发动机加力是短时间内增加推力的最好方法,尤其对军用战斗机而言,加力燃烧室是不可缺少的重要部件。随着航空发动机的发展,加力燃烧室入口速度、温度越来越高,工作环境愈加恶劣。而传统加力燃烧室中的火焰稳定器、供油装置等安装在主流通道中,不可避免的造成了较大的流阻损失。因此,为了在严峻条件下获得更好的性能,需对加力燃烧室开展新概念、新思路的研究。将加力燃烧室的整流支板与火焰稳定器一体化设计,不但能大幅度降低加力燃烧室非加力状态下的流阻损失,而且可以减短加力燃烧室长度,提高发动机推重比。一体化设计的加力燃烧室以凹腔为点火区,凹腔回流区与支板后低速区相连,实现燃烧室的火焰传播和稳定燃烧。此外,支板还具有整流作用,将经过涡轮后具有一定夹角的来流整流成与轴向平行,有利于减小流动损失。故研究凹腔和支板后流场以及支板的整流效果对一体化加力燃烧室具有重要意义。本文通过数值模拟方法开展了一体化加力燃烧室冷态流场部分基本问题的研究,探究扩压器结构、入口工况、支板等对一体化加力燃烧室流阻、总压恢复以及内部流场流动特性的变化规律。研究结果表明,具有较大扩张比的一体化加力燃烧室,其流阻损失小,总压恢复能力强,流场流动特性好。扭转支板相比于平直支板,其加力燃烧室的流阻特性和流场特性均更好。随着入口马赫数的增加,加力燃烧室的流阻损失略有减小,但主流滞留时间缩短,易造成燃料混合不充分。支板整流效果与入口来流偏转角和扩压器结构均相关。对于台阶式中心锥一体化加力燃烧室,入口偏转角较大时,平直支板整流效果较好;入口偏转角较小时,扭转支板整流效果较好。而圆锥式中心锥加力燃烧室则呈现相反的变化规律。尾部带Ⅴ型槽的支板不仅能够大幅度减小加力燃烧室的流阻损失,而且较好的改善其流场流动特性,加快火焰的传播,提高燃烧效率。