随着航空业的不断发展,各类军用、民用飞机对发动机动力的需求和要求不断提高,对航空发动机的设计提出了新的要求。但由于飞机对高推力的要求往往仅是在起动、爬升、应急机动等暂时状态下,为解决这种情况,军用发动机提出了“加力”的概念。目前广泛应用于各类发动机的是复燃加力型加力燃烧室。其位于发动机涡轮出口与尾喷管之间,利用燃烧室排气中的剩余氧气量,向其中喷入燃油进行再燃烧,利用气流在火焰稳定器后形成低速回流区,回流区内的高温燃气形成稳定的点火核,使燃油在加力燃烧室中稳定燃烧,如此可以在极短的时间内极大地提高燃气温度,增加发动机推力。加力燃烧室与主燃烧室所处的位置和功能不同,二者在工作条件上有很大的差别。加力燃烧发生在涡轮后,所以加力燃烧室中的气流速度和温度大大高于主燃烧室。且加力燃烧室中的来流为主燃烧室的排气,导致加力燃烧时的氧气含量要低于主燃烧室,对加力燃烧室中的燃烧组织提出了严峻的考验。针对这一问题,相关研究主要围绕在V型钝体火焰稳定器的火核稳定能力与增大回流区造成的压力损失之间的平衡上开展,内容包括改变稳定器的结构参数、设计一体化稳定器等,获得了较为全面、完善的研究结果。但以上研究大多基于大型涡喷、涡扇发动机的结构参数,针对小型涡喷发动机微尺度的研究开展较少,针对这个问题,本文进行了相关的研究。本文探讨了不同进气参数及稳定器结构对微尺度加力燃烧室的各项性能参数的影响。(1)通过数值模拟方法对不同稳定器张角、不同稳定器宽度、不同进口气流温度以及不同燃油射流速度开展了稳态参数相关模拟,并搭建了高温热风洞试验台,通过改变其进气温度及主燃烧室中的喷油量,并辅以补充氮气的方法来改变加力燃烧室的进气温度,开展瞬态点火边界试验。(2)通过稳态数值模拟与瞬态试验相结合的方法,对加力燃烧室有一个较为全面的了解。通过分析不同参数下,加力燃烧室的数值模拟结果发现:加力燃烧室内的温度场主要受稳定器的张角、宽度以及燃油的射流速度影响;湍流强度场主要受稳定器的张角、宽度,进口气流温度及燃油射流速度的影响;速度场主要受稳定器的宽度及燃油射流速度的影响;燃油的蒸发速率则只受进口气流温度的影响。从瞬态试验中可以得知:进口气流温度越高,成功点火并产生稳定火焰所需的油量越少。(3)此外,本文还通过数值模拟及整机试验的方法对小型涡喷发动机中主燃烧室内部额外喷油产生高温热流对加力燃烧室进行点火的高温热射流新型点火方法进行了探索。还针对小型涡喷发动机的尺寸限制,探讨了加力燃烧室长度对燃烧效率的影响。通过数值模拟与整机试验相结合的方法得知:在不改变主燃烧室工作状态的去情况下,主燃烧室中额外喷油的热射流点火方式能够有效点燃加力燃烧室使其正常工作,但缺点是涡轮需要承受瞬时高温;增加加力燃烧室长度可有效提高加力燃烧室的燃烧效率,增加发动机推力。