当今社会,航空业发展极为迅速,而发动机作为飞机的心脏,其技术水平的高低是决定飞机飞行性能的重要因素之一。目前我国大飞机项目遇到的主要问题也是高性能发动机技术的缺乏。燃烧室在航空发动机的工作过程中起着非常重要的作用,它可以影响到发动机的使用寿命等等。因此,如果能够设计出高性能的航空发动机燃烧室,就会推动航空业的进步。在进行数值模拟计算之前,首先对目前应用得比较广泛的标准k-?,RNG k-?,Realizable k-?模型以及近年来刚兴起的大涡模拟这四种研究湍流的模型进行了对比分析,比较了它们各自的优缺点以及适用范围。然后利用这四种模型,分别对航空发动机燃烧室进行数值模拟计算,得到每种模型下的流场结果,并且利用Realizable k-?模型,对该型发动机燃烧室的燃烧特性进行了深层次的探索。航空发动机燃烧室在工作时,主要是通过燃烧将航空燃油的化学能转变为热能。而在燃烧过程中,燃烧室内主燃区的温度高达2000K以上,这个温度范围是很多材料所无法承受的。因此,要想保护燃烧室部件,就需要采取措施对燃烧室内的高温气流进行冷却。为了达到这一目的,燃烧室设计时增加了冷却孔这一结构。冷却孔主要是用于冷却气流的进入,与燃烧过程中的高温气体进行混合,已达到降低温度,保护燃烧室部件的效果。冷却孔的分布以及尺寸都会影响到燃烧过程,为了研究冷却孔尺寸对于燃烧室燃烧过程的影响,比较了几种不同尺寸大小冷却孔下的燃烧结果。首先,以实际发动机燃烧室作为参考,建立了一个燃烧室模型,并划分网格。在此基础上,应用FLUENT软件将标准k-?,RNG k-?,Realizable k-?以及近年来刚兴起的大涡模拟用来进行模拟计算。将模拟的燃烧结果进行比较和分析,然后选择比较适合应用于此发动机燃烧室的湍流模型。最后,利用选择好的湍流模型,针对五种不同尺寸大小的冷却孔,模拟计算它们的燃烧特性。与此同时,为了更清楚的研究该型发动机,分析和对比了不同喷油量和空气量下的燃烧情况,并根据结果对该燃烧室的设计提出一些意见。