随着航空发动机的热力性能和推重比要求的进一步提高,未来的航空发动机需要更高的涡轮前温度,而涡轮前温度的增加势必要求发动机燃烧室拥有更高的温升能力,因此高温升燃烧室的油雾特性研究对未来航空发动机有至关重要的作用。本文采用试验与数值模拟相结合的方法对某高温升燃烧室头部在不同供油压差和进口空气压损条件下的雾化特性开展研究。本文的具体工作如下:1)对某高温升燃烧室头部油雾场的雾化特性展开试验研究。利用高速摄影仪测量油雾场的雾化锥角和雾化形态;采用PIV粒子图像测速仪研究燃烧室头部空气流场结构和油雾场油滴速度分布;使用马尔文激光粒度分析仪测量油珠SMD。试验结果表明:（1）雾化锥角随空气压损增大有先增大后逐渐稳定的趋势;在相同工况条件下,轴向旋流器头部的雾化锥角会稍大于径向旋流器头部。（2）燃烧室头部空气流场结构表明,轴向旋流器形成的中心回流区呈纺锤形且范围较大,而径向旋流器形成的中心回流区呈现规整的球形但范围较小;油滴速度场显示的油珠回流范围小于空气流场的回流区范围。（3）SMD、分布指数以及粒径的微分分布的结果表明:采用双级径向旋流器的头部雾化主要依靠离心喷嘴本身来完成,这种结构的空气雾化效果有限,随着空气流量增大SMD先减小后逐渐稳定,分布指数同样先减小后基本不变;对于双级轴向旋流器头部,随着头部进出口总压损失的增加,SMD先减小后变化较小,分布指数先减小后增大;轴向旋流器头部的雾化在较小进气压损时是离心喷嘴本身的一次雾化占主导地位,在进气压损逐步增大后是气动雾化效果起主要作用。2)对双旋流式空气雾化喷嘴的雾化过程开展数值模拟研究,总结出采用standard k-ε湍流模型、压力旋流雾化喷嘴模型以及KH-RT二次雾化模型的数值计算方法能较为准确的模拟燃烧室头部的雾化过程。并进一步对KH-RT二次雾化模型中的模型参数进行校准,利用燃烧室头部油雾场中试验测量获得的SMD结果对数值计算结果进行校核,最终确定了最佳的模型参数0为0.15。最后,利用上述数值计算方法和模型参数,模拟了燃油工况为7.5g/s,进口空气压损为0.5%～7%时的油雾场和空气速度场,结果表明:各工况下的油雾锥角和油雾锥形态与试验结果符合较好,在低压损条件下数值模拟SMD结果与试验相差较大,当压损大于2%以后SMD的预测值与试验吻合的较好。上述研究结果可为高温升燃烧室头部的改进与优化提供了技术支撑,同时也为燃烧室头部油雾场的雾化数值模拟提供了较为可靠的计算方法。