微型涡轮发动机具有高能量密度和高推重比优势,是满足先进低成本微小型空中武器系统推进动力需求的先进动力装置。深入开展微型涡轮发动机技术研究,对加速推进微型涡轮发动机的应用进程、提高我军的快速侦察打击能力具有重要意义。本文基于直径16厘米MTE-C原理样机的部件数值模拟及试验结果,采用Gasturb软件建立了整机性能仿真模型,完成了MTE-C发动机设计点及非设计点的性能估算,获得了压气机和涡轮在地面及不同海拔高度条件下的共同工作线,计算了发动机推力、单位推力、耗油率、空气流量、压气机压比和燃烧室出口温度随转速的变化规律,获得了该发动机的速度高度特性,为该发动机的进一步改进和试验研究提供了理论依据和指导。论文对保形通道式扩压器三维设计的参数分布进行了对比研究,得出了上凸式分布设计效果较好的结果。采用样条插值控制通道面积分布,改进了保形通道式扩压器设计技术,并总结了保形通道式扩压器的3个设计要点。完成了MTE-C发动机原型扩压器的改进设计,通过优选获得的保形通道式扩压器在设计点总压恢复系数达到0.875,比原型扩压器提高了5.5个百分点,同时扩压度明显提高,静压比从原型的1.14提高到1.23。探讨了整体叶片式导向器的设计方法,研究了子午流道型线、叶根叶片角分布和叶尖叶片角分布对导向器性能的影响规律,获得了整体叶片式导向器的基本设计准则。完成了MTE-C发动机原型导向器的数值模拟分析,针对其不足之处,采用整体叶片式导向器设计准则进行了改进设计,导向器总压恢复系数从0.909提高到0.918,且出口流场均匀度明显改善。并完成了原型及改进型涡轮级的数值模拟,涡轮级效率从70.9%大幅提高到84.2%,这些数值结果显示了导向器改进具有明显的效果。针对扩压器及导向器改进效果,采用整机性能仿真模型,预估了发动机总体性能改善效果,通过调节发动机尾喷管出口面积,使发动机部件达到最优匹配效果,指导发动机地面台架试车试验。完成了原型发动机的地面台架试车,运转至85000rpm,此时发动机空气流量约为0.618kg/s,压气机级压比约3.45,发动机推力295N,耗油率0.0488g/(N·s)(即1.76kg/(DaN·h))。完成了换装保形通道式扩压器的发动机地面台架试车,在转速70000rpm时,发动机空气流量增加约6.5%,推力提高11%,耗油率降低7%。完成了换装整体叶片式导向器的发动机地面台架试车,在转速69000rpm时,发动机流量增大4.0%,推力提高36.8%,耗油率高了5.1%。台架试车结果既验证了数值模拟的正确,又证明了本文研究所发展的两项改进措施是有效的。