航空发动机燃烧室小流量掺混射流设计方法

本发明属于燃烧室小流量掺混射流设计方法技术领域，尤其涉及航空发动机燃烧室小流量掺混射流设计方法，计算等效速度比，采集燃烧室内局部主流速度场，在孔口坐标处提取局部主流速度uloc，基于射流出口速度u计算等效速度比，确定穿透深度，按经验公式结合修正系数K修正穿透深度，根据目标掺混区深度确定孔径d和流量Q，偏折轨迹修正，基于旋流数SN、动量比J和周向位置CP，通过试验或数值仿真拟合函数关系，修正射流初始偏折距离和偏折角度，掺混速率设计，采用特定温度衰减规律，结合otdf和rtdf指标衡量燃烧室出口温度场不均匀度，根据热点位置确定掺混孔穿透深度、孔径及数量。