航空发动机燃烧室是燃油和空气进行混合并燃烧的场所，如果燃料燃烧充分和完全，则释放的化学能就越高，气体获得的动能也就越多，因此燃烧室的燃烧性能对整个发动机的性能将产生决定性的影响。 本文计算所采用的模型是在原始发动机结构的基础上进行了必要的简化，首先从多点喷射的角度对燃烧室内的空气流动、气液雾化掺混、气液燃烧等方面进行了数值模拟计算。计算结果表明：在不改变总的空气流量的情况下，当燃烧室头部喷嘴和旋流器数目改变的时候，燃烧室头部气流场会发生改变，特别是对头部的回流区有很大的影响，并且回流区的大小范围与喷嘴的数目并不是呈简单的线性关系。由于气流流场的改变，燃烧室内的燃油液滴运动轨迹、燃油雾化掺混、索太尔平均直径(SMD)均相应发生改变，从而进一步影响到燃烧室内的燃烧，主要是对出口截面处的温度分布、温差影响比较大。其次通过改变燃烧室构型来研究其对燃烧室内流场和燃烧性能的影响。计算结果表明：传统燃烧室内的气流回流区相对比较小，而且在出口处容易出现明显的高温区，通过改进燃烧室形状可以优化燃烧室出口截面处的温度分布。因此采用数值计算的方法可以优化燃烧室构型，并为燃烧室的设计提供了依据。 设计了燃烧室冷态实验。通过高速运动分析仪获得了液滴分布图像，图像与模拟计算结果是比较一致的，验证了计算中所采用的液滴模型的合理性。 应用模糊数学原理建立了多个模糊模型。通过采用合理的指标，利用模糊聚类模型对不同工况的实验数据进行分类，并对发动机和燃烧室性能进行评判。利用已有实验数据和预测模型，对未知工况的实验数据进行预测。计算结果与实际情况相比较是一致的。