目前,国内对于高度集成的组合动力装置研究尚未完全展开,大多数研究聚焦于对国外最先进的组合动力装置功能和集成方式的分析和整理上,而缺少具体的总体性能模型以及工作特性相关的研究。本文基于前人总结的工作原理以及布局方式,参考了目前最先进的F-35战斗机第二动力系统,在某型辅助动力装置的部件数据基础上,建立了组合动力装置的总体性能数学模型。在双模态燃烧室、涡轮的建模过程中,将元素势法运用于燃气性质的计算,对涡轮特性参数计算进行了富油燃烧工况下的推广。基于建立的模型,本文对组合动力装置两种模式的稳态性能进行了分析,能够为高度集成的组合动力装置总体性能设计提供了一些参考。本文主要的研究内容和结论如下:(1)研究了组合动力装置各部件模型的建立方法。介绍了本文建立其数学模型时采用的简化假设以及热力数据库的来源,在转子部件特性数据的修正方法的基础上,建立了辅助动力模式的部件级数学模型,确定了辅助动力模式稳态模型的计算方法以及衡量组合动力装置总体性能的参数。(2)研究了燃烧室出口的燃气组分及性质计算方法,开发了相应的计算程序,并对燃气性质进行了针对性的研究。本文以元素势法为核心编写了基于C++的燃气组分及性质计算程序ELE,将其与NASA的CEA程序与某型辅助动力装置的实验及CFD仿真数据进行了对比,吻合度良好,将其作为双模态燃烧室热力计算的核心方法。在ELE程序的基础上,本文研究了燃气性质随油气比的变化规律,以及燃烧室压强、反应物初温等因素对燃气性质的影响,得到了燃气性质的变化规律。与组合动力装置建模相关的主要结论是:燃气的温度与绝热指数在贫油与富油燃烧具有相近的变化范围,但变化趋势相反;Jet-A型航空煤油产生燃气的气体常数在贫油燃烧时几乎保持不变,在富油燃烧时随油气比的变化尤为显著,并且近似线性。(3)对涡轮相似参数在富油燃烧工况下的应用进行了推广,研究了双模态燃烧室、涡轮模型的建立和修正方法。在此基础上,建立了双模态燃烧室、涡轮的数学模型,并研究了组合动力装置应急动力模式的总体性能匹配方法。研究结果表明,传统的相似参数法中忽略了部分燃气热力参数,在不同的燃烧工况下,能使涡轮特性偏差达到10%以上。对应急动力模式总体性能匹配的研究过程中,确定了组合动力装置应急动力模式稳态模型的计算方法,并提出了一种计算量较小、效率较高的应急动力模式工作点匹配的迭代计算方法。(4)基于上述研究,开发了组合动力装置总体性能计算程序,得到了该模型下辅助动力模式与应急动力模式的稳态特性。除了计算辅助动力模式的高度特性与负载特性外,文章研究侧重于探究贫油/富油燃烧对应急动力模式总体性能的影响。研究结果表明,对于应急动力模式而言,富油燃烧的方案比贫油燃烧方案在各工作高度下负载功率的可调范围更广,负载功率上限提高20%以上;相同的工作高度及负载功率下,富油燃烧方案的应急动力模式比功提高10%左右,燃气消耗率降低10%左右,具有更好的循环性能与功重比,但是燃油消耗率接近贫油燃烧的四倍,经济性较差;富油燃烧较贫油燃烧对压缩气瓶系统的性能要求更高。