摘要
随着军事科学技术的提高，研究宽速域、大空域的航空发动机显得尤为重要。空气涡轮火箭发动机（Air turbo rocket,ATR）具有性能优良，工作稳定等特点，所以ATR发动机具有重大研究意义。燃烧室是ATR发动机核心零部件之一，燃烧室性能直接决定了气气、气液掺混燃烧性能以及外机匣热负荷，对ATR发动机性能的提升有着重要意义。但燃烧室中常出现气气、气液掺混燃烧不完全的现象以及外机匣壁面温度较高的问题。因此，本文以ATR发动机燃烧室为研究对象，采用数值模拟的方法对ATR发动机燃烧室气-气、气-液掺混燃烧以及波瓣混合器与隔热屏一体化设计进行了相关研究，研究内容如下： 在气-气掺混燃烧方面，首先探究波瓣混合器的内外张角对ATR燃烧室性能的影响规律，增加波瓣混合器外张角会增强内、外涵气流掺混，提高波瓣混合器的热混合效率。其次对波瓣混合器尾缘进行修形，设计新型C形尾缘结构波瓣混合器。对C形尾缘波瓣混合器的径宽比做了相关研究，研究发现燃烧室燃烧效率随径宽比的增加呈先增加后减小的趋势，在径宽比为0.667左右，ATR发动机性能最优，确定径宽比为0.667。再次探究C形尾缘结构的数量和径向位置对波瓣下游流动及燃烧特性的影响规律。在波瓣混合器尾缘增加C形结构，会诱导产生多源副涡结构，其中包括小尺度副流向涡和小尺度副展向涡。在设计点工况下ATR发动机气-气掺混燃烧的燃烧效率最高达到96.9%，最后在此基础上对ATR发动机高空巡航工况下进行了相关研究，最终在高空巡航工况下燃烧效率达到84.3% 在ATR发动机在气-液掺混燃烧方面。首先改变喷油的径向位置，分别在径向位置为216mm、226mm、236mm、246mm、256mm布置喷油点，通过数值模拟发现，由于燃烧室中径向位置越大空气量也就越大，所以燃烧室出口燃烧效率随径向位置增大而增大。其次探究喷油角度为0°、90°、180°对燃烧室性能的影响规律，研究发现0°、90°、180°燃烧效率分别为93.2%、97%、92%。90°喷油角度燃烧性能最优。再次对比了离心式雾化喷嘴和直射式雾化喷嘴对ATR燃烧室性能的影响规律，研究发现离心式雾化喷嘴性能要优于直射式雾化喷嘴。最后设计燕尾支板和常规支板来强化ATR发动机燃烧室气液掺混燃烧。在不同工况下，燕尾形支板性能都要优于常规支板。 对波瓣混合器与隔热屏一体化设计，首先分别设计常规隔热屏和波纹形隔热屏进行对比分析发现波纹形隔热屏性能优于常规隔热屏。最后探究隔热屏段数对隔热屏性能的影响规律，分别对三段、四段、五段隔热屏进行了研究，研究发现四段隔热屏性能最优，隔热屏最高温度为1197K，符合ATR燃烧室设计要求。
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