空气涡轮火箭（Air-Turbo-Rocket,以下简称为ATR）发动机是一种速域宽、空域大的动力系统,在现代化空中作战系统中占有一席之地。ATR发动机的燃烧室布置在涡轮之后,组织来自涡轮的内涵富燃燃气与来自压气机的外涵空气掺混、燃烧,保证两股气流在有限的燃烧室空间内充分混合对提升ATR发动机的性能至关重要。波瓣混合器作为一种高效掺混装置,在ATR发动机燃烧室内具有很好的应用前景。本文主要采用数值模拟方法,开展基于简化ATR发动机燃烧室结构的波瓣混合器基准结构设计及尾缘修形工作,相关研究内容总结如下:（1）首先探究带有波瓣结构的ATR燃烧室非反应流与反应流流场特性。数值结果表明在每个波瓣结构后都有一对大小相等、方向相反的大尺度流向涡对,且随着流动距离的增加,流向涡强度迅速衰减。流向涡强度的衰减趋势与热混合效率的上升趋势相对应,这表明波瓣结构促进气流掺混的机理中,流向涡占主要作用。在反应流中,燃烧室的燃烧效率越高,则相应的总压损失也越大,而非反应流中无论采用何种波瓣结构,总压损失均在0.1%以内,这表明在ATR燃烧室内,绝大多数总压损失是加热造成的,由气流掺混导致的总压损失很小。在对带有波瓣结构的ATR燃烧室流场特性有了一定的认识后,探究了三种不同中心锥结构对ATR燃烧室流场的影响。数值模拟结果表明在波瓣尾缘截面处中心锥与波瓣波谷的距离对燃烧效率有明显影响:距离越大则有越多的内涵富燃燃气聚集在燃烧室中心轴线附近且没有足量的空气与之燃烧,因此燃烧效率越低。在选取了合适的排气锥结构后,针对ATR燃烧室简化结构及入口气流参数进行波瓣混合器基准结构设计,探究了波瓣基准结构参数如波瓣数、波瓣宽度、波瓣张角等对燃烧室流场及性能的影响规律,建立了适合该ATR发动机燃烧室的基准波瓣混合器结构。（2）基于波瓣基准结构进行尾缘修形设计。首先采用尾缘斜切使内、外涵气流提前混合,探究了下游流向涡、展向涡的发展规律及强弱对比。此外,在波瓣尾缘两侧增加锯齿结构以诱导形成多源涡结构,数值模拟结果表明多源涡结构可以在有限距离内增强掺混,但在较短距离内便转变为常规的大尺度流向涡结构。为了进一步提升燃烧效率,对流场内的空气与燃料分布进行分析,发现到达燃烧室中心轴线附近的空气较少,因此有部分富燃燃气在中心轴线附近聚集无法完全燃烧,导致燃烧效率偏低。据此首先提出了的扇形波瓣结构,探究不同瓣宽比下的扇形波瓣混合器流场特性;在扇形结构的基础上提出了贴体波瓣混合器结构,该方法使燃烧效率得到了进一步提升;同时还提出了可将内涵燃料引射至两波瓣之间空气浓度较高位置处的分型波瓣混合器结构,对波瓣下游流向涡的形状及强弱、ATR燃烧室性能变化规律等进行了详细分析。（3）在通过波瓣基准结构设计及尾缘修形设计获取了性能较佳的波瓣结构后,对ATR燃烧室进行壁面冷却设计。首先通过数值模拟方法对比获取了合适的隔热屏长度、气缝厚度、重合段长度参数。随后对近壁面高温区域的形成原因及特点进行了分析,发现由于波瓣结构的固有特点,会引导高温气流不断沿径向向外移动,使隔热屏温度过高。据此提出了几种不同的波瓣结构改进方法以降低隔热屏热负荷,从而实现良好的壁面冷却效果。