航空发动机对飞机的性能起着决定性的作用,应该按照特定的用途和任务来进行设计。而按照传统的设计方法,发动机与飞机是以安装边为边界分别设计的,在设计中必须留出一定的调节域度,这样将不能完全发挥发动机的性能,并且间接影响飞机的综合作战能力。为了提升飞机/发动机系统的整体性能,最大程度地发挥发动机的性能,获得最佳的匹配设计,有必要基于飞机任务对发动机进行设计。本文从战斗机的飞行任务出发,对双转子小涵道比混合排气涡扇发动机的设计与性能分析进行了研究。本文的主要内容如下:分别建立战斗机的约束分析模型和任务分析模型,利用C++编写了战斗机约束分析和任务分析程序。对战斗机进行约束分析,得到了战斗机不同约束下的约束边界以及可行域,结合以往经验选取战斗机初始设计点,获得战斗机的起飞推重比和机翼载荷。对战斗机进行任务分析,并结合约束分析的结果,得到战斗机的海平面起飞推力用于发动机设计。建立双转子小涵道比混合排气涡扇发动机的设计点模型和非设计点模型,在建模过程中采用了变比热的方法,并且考虑了发动机引气、放气和功率提取对发动机性能的影响。采用面向对象的建模方法,利用C++编写了发动机的设计点计算程序和非设计点计算程序,并集成战斗机的约束分析和任务分析程序,整合形成了基于战斗机飞行任务的涡扇发动机设计软件。利用数据库储存所有计算数据和结果,数据库的优点是大量数据可以随时调用,方便数据处理,而且对计算机硬件要求低,计算时间短。通过设计点计算程序和非设计点计算程序得到的结果与GasTurb11软件计算结果的对比验证了程序的准确性。之后利用编写的软件对小涵道比涡扇发动机进行了非设计点算法研究及部件匹配研究,并得到了小涵道比涡扇发动机的高度特性、速度特性和转速特性。最后利用该软件对战斗机所有飞行任务进行了非设计点验证,得到了不同飞行任务下发动机的性能,并且利用约束分析和任务分析的结果对发动机进行了方案选择和最终的尺寸确定。