为了在初步设计阶段选定涡扇发动机最佳循环参数,本文利用气动热力循环分析得出了计算分开排气与混合排气加力涡扇发动机耗油率和单位流量推力的解析表达式。介绍了存其他循环参数固定条件下求某一参数最佳值或两个参数同时为最佳值的数值算计方法,给出了在程序式袖珍计算器TI—59上进行计算的程序。以JT9D、F100两种发动机作为实例进行了计算。讨论了影响参数选择的各种因素。并对下一代亚音速民航机、超音速运输机及超音速战斗机所可能采用涡扇发动机的循环参数进行了予测。以降低巡航耗油率为主的亚音速民航用发动机可采用高函道比混合排气不加力涡扇发动机。循环参数选择应进一步提高函道比、单级风扇增压比以及内函增压比。以满足战斗性能要求为主的F100后继机可采用分开排气、外函加力,变函道比加力涡扇发动机,进一步提高涡轮前总温及外函道增压比。表明本文提出方法是可用的。计算工作量小,可得到满意的初步结果。