热端部件冷却技术是决定航空发动机性能的核心技术之一。引射可以显著降低冷却引气量和冷却空气温度,是未来先进航空发动机提高冷却效果和效费比的有效手段。本文以发动机热端部件冷却用引射器为研究对象,对其引射性能变化规律进行了研究,并设计和研究了预旋引射器性能变化规律,为建立发动机环境下引射器设计方法提供技术参考。首先,根据发动机工作环境压力、温度等参数设计了发动机冷却用引射器的结构,建立其引射流动数值仿真模型,开展了引射流动计算方法与适用湍流模型研究。对比文献实验数据结果表明,采用标准的k-ω模型以及基于密度的求解方式计算精度较高,与文献实验数据吻合程度更好。其次,针对发动机环境高膨胀比下引射器性能变化规律研究不足的问题,通过数值仿真对比分析了高、低膨胀比下结构参数和流动参数对所设计引射器引射性能的影响规律。研究发现:随混合室直径与喷嘴进口直径比、喷嘴距与喷嘴进口直径比、混合室长度与喷嘴进口直径比的增大引射系数先增大再减小,存在最佳值。引射系数随膨胀比的增大先增大再减小,压力损失系数不断增大。引射系数随着压缩比的增大先保持不变再大幅减小,临界压缩比随着膨胀比的增大而增大。温比由1增大至3,高膨胀比引射性系数增幅（约60%）较低膨胀比下引射系数增幅（约40%）更大,压力损失系数均呈现上升趋势。总之,发动机环境下膨胀比的变化对引射性能影响较大,低膨胀比较高膨胀比下结构参数对引射器性能的影响更显著。然后,在引射器的喷嘴扩张段增加了预旋叶片增强工作流体与引射流体的相互作用,以期进一步优化引射性能。通过数值计算研究了有无预旋叶片、叶片结构参数及引射器结构参数对其引射性能的影响。结果表明:膨胀比为设计点15.2、叶片数为3～6、叶片偏转角为0°～5°、叶高比为0.025～0.05时,预旋可使引射系数增加0.7%～5.4%,压力损失系数增幅约为2%。叶片数为4、叶片偏转角为5°、叶高比为0.025时,当混合室直径与喷嘴进口直径比在2.1～2.3内,预旋使得引射系数增幅略小（2%～5.4%）;喷嘴距与喷嘴进口直径比在4～4.3内,预旋使得引射系数增幅较高（4.5%～5.4%）;混合室长度与喷嘴进口直径比在5～15内,预旋使得引射系数增幅最高（5.4%～23.9%）。总之,预旋能够有效提高引射性能,显著减小混合室长度进而减小引射器整体尺寸。最后,搭建了引射器性能测试风洞实验台,测量了喷嘴距与喷嘴进口直径比、膨胀比和压缩比对引射器性能的影响。结果表明:结构和流动参数对引射器性能影响的数值计算结果与试验结果规律基本一致,最大误差小于15%,进一步验证了前述计算方法的准确性。