航空发动机是飞机的心脏,它对飞机的性能起决定性的作用。对于军用飞机而言,它更是至关重要。随着各国对先进战机性能要求的不断提高,航空发动机技术也迅速发展。随着发动机技术的提升,加力燃烧室提高了温度,增大了发动机推力,加力燃烧室的工作环境更加严峻。传统加力燃烧室在冷态状态下的总压损失大,耗油率高,制约了航空发动机的发展。为使发动机有更优越的性能,需要对加力燃烧室技术进行创新性地探索与研究。将加力燃烧室中的火焰稳定器与截尾支板整体化设计并将燃油装置安装在支板内部,不仅可以降低流体损失还可以缩短加力燃烧室的尺寸,使加力燃烧室的结构更加紧凑,减轻发动机的重量并提高航空发动机的推重比。本文研究的一体化加力燃烧室将支板后方区域设计为内突扩结构,凹腔回流区与整流支板后方的回流区相连,有利于火焰传播和稳定燃烧。本文通过数值模拟计算方法对一体化加力燃烧室进行探索分析,研究当量扩张角、截尾支板、加力内锥结构和不同的入口工况对一体化加力燃烧室综合性能的影响和冷态流场特性的变化规律,为加力燃烧室的技术发展提供理论依据。本文研究结果表明,当加力燃烧室进口气流速度增大时,一体化加力燃烧室中的总压恢复系数减小,流阻系数增大;截尾支板后方的凹腔回流区面积减小,流场稳定性变差;且燃气主流的滞留时间变短,使得燃料无法充分混合。随着进口气流偏角的增大,加力燃烧室中的总压损失增大,主流流动平稳,凹腔内的回流区结构逐渐完整。在相同的工况下,当截尾支板旋转角度为θ=45°时,加力燃烧室的流体损失最少,流场特性最好。随着当量扩张角的增大,加力燃烧室中的总压恢复能力增强,流场流动稳定性变好。且带扭转截尾支板的加力燃烧室相比无扭转支板方案有更低的流体损失,整流效果更好。带流线型中心锥加力燃烧室的总压恢复系数较高,流阻系数较低,综合性能较好。