短距/垂直起降功能是目前固定翼战斗机渴求的重要功能,该功能的核心在于配备带推力矢量功能的推进系统,该领域多学科交叉融合,具有较高的建模难度。本文围绕短距/垂直起降推进系统,分别对带升力风扇的发动机、变涵道比下的发动机风扇、轴对称矢量喷管开展建模研究。基于F135不同型号间部件的通用性,复现了F-35B推进系统,验证了组件间的强耦合性。针对对转升力风扇这一核心技术,与常规非对转风扇开展对比建模研究。首先通过基元级叠加法建立常规升力风扇模型;然后设计反转级并替换静子,组成中介对转风扇;基于轴功率相似的要求,保持中介风扇内气动参数不变,通过修正风扇的流量、几何尺寸、转速等参数使新对转风扇与原常规风扇轴功率相等,可以由相同的主发动机驱动。动稳态仿真表明,相同燃油输入下,主发动机低压轴转速自我调节,使升力风扇部件的推力趋于相同。垂直起降推进系统不同模态下涵道比差异很大,且涵道比对风扇流场的影响不容忽视,通过轴向基元级叠加理论与径向平衡方程理论相结合建立准二维风扇模型揭示了该影响机理。模型解算上,分别构建了用于常规状态的二层迭代算法和用于变涵道比状态的三层迭代算法。常规状态设计点仿真验证了模型的精度;变涵道比状态仿真揭示了涵道比对风扇特性线的影响规律,在标定涵道比上风扇特性最优。通过空间坐标系转换及约束分析建立了描述轴对称矢量喷管复杂空间运动的九维平衡方程,经解算建立了描述矢量角与作动筒位移映射关系的二维插值模型。基于喉道截面与出口截面几何中心距离不变的仿真结论,建立矢量角与中心坐标的简化关系并设计矢量角动态偏转规律。仿真表明,偏转规律与位移插值模型可以保证矢量轨迹动态分布满足预期设定。