本发明公开了一种航空动力系统两级增压装置设计方法，所述两级增压装置至少包括低压压气机、高压压气机和压力平衡通道；所述压力平衡通道连通高压压气机轮盘的盘罩间隙腔和低压压气机轮盘的盘罩间隙腔；首先计算得到离心压气机轴向压力，随后根据所要降低到的离心压气机轴向压力确定压力平衡通道中的补气流量，再确定得到引气孔孔径；本发明可根据不同工况下离心压气机的性能要求自主设计完成轴向力控制，为解决“背靠背”两级增压装置超紧凑布局带来的气动轴向力自主控制难题奠定了基础，通过形成二次气体循环使峰值轴向力降低80%，实现发动机整机使用寿命与安全性水平的提升。