新一代大涵道比涡扇发动机的巡航马赫数更高,推力更大,结构更加紧凑,因此对发动机短舱的设计提出了更高的要求。在缩小短舱尺寸以减少重量、阻力的同时,短舱需要具备良好的气动性能和安全性。本文针对应用于宽体客机和大型军用运输机的大涵道比涡扇发动机短舱构型进行优化设计,得到了具有更高总压恢复系数与更低阻力的短舱型线,分析了短舱交错角结构对其气动性能的影响,研究了短舱唇口内部的微引射式防冰腔结构参数对换热性能的影响规律。论文首先给出了一种短舱内外型线的优化设计方案,采用i CST参数化方法对短舱型线进行建模,以较少的设计参数准确表达了短舱内外型线;利用拉丁超立方试验设计方法和数值模拟得到了短舱型线样本点的气动性能;结合Kriging代理模型和多目标粒子群优化搜索算法获得了最优的短舱内外型线。在Ma为0.85的高空巡航状态下,优化后的短舱型线能缩小超声速区范围并削弱外表面激波强度,同时减小了进气道喉道马赫数和扩压段的扩张角,提高了总压恢复系数。优化后的短舱模型相比于基准模型的阻力系数降低了4.5%,而总压恢复系数从99.1%提高到99.8%。其次,建立了多种带交错角的短舱三维模型,针对不同交错角结构短舱在各飞行工况下的气动性能进行了研究。数值计算结果表明,在飞机起飞阶段,交错角大小和短舱进气道出口截面的总压恢复系数、畸变指数DC60成正相关关系。在侧风条件下,更大的交错角会导致总压畸变明显增强,并使最低平均总压扇形区的位置从底部沿顺时针方向向上移动。在飞机巡航和爬升状态,交错角的增大会带来更大的短舱阻力。最后,研究了短舱唇口内微引射式防冰腔模型的结构参数对换热性能的影响,通过数值模拟对比分析了不同射流孔直径、射流孔间距、混合腔长径比和波纹板通道高度的微引射式防冰腔温度分布和防冰热效率。研究表明,射流孔直径和波纹板通道高度对微引射式防冰腔的防冰热效率影响较大,射流孔直径和波纹板通道出口高度的减小能提高防冰腔的蒙皮内表面平均温度和防冰热效率,而射流孔间距和混合腔长径比存在一个最优值使防冰腔换热性能最好。