在当前军事航空领域，随着战斗机飞行包线的扩大以及飞行任务的复杂化，传统几何固定或少数部件几何可调的发动机难以满足其对动力装置高单位推力、低巡航油耗的双重性能要求。国外研究表明，变循环发动机是下一代多用途战斗机的理想动力装置，在执行多任务飞行时，更是具有其它传统发动机难以抗衡的优势，基于上述考虑，本文以双外涵变循环发动机为对象，开展了变循环发动机建模及模式切换调节方案研究，具体内容包括：首先，建立了双外涵变循环发动机整机部件级稳态及动态数学模型，建模过程中考虑了导叶角和导向器面积变化对压气机和涡轮部件特性的影响，考虑了模式选择活门面积变化对副外涵进口空气流量的影响，所建立的模型能够执行变循环发动机两种典型工作模式稳态及模式切换过渡态仿真；其次，利用所建立的模型，通过稳态仿真分析了单个部件几何调节，包括风扇、核心驱动风扇级、压气机、低压涡轮导叶角度变化，后可调涵道引射器、尾喷管面积变化等对发动机性能的影响；针对发动机两种典型工作模式，设计了多个部件组合调节方案，满足了发动机在给定工作模式下的性能需求；最后，研究了变循环发动机两种典型工作模式相互切换初步的开环调节方案，并基于模型过渡态仿真验证了所提出的模式切换方案能够确保发动机平稳、安全地切换，且不超转、不超温、不喘振，且高低压转子转速波动量在1.5%以内。