发动机气动流道设计是在航空发动机设计初期确定发动机主要部件(风扇、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管)的流道尺寸,以供发动机总体结构与内部各部件设计调用,是发动机初步设计时的核心任务。通过对流道的计算可以在方案论证阶段对整机尺寸有较为全面的掌握,确定总体方案能否满足设计要求。在整个设计过程中,流道和各部件设计需多次迭代和协调完成。精确合理的发动机2D流道初步设计方法能准确预估发动机内部各部件的性能和尺寸,从而有效缩短迭代设计时间,同时基于流道设计结果和流道通流计算的2D总体性能研究也是发动机总体性能研究的发展趋势。本文主要研究基于S1/S2流面耦合理论的航空发动机流道设计技术,确定特征截面马赫数作为贯穿流道设计的核心参数,开发了基于特征截面马赫数给定下的发动机流道设计方法。为保证流道的光滑性,流道选用三阶贝塞尔样条曲线构型。本文根据某航改燃气轮机总体性能参数,应用S1流面叶轮机械设计方法设计了燃气轮机流道和压气机、涡轮叶型。本文改进了课题组原有S2通流计算程序并进行了验证,提高了一定的计算精度。随后,在NASA Rotor67、某3.5级风扇和普惠E3高压涡轮三个算例中验证了基于周向平均的通流计算方法。然后采用通流计算方法分析了单部件与多部件耦合计算结果的差异,并选择风扇和高压压气机为研究对象对比分析了不同流道形式下的流道性能参数。计算结果表明部件和总体性能能较好的满足设计指标,证明本文的流道设计方法具备快速、可靠地生成发动机整机流道的能力。最后选取某涡扇发动机为研究对象,采用本文的流道设计和叶轮机械设计方法得到流道和叶型,接着用周向平均通流计算方法加以验证。对其风扇、低压涡轮、内外涵道、掺混段和尾喷管等部件进行了通流耦合计算,研究了各部件匹配与过渡段几何参数对发动机总体性能影响,设计状态下发动机沿程各截面计算特征参数与试验值最大误差不超过5.0%。对比分析发现,风扇出口分流板控制涵道比并对风扇性能有一定影响。涡轮出口掺混段整流板对风扇和低压涡轮性能均有较大影响。通过调节过渡段几何参数,实现各部件性能匹配,达到发动机总体性能要求。