由于目前航空发动机受到压气机温度限制等影响,很难实现零马赫数起飞至高超声速飞行状态。为满足高超声速飞行器宽速域飞行要求,本文提出一种预冷压缩吸气式发动机方案,通过在进气道与压气机之前加装预冷器以解决航空发动机在高马赫数飞行下工作状态不佳、效率低下等问题。本文首先建立预冷压缩吸气式发动机系统方案并介绍其工作原理,对发动机部件参数及总体性能参数提出设计要求。发动机工作在马赫数0~5,高度0~25km范围内。发动机设计巡航点流量为20kg/s,巡航状态为马赫5、25km高度飞行。发动机采用低温氦气作为冷却剂,液氢作为燃料。其次,本文建立了包括进气道、预冷器、压气机、涡轮、燃烧室、喷管等主要部件的设计模型与性能计算模型,通过非线性规划求解共同工作方程来确定各部件工作状态参数。在此基础上设计出发动机部件几何结构,分析了各部件工作性能,包括:采用CFD计算进气道在不同反压下流场规律;压气机转速和级数对压气机性能影响;燃烧室再生冷却壁面温度变化规律等。再次,本文进行了发动机热力循环分析,验证了选择氦气作为冷却剂的合理性,对发动机巡航点性能参数进行了分析,包括冷却剂流量、压气机转速、燃烧室压力对发动机比冲、推力、效率性能的影响。最后,建立了发动机非巡航工作点模型。设计了二元可调进气道,满足不同飞行条件下发动机流量需求,进行了压气机特性曲线计算分析,并对沿等动压飞行轨迹下发动机性能进行了计算。结果表明发动机可稳定工作在马赫数2~5条件下,验证了发动机系统方案可行性。