后，对整机环境下压气机的喘振边界的研究越来越受到重视。研究方法主要有两类：1、经验修正方法以孤立压气机的特性为基础，凭经验或试验结果数据来修正装机以后的压气机的特性与喘振边界；2、稳定性方程分析方法将航空发动机作为一个整体来研究，建立发动机整机的气动稳定性模型来分析整机环境下风扇/压气机的喘振边界。前者试验与时间成本昂贵，后者较少依赖试验却有着不错的精度，便于深入研究导致整机与部件喘振边界异同的原因。为了探究导致整机与部件环境下压气机稳定边界异同的原因，以弥补国内在这一领域内认知上的空白，发展了可用于计算燃气涡轮发动机整机喘振边界的数值模拟技术。该技术将燃气涡轮发动机整机视为一个系统，对整机建立一维气动小扰动模型，根据李雅普诺夫第一近似理论来判断该系统的失稳点，实现了发动机整机环境下均匀进气时压气机部件稳定边界判定，并以计算程序为载体将该方法应用到涡喷、分排气与混排气涡扇发动机中，使之成为一种实用的发动机环境下均匀进气时压缩部件喘振边界预测技术。具体的做法是对燃气涡轮发动机进行一维欧拉方程整机建模，根据小扰动理论，将整机控制方程进行线化处理，并对整机进行逼喘，对节流后线性方程组的系数矩阵进行QR计算获取特征值，认为出现正实部的特征根时即为发动机整机失稳。根据数值模拟结果与实验数据的对比分析，以某涡喷发动机为例，发现整机稳定边界低于部件稳定边界，造成这种差异的原因在于整机环境中压气机后接的流道管路为扩张管路，而部件环境中压气机后一般接直管道或收敛喷管。对于涡扇发动机，发现风扇整机与部件稳定边界基本重合，这是因为在节流过程中，由于高压压气机的存在，风扇内涵道出口流动情况得到改善；高压压气机整机稳定边界低于部件稳定边界。随着发动机运行时间增加，部件会出现老化、性能衰减的现象。发动机性能衰减不仅使得发动机工作线变化，而且整机稳定边界也可能变化。基于论文建立的发动机整机稳定性模型，结合发动机性能计算软件，探索研究了发动机性能衰减对整机稳定边界的影响。