题目：凹腔支板稳定器燃烧性能研究

加力燃烧室是航空发动机重要的增推装置。随着推重比提高，整合加力燃烧室各部件功能，减少零件数目，尽可能降低流动损失成为新型加力燃烧室设计的首要目标。涡轮后框架一体化加力燃烧室由于取消了传统加力燃烧室钝体火焰稳定器并将支板改造成稳焰部件，因此在缩短发动机长度、减轻重量、降低非加力流动损失方面具有较大的潜力。凹腔支板火焰稳定器是基于一体化加力燃烧室而提出的一种新型火焰稳定器，因此开展其燃烧性能研究具有重要意义。凹腔支板火焰稳定器以涡轮支板结构为基础，同时结合凹腔驻涡稳焰和突扩稳焰进行燃烧组织。本文在二元加力燃烧试验台上开展了凹腔支板火焰稳定器燃油雾化特性、点火性能和燃烧性能试验研究。首先，采用马尔文激光测雾仪测量了当来流马赫数为0.10~0.24、喷射压力为0.10~0.90Mpa时直射式喷油杆与凹腔支板稳定器近距匹配条件下的冷态雾化特性，研究了支板稳定器凹腔、尾缘和下游不同轴向截面处的顺喷雾化特性及在尾缘截面的侧喷雾化特性，分析探讨了主流区和回流区液雾形成主要原因及来流马赫数、喷射压力等因素对SMD的影响规律。其次，在进气温度600℃~900℃和来流马赫数0.20~0.23条件下，开展了凹腔支板稳定器的强迫点火及自燃点火性能试验研究。研究表明，在试验条件下凹腔支板稳定器都能够点火，初步证明了凹腔支板稳定器在应用于一体化加力燃烧室的可行性。最后，在进气温度850℃~950℃和来流马赫数为0.20条件下，针对凹腔支板稳定器不同供油匹配方式，采用离子探针法进行了火焰传播角测量试验研究，采用高温热电偶进行排气温度分布试验研究，并进行了初步贫油熄火试验，分析研究了来流温度、油气比和供油方式等对凹腔支板稳定器的传焰性能、燃烧效率、出口温度分布及贫油熄火极限等燃烧性能的影响。 论文研究工作为新型凹腔支板稳定器的燃烧组织及优化奠定了基础，也可为新型一体化涡轮后框架加力燃烧室设计提供技术支持。