题目：复杂旋流燃烧室数值性能分析

为提高发动机热力性能和发动机推重比，未来航空发动机需要更高的涡轮前温度，涡轮前温度的增加势必要求发动机燃烧室比当前燃烧室拥有更高的温升能力。这意味着未来军用航空发动机燃烧室将向高温升方向发展。现代商用涡扇发动机的温升水平在860K左右，军用涡扇发动机温升水平达到1050K（F119）左右，未来高推重比航空发动机燃烧室温升水平将达到1400K甚至更高。燃烧室温升高，燃烧室总油气比将显著增加，为了抑制可见冒烟，需使燃烧室主燃区平均当量比控制在1.4以内，这样燃烧室主燃区气量也将相应增加。主燃区气量的增加，除了在高温升条件下使主燃区当量比下降，与此同时，也使低工况下主燃区当量比降低，导致低工况下主燃区油气比降低，主燃区参考速度升高，从而使燃烧室贫油熄火性能变差。由于未来航空发动机对贫油熄火油气比及不可见冒烟的双重要求，势必要求未来先进燃烧室可以在更宽的油气比范围内稳定工作。因此，需要有效的主燃区当量比调节技术用以解决上述高温升燃烧室设计问题。故本文立足于高温升燃烧室的设计需求，采用数值模拟技术对高温升燃烧室的设计和性能进行摸底研究，为日后自主知识产权的高温升燃烧室提供设计借鉴。 

本文在充分理解高温升燃烧室设计原理的基础上，分别针对1150K和1350K温升燃烧室设计，提出了三旋流和中心分级两种高温升燃烧室设计方案，利用数值模拟技术对两种设计方案进行了数值模拟研究。研究结果表明：在油气比0.037情况下，设计三旋流燃烧室总压降在5%以内；出口温度分布系数可达0.162，径向温度分布系数可达0.106；燃烧效率大于99%；NOx排放、冒烟均比现有单环腔燃烧室低。在油气比0.045情况下，设计超高温升中心分级燃烧室总压降在5%以内；出口温度分布系数可达0.132；径向温度分布系数可达0.096；燃烧效率接近99%；冒烟低；但NOx排放比现有单环腔燃烧室高18%。在油气比0.037的情况下，对两种方案燃烧和排放性能进行了对比研究，结果表明：两种方案均能满足0.037油气比高温升燃烧室出口温度分布的设计需求，燃烧效率、温升相当；中心分级燃烧室的总压恢复系数较高，出口温度分布系数比三旋流方案低15%，CO排放、冒烟也较低，对出口温度分布系数要求高的高温升燃烧室来说，中心分级方案是一种更好的选择。而三旋流方案NOx排放要比中心分级方案低41%，若从低污染排放方面考虑，三旋流方案则是一种兼具高温升和低排放性能于一体的选择。