林宏军，尚守堂，程 明，马宏宇，常 峰

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳，110015）

0 引言

随着现代战争模式的改变，“外科手术”式的精确打击已成为局部战争中主要的作战方式之一。而空军作为高机动突袭，立体化作战，精确打击的主要角色，其服役战斗机的性能已成为影响战争胜负的重要因素。为了实现战斗机的超机动性（Super-agility）、超声速巡航（Supersonic Cruise）、高隐身（Stealth）等特性[1]，战斗机对航空发动机提出了更高的设计要求，尤其以提升发动机推重比的要求最为急迫。

军用航空发动机增加涡轮前温度T4是提高其推重比最直接而有效的方法[2]，而主燃烧室设计油气比的提高可实现涡轮前温度的大幅提升。而现代战斗机实现不开加力超声速巡航，实现短距起飞或垂直降落，则要求发动机的轴输出功率大幅提高，均对主燃烧室提出了在更高油气比下工作的需求。目前美国F35战机的F135系列发动机主燃烧室的油气比为0.046，预计在2030年以后战斗机主燃烧室的油气比将超过0.06[3]。由此可见，高油气比主燃烧室技术的发展及其工程应用已成为先进战斗机发动机研发的关键。

针对高油气比主燃烧室技术的研发和工程应用，最初开始于美国的IHPTET计划[4]，在该计划中针对高油气比燃烧室的研制需求，提出了诸如多级旋流、驻涡和超紧凑燃烧的技术方案[5]，相关技术方案在后续工程应用得到了发展和验证，有效地支撑了美国高性能航空发动机的研制，也为自适应循环发动机研发奠定了技术基础。……