随着现代航空发动机性能的不断提高,燃烧室的燃烧温度和压力逐步提高,一方面燃烧室所需燃烧空气量逐渐增大,造成用于燃烧室壁面冷却的空气量逐渐减少,另一方面由于压气机出口压力和温度的提高,使得用于冷却的空气温度也大幅升高,降低了冷却效果,因此对于高性能航空发动机而言,能否对火焰筒壁面进行有效冷却已成为高温升燃烧室设计中的关键技术之一。复合冷却技术是一种先进高效的冷却方式,它将冷却空气与高温壁面间的对流换热与气膜冷却相结合,充分发挥二者的优势,使其对火焰筒壁面的冷却效果远高于传统的纯气膜冷却。目前复合冷却技术已经在大型涡扇发动机火焰筒上得到了广泛应用,对于涡轴发动机回流燃烧室,其总进气量远远少于大型涡扇发动机,用于壁面冷却的空气量则更为稀少。随着涡轴发动机功重比的不断提高,传统的纯气膜冷却技术已经愈来愈不能满足下一代高温升回流燃烧室壁面冷却的需求,迫切需要寻求新型的复合冷却技术以满足回流燃烧室的壁面冷却。基于此,本文针对回流燃烧室的弯曲段设计了冲击+逆向对流(有、无扰流柱)+气膜冷却和冲击+发散冷却等结构形式,采用数值模拟与实验研究相结合的方法分别对其冷却效率和流量系数进行了研究,分析了吹风比和结构参数对不同复合冷却结构冷却效率和流量系数的影响规律,所得结论主要有:(1)对于弯曲段冲击+逆向对流(有、无扰流柱)+气膜冷却结构,其综合冷却效率随着吹风比的增加而增大;扰流柱的存在使得综合冷却效率得到了提高,特别是在小吹风比时尤为突出;扰流柱排数以及排列形式都对冷却效率的影响不大;在吹风比一定的情况下,冲击间距对综合冷却效率的影响不大,但总的趋势是在相同冷却壁面处,冷却效率随冲击间距的减小而增大。(2)对于弯曲段冲击+发散复合冷却结构,其综合冷却效率和流量系数均随着吹风比的增加而增大,特别是在小吹风比时增幅较大;发散孔倾角对冷却效率影响显著,综合冷却效率以及流量系数均随着发散孔倾角的减小而增大;在相同的流向间距比下,展向间距比越小综合冷却效率和流量系数越高;在相同的展向间距比下,冷却效率和流量系数均随着流向间距比的增加而减小;通过对实验数据的拟合,得到了综合冷却效率和流量系数的准则关联式。