在地面和空中运行条件下，小型涡轮发动机的通风冷却系统必须为发动机提供所需要的进气量，并使发动机工作环境温度保持在所指定的限度之内，从而保证发动机及其附件能够长期可靠的工作。小型涡轮发动机通风冷却系统中，空气由进气口进入舱内，一部分进入发动机进口，另一部分用于冷却作用，通过排气引射器引射，排除舱外。本文对小型涡轮发动机的通风冷却系统进行了设计研究与性能分析研究。对小型涡轮发动机的通风冷却系统进行了建模，通过适当简化建立了小型涡轮发动机的物理模型内部总体结构，并用CATIA画出整个通风冷却系统的三维图形；根据小型涡轮发动机的工作在不同的高度及不同的飞行姿态来确定其边界条件，其中包括空气进气口的气体压力、温度和流量的计算与引射器所引射的出口的压力、温度及流量的计算；应用计算流体力学与数值传热学理论知识，建立了三维流场的数学模型，并选择了适当的计算方法和并对模型进行网格划分；在上述工作的基础上，根据所确定的边界条件，利用FLUENT软件，对三维模型内的流场和温度场进行了数值模拟计算，分析其舱内的压力场、速度场和温度场，并对通风系统对其性能进行了性能比较，然后对其进行结构优化。本文工作对小型涡轮发动机通风冷却系统设计具有使用价值。