随着发动机性能要求的提升,新一代的军用发动机既需要满足单位推力大、高马赫数飞行,又要满足低油耗、长久续航,而传统的装备加力燃烧室的涡扇发动机和涡喷发动机无法两者兼具,同时传统加力燃烧室由于质量大、流阻损失大等问题,也无法满足先进战机的要求。因此,本文以变循环模式下的一体化加力燃烧室为研究对象,开展一体化加力燃烧室的冷态流场特性研究。首先,针对变循环发动机在涡喷模态及涡扇模态下工作的结构特性,本文开展了单涵模式与双涵模式下的一体化加力燃烧室冷态流场的数值研究,并分析了不同结构参数的变化对流场特性的影响规律,结果表明:在单涵模式下,长支板/稳定器两侧及后侧的速度要高于短支板/稳定器两侧速度,但两者回流区大小相似;在一定范围内,稳定器周向倾角越大,稳定器后存在的低速区越小;稳定器径向倾角为70度的模型表现最佳;不同支板叶型对稳定器后流场没有造成明显影响,但采用C7叶型的模型总压损失最小;随着挡片高度增加,燃烧室出口总压恢复系数降低,稳定器后回流区变小,凹腔内流场变得不稳定。在双涵模式下,相比于单涵模式,总压损失及高速度区域主要集中在后涵道引射器后的区域,在后涵道引射器前后,速度变化较大,流场不稳定;后涵道引射器的板长增加,燃烧室出口的总压恢复系数降低,稳定器后的回流区位置改变但大小相似;后涵道引射器的安装位置与燃烧室进口距离增大,燃烧室出口总压恢复系数提高,回流区增大;随着挡片高度的增加,回流区的位置发生变化,凹腔内的回流区变大且凹腔内高速区变小。其次,本文基于相似准则,形成了一套模型试验件缩比设计方案,并建立了相应的缩尺准则。为了保证流场的相似性,对缩尺前后的一体化加力燃烧室流场特性进行了数值对比分析,结果表明缩比模型与原尺寸模型计算的流场相似。最后,开展了一体化加力燃烧室缩比模型试验件和试验方案的设计,并数值研究了壁面效应对扇形模型试验件流场及流阻损失造成的影响。