本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种基于极限边界的超大涵道比涡扇发动机优化设计方法，根据飞机需求，确定所需推力、最大许用的风扇直径与飞行包线；基于所述推力与所述飞行包线确定涡扇发动机性能参数范围，基于最大许用的风扇直径确定涡扇发动机的尺寸范围；根据给定的科技水平，确定约束条件；基于最大许用的风扇直径、所述约束条件与所述飞行包线，通过迭代进一步确定所述涡扇发动机性能参数；可以在给定的科技范围内，使关键设计参数趋近于科技约束的极限值，从而获得最低耗油率和安装耗油量的发动机。该方法具有快速、稳健、充分利用科技允许值的特点。