为了满足军用战斗机优越的动力性能,需要发动机能够在短时间内极大地提高燃气热焓,增加发动机推力,“加力”的概念由此而生。安装在涡轮与尾喷管之间的加力燃烧室,是航空发动机的重要组成部件。然而布置在流路当中的钝体火焰稳定器不可避免的会造成压力损失,一体化加力燃烧室的概念正是基于上述问题提出的一种解决方案。通过将火焰稳定器与其他结构组合设计,能够大幅降低压力损失,增大发动机推重比。通过对冷态下一体化加力燃烧室的凹腔与支板后流场结构进行较为精确的分析,可以得到流阻损失较低且适合于组织燃烧的一体化加力燃烧室方案。本文通过水流模拟试验及数值仿真的方法对不同构型的支板通道进行了整体性能参数和局部流场特性的研究。PIV水流试验研究结果表明:带进口导流格栅的扭转支板通道总压恢复系数高于使用平直支板的情况,数值最大提升了 0.19%。不同工况下一体化加力燃烧室内部流场结构具有较好的稳定性。中心锥凹腔内存在相对稳定的回流区,且同支板尾缘有流动交换,适合作为支板尾缘组织燃烧的点火源。支板尾缘截面流场结构较为均匀,有利于支板尾缘处构建稳定的燃烧回流区。数值仿真研究结果表明:与平直支板相比较,扭转支板通道的流阻损失较少,冷态性能参数较佳。不同工况下的一体化加力燃烧室内部流动特性较为稳定。支板对带偏转角来流的整流效果较好,且平直支板的整流效果更佳。同平直尾缘基准相比,三种尾缘开槽构型均对燃烧室性能起到优化作用,其中伸进量为1/2L的半圆形扭转支板通道能获得最佳的冷态燃烧室性能。以尾缘漩涡生成以及尾流低速区平均长度为判据,伸进量为2/3L的矩形尾缘平直支板后回流区最长,漩涡结构较为稳定,获得最佳稳焰效果。