为了提高未来军用航空发动机的气动性能以满足其更高推重比的需求,作为核心部件之一的燃烧室就需要进一步提升其温升水平,而高温升对应着高油气比,这意味着高温升燃烧室需要在更宽广的油气比范围内工作,如何解决大状态下可见排气冒烟与慢车贫油熄火之间的矛盾将是高温升燃烧室研发中所面临的首要问题。分层部分预混燃烧技术在解决该问题上具有巨大优势,它借鉴了低污染燃烧室的设计理念,中心预燃级采用扩散燃烧方式,主燃级采用部分预混燃烧方式,既保证了局部富油,又加强了大状态下油气掺混,在改善贫油熄火性能的同时又避免了大状态排气冒烟问题。但对于分层部分预混高温升燃烧室,由于主燃级气量以及油量所占比重较预燃级大,导致人们一直将目光聚焦于主燃级的油气混合,而忽视了预燃级的影响,因此有必要对预燃级进行系统化研究,总结预燃级关键参数对点熄火和发动机大推力状态下燃烧室性能的影响规律。本文以已有的分层部分预混高温升燃烧室头部旋流器为对象,针对预燃级内外级气量比、预燃级内级角度、预燃级外级角度、预燃级出口套筒扩张角四个参数开展了数值和试验研究。首先通过Fuel-PLIF和PIV光学测量手段得到预燃级燃油分布和流场结构,并提出了综合旋流数CSn的概念,在此基础上,对不同参数的影响作用进行了研究。随后通过试验考察了不同方案的点熄火特性,并结合燃油分布和流场结构试验结果深入分析了不同参数对点熄火性能的影响规律。最后采用数值模拟的方法研究了不同预燃级参数对燃烧室压力损失、燃烧效率、燃烧室出口温度分布系数和径向温度分布系数的影响规律。得出的主要结论如下。燃油分布和流场结构试验表明:预燃级外级旋流角度在一定范围内变化不会影响流场结构,当旋流角度减小到某个阈值以下,预燃级出口轴向会产生高速正向射流,破坏中心回流区的结构。对于燃油分布,预燃级外级旋流角度的增加,会使得预燃级出口燃油分布的锥角逐渐增大,壁面附近燃油浓度也逐渐增加。预燃级内外旋向对流场结构几乎不存在影响,但是就燃油分布而言,同旋方案预燃级出口燃油分布呈空心锥状,中心区域燃油浓度极低,而反旋方案呈实心锥状,锥状中心区域的燃油浓度则相对较高。预燃级内级旋流角度的增加,会导致中心回流区尺寸和出口燃油分布锥角的减小。预燃级内级气量比例在一定范围内增大不会影响流场结构,增大到一定程度时,会导致预燃级出口处回流消失,中心回流区向下游迁移。而对于燃油分布,内级气量的增大,会使雾锥中心区域燃油聚集区的燃油浓度增大和轴向尺寸的增加。预燃级出口扩张角的减小会导致台阶回流区的形成,对流场整体结构没有明显影响。此外,预燃级出口扩张角越大,预燃级出口燃油分布锥角越大。点熄火特性试验表明:预燃级外级旋流角度越大,点火性能越好;外级旋流角度小幅改变对熄火性能影响不大,但是大幅减小预燃级外级旋流角度会导致熄火性能的显著恶化,尤其是在低火焰筒进出口压降时,恶化程度更加明显。预燃级内外反旋的点熄火性能均优于同旋的点熄火性能,这是由于相比与同旋,反旋内外气流剪切作用较强,更有利于预膜喷嘴出口液膜的雾化。预燃级内级旋流角度的增大,会导致回流区尺寸的减小,不利于点火时核心火团的传播以及熄火时火焰的稳定,最终导致点熄火性能的恶化。在较低的火焰筒进出口相对压降的条件下,预燃级内级气量比例的而增大有助于点熄火性能的提升,但是当在进出口火焰筒进出口相对压降较高时,过大的内级气量比例会导致中心回流区向下游迁移,使得火焰难以稳定,导致点熄火性能的恶化。预燃级出口扩张角对点熄火性能几乎没有影响,但是扩张角的减小有助于台阶回流区的生成,从而防止台阶表面积碳。预燃级内级气量分配比例的降低有助于降低出口 OTDF与RTDF,进而改善燃烧室出口温度分布,但是会增加燃烧室进出口压力损失,就燃烧效率而言,2/8的气量分配比例下最高,其他两种方案下燃烧效率都会偏低。增大预燃级外级旋流角度有助于增加燃烧效率,改善燃烧室出口温度分布,就总压损失而言,+25°时最低,其他两种角度下总压损失都偏高。预燃级内级角度的增加和预燃级内外同旋布置都有助于燃烧室的总压损失的减小,但是都会导致燃烧室出口温度质量下降,尤其使得OTDF显著增加。就燃烧效率和出口RTDF来看,预燃级内级的影响不大。预燃级出口扩张角的增加不仅有助于减小燃烧室总压损失提高燃烧效率,而且能够同时降低出口 OTDF与RTDF,有效改善出口温度分布。