随着科技的发展,航空技术发展的越发娴熟,大飞机的发展越来越重要,发动机作为飞机的动力系统必不可少,因而飞机的辅助动力系统也日益受到人们的重视。辅助动力装置的核心部件是燃烧室,燃烧室的性能直接关系到整个辅助动力系统的性能,本文主要针对辅助动力装置回流燃烧室的设计与性能进行研究分析。本文对带头部整流板回流燃烧室模型进行设计改进,并针对火焰筒头部整流板进行设计改进出分段形式整流板、连续形式整流板和分段连续形式整流板三种模型。利用Fluent软件对燃烧室总体性能进行数值计算分析,并在此方法基础上利用经过试验验证的半经验公式方法对燃烧室进行点火、熄火以及污染物排放的性能研究。本文首先基于非预混燃烧模型对带头部整流板回流燃烧室进行性能研究。针对设计出的不同火焰筒头部整流板的回流燃烧室进行数值计算,通过对比分析燃烧室内流场、温度场、出口温度分布以及燃烧室的总体性能,得出火焰筒头部回流区形成的主要原因是内外环主燃孔斜向对冲和火焰筒头部整流板整流的共同作用,其中外环主燃孔的冲击和整流板的整流占主要作用,内环主燃孔起辅助作用。同时由于火焰筒头部整流板的导向作用,可以使气流周向流动,提高燃烧室周向的联焰能力。燃烧室火焰筒头部整流板的改进对燃烧效率影响不大,但对出口温度分布OTDF改善较为明显。接着针对燃烧室点火、熄火以及污染物排放的性能研究,本文采用经过试验验证的半经验公式与数值计算方法对燃烧室的点火、熄火以及污染物排放的性能研究,最终得出点熄火以及污染物排放的半经验公式可以对燃烧室的设计与性能分析进行预估,为燃烧室的设计与试验提供参考。最后针对带头部旋流器回流燃烧室模型的性能研究,通过不同湍流模型对该燃烧室的性能进行对比分析,最终得出大涡模拟方法计算出的燃烧室内部流场可以更好地反映燃烧室内部的流动情况。大涡模拟燃烧室总压恢复系数为0.9753,燃烧室燃烧效率为0.9926,燃烧室出口温度分布为0.32;雷诺时均方法模拟燃烧室总压恢复系数为0.9727,燃烧室燃烧效率为0.9907,燃烧室出口温度分布为0.37。通过对比分析,大涡模拟方法在计算燃烧室总体性能上要优于雷诺平均方法。同时通过大涡模拟方法针对该燃烧室进行点火、熄火以及污染物排放的性能研究。