本发明提出了一种发动机舱室热综合设计方法。该方法根据飞机发动机舱室模型，开展发动机舱室的热防护设计，获得发动机舱室热防护设计模型；对该模型进行边界条件和冷却工质数据设置，获得发动机舱室热综合计算算例；根据算例开展发动机舱室热综合仿真计算，得到舱室温度低于许用温度的隔热层厚度和冷却工质流量；计算隔热层和冷却工质的总质量，更改隔热层厚度，获得发动机舱室热综合特性曲线，得到重量代价最小的设计方案，完成发动机舱室热综合设计。本发明的有益效果是针对发动机舱室的冷却需求，为发动机舱室提供了一种高效的热综合设计方法。