高油氣比燃燒技術工程應用與發展分析

林宏軍，尚守堂，程 明，馬宏宇，常 峰

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽，110015）

0 引言

隨著現代戰爭模式的改變，“外科手術”式的精確打擊已成為局部戰爭中主要的作戰方式之一。而空軍作為高機動突襲，立體化作戰，精確打擊的主要角色，其服役戰斗機的性能已成為影響戰爭勝負的重要因素。為了實現戰斗機的超機動性（Super-agility）、超聲速巡航（Supersonic Cruise）、高隱身（Stealth）等特性[1]，戰斗機對航空發動機提出了更高的設計要求，尤其以提升發動機推重比的要求最為急迫。

軍用航空發動機增加渦輪前溫度T4是提高其推重比最直接而有效的方法[2]，而主燃燒室設計油氣比的提高可實現渦輪前溫度的大幅提升。而現代戰斗機實現不開加力超聲速巡航，實現短距起飛或垂直降落，則要求發動機的軸輸出功率大幅提高，均對主燃燒室提出了在更高油氣比下工作的需求。目前美國F35戰機的F135系列發動機主燃燒室的油氣比為0.046，預計在2030年以后戰斗機主燃燒室的油氣比將超過0.06[3]。由此可見，高油氣比主燃燒室技術的發展及其工程應用已成為先進戰斗機發動機研發的關鍵。

針對高油氣比主燃燒室技術的研發和工程應用，最初開始于美國的IHPTET計劃[4]，在該計劃中針對高油氣比燃燒室的研制需求，提出了諸如多級旋流、駐渦和超緊湊燃燒的技術方案[5]，相關技術方案在后續工程應用得到了發展和驗證，有效地支撐了美國高性能航空發動機的研制，也為自適應循環發動機研發奠定了技術基礎。近年來中國針對高油氣比主燃燒室技術也開展深入的研究，其中袁怡祥等[6-7]最早探索了3級旋流對改善高油氣比主燃燒室貧油熄火和大工況冒煙的可行性，丁國玉等[8-10]針對3旋流頭部結構設計參數對燃燒性能的影響進行了研究，形成可指導小發高油氣比主燃燒室研制的設計規律；同時常峰等[11]針對高油氣比中心分級主燃燒室方案開展了數值仿真，仿真結果顯示中心分級主燃燒室具有良好的分區供油、分區燃燒組織特性和工程應用的潛力；而樊未軍等[12-13]則針對雙渦駐渦燃燒室的流動特性開展了研究，何小民等[14-15]分析了駐渦燃燒室設計參數對主燃燒室綜合性能的影響趨勢，驗證了駐渦燃燒是一種高油氣比主燃燒室設計潛在的燃燒組織方案；基于上述高油氣比主燃燒室關鍵技術研究，中國各研究院所與院校合作開展了技術的工程轉化研究和驗證，尤其是基于多級旋流和中心分級燃燒組織技術已初步實現在航空發動機核心機平臺上的應用驗證，大幅的提升了我國高油氣比主燃燒室的工程設計水平。

1 高油氣比主燃燒室設計的基本問題

目前典型戰斗機所采用的高性能發動機如圖1所示。隨著發動機推重比的提高，其主燃燒室的油氣比也逐漸提高，高油氣比主燃燒室設計已成為高推重比航空發動機研制的關鍵，但在其設計過程中仍面臨著“在高油氣比燃燒條件下，大工況無可見冒煙與慢車貧油熄火（及高空點火）特性變差的矛盾[2,16]”。

圖1 戰斗機劃代與發動機主燃燒室溫升的對比

以典型的F101發動機主燃燒室為例，主燃區當量比隨主燃燒室總油氣比變化的趨勢（ba線）如圖2所示。在設計總油氣比（far=0.03）下，主燃區當量油氣比為1.2（a點），無可見冒煙，且總油氣比降低到0.005時（熄火邊界），主燃區當量比為0.2，可確保主燃燒室具有良好的穩定燃燒性能。如果為了達到高油氣比燃燒的目標，直接將主燃燒室工作油氣比提升到far=0.047（e點），這時主燃燒區當量比達到1.88，主燃燒室出現了可見冒煙。而為了避免在高油氣比狀態下主燃燒室出現可見冒煙，可將主燃區的燃燒空氣質量分數由36.4%增大到55.9%，主燃區當量比隨總油氣比改變為dc直線。在far=0.047時（c點），主燃區的平均當量比為1.24，遠低于主燃燒室冒煙邊界所對應的平均油氣當量比，實現了大狀態無可見冒煙。但沿著cd線把主燃燒室的總油氣比降低，其熄火油氣比將遠高于原來的設計數值，約為0.0076。因此在高油氣比工作條件下，如果沿用常規燃燒組織方式，雖然可避免大工況下出現可見冒煙，但慢車貧油熄火特性則達不到設計要求；或者慢車貧油熄火特性達到了要求，但大工況下就會出現可見冒煙。二者是矛盾的，這是高油氣比主燃燒室設計的基本矛盾，也是其工程研制需要解決的關鍵技術問題。雖然有文獻提出在燃油中使用添加劑來減少高油氣比燃燒室的排氣冒煙，但效果不理想[17]，不能作為解決高油氣比主燃燒室大狀態可見冒煙的主要措施。增加頭部燃燒空氣量才是解決高油氣比主燃燒室在大工況下排氣冒煙問題最為正確的技術途徑[2]，但與此同時也將帶來主燃燒室貧油熄火和高空點火特性變差的問題。在提高主燃區空氣量的前提下，采用合適的燃燒組織方案保證主燃燒室的點、熄火特性成為高油氣比主燃燒室研發中的技術關鍵。

圖2 常規主燃燒室主燃區當量比隨總油氣比變化的趨勢

2 高油氣比主燃燒室技術的工程應用分析

從20世紀80年代以來，中國外針對高油氣比燃燒技術的工程應用開展了深入研究，尤其是美國的IHPTET計劃[18-19]，及其后續的VAATE和ATTAM（“支持經濟可承受任務能力的先進渦輪技術”）計劃[20-21]中關于高油氣比主燃燒室技術的研究和工程應用，有效地支撐了高推重比航空發動機的研制；而歐洲基于先進核心軍用發動機（ACME）/軍用發動機技術（AM?ET）計劃，以及正在實施的NEFE（“下一代歐洲戰斗機發動機”）計劃，將使軍用航空發動機的推重比提升到15~20一級，有效提升了渦輪前溫度并降低發動機的油耗和制造成本[22]。在上述軍用發動機計劃中，均針對新一代軍用飛機追求高機動、超聲速巡航和短距起飛/垂直降落等性能需求，提出了高油氣比燃燒組織方案，可有效地解決了主燃燒室大工況冒煙和小工況貧油熄火之間的矛盾。

2.1 多級旋流燃燒技術

多級旋流燃燒技術是一種準分級的燃燒組織模式，燃燒通常在1個區域發生，并未形成分級燃燒模式，設計中基于常規旋流燃燒組織方案，通過增加頭部的旋流器數量，提升頭部燃燒空氣占比，同時依靠頭部旋流和主燃孔射流的共同作用組織主燃燒室內部燃燒。目前典型的多級旋流燃燒組織模式包括雙級旋流和3級旋流組織模式，也存在更多旋流的高油氣比燃燒組織模式。

2.1.1 國外研究現狀

F119發動機采用雙級旋流結構，搭配氣動霧化噴嘴的設計方案[23]，獲得了油氣比為0.038的良好燃燒特性，基于該方案后續發展的多級旋流燃燒方案為F135發動機的研制提供了重要的技術支撐[24]。而3旋流燃燒組織模式則是更適合高油氣比主燃燒室設計的燃燒組織方案，在雙旋流燃燒組織方案的基礎上增加第3股旋流空氣，通過內部2級旋流器出口的局部富油來拓寬主燃燒室的點、熄火包線，通過外旋流器加強油氣混合組織燃燒，從而減少冒煙，有效解決了小狀態點/熄火特性變差和大狀態冒煙的技術矛盾。基于單級或雙級旋流燃燒發展到更多旋流器的燃燒組織模式，為高油氣比主燃燒室的研發探索了1條工程適用的技術途徑。

2.1.2 中國研究現狀

近年來，中國研究院所聯合高校開展了多級旋流的高油氣主燃燒室的關鍵參數對主燃燒室內部流場霧化[25-27]及其燃燒性能影響的研究[6,8]，為其工程應用奠定了技術基礎；中國航發沈陽發動機研究所針對雙級旋流和多級旋流的高油氣比燃燒組織技術開展了系統的研究[28-30]，探索了多級旋流燃燒技術的工程應用可行性[31]，并完成了多級旋流高油氣比主燃燒室方案的設計，開展了基于單頭部[32]、扇形和全環的主燃燒室的試驗驗證，研究結果表明，全環試驗件在油氣為0.030～0.037的工作范圍內取得了良好的燃燒性能，初步解決了高油氣比主燃燒室設計的關鍵技術問題，有效提升了多級旋流燃燒組織方案的工程適用性。

2.2 中心分級燃燒技術

中心分級燃燒組織技術是一種軍/民通用的徑向分級/分區燃燒組織方案，通常由中心的預燃級和環繞預燃級的主燃級構成，最為典型結構就是GE公司的TAPS主燃燒室[33-34]，如圖3所示。其中心預燃級通過燃油和空氣的摻混、匹配產生局部富油燃燒區，確保主燃燒室的點、熄火特性，并在大狀態時提供引燃主燃級的值班火焰，而主燃級在大狀態時供油，并通過氣動分區燃燒獲得良好的燃燒特性。

圖3 TAPS燃燒室和中心分級燃燒組織模式

2.2.1 國外研究現狀

RR公司在承擔F136發動機主燃燒室設計任務時，把中心分級燃燒組織模式作為高油氣比燃燒室的主要方案，并開展了整機串裝試驗。法國、俄羅斯、德國等也分別針對不同的中心分級燃燒室方案進行了研究俄羅斯中央航空發動機研究院（CIAM）則通過數值仿真針對中心分級燃燒室結構分析了旋流角等關鍵幾何參數對氣流結構的影響，并用冷態試驗數據驗證了仿真結果；德國、瑞典和法國則基于中心分級燃燒室聯合設計了一種新的燃燒組織結構（如圖4所示），解決了燃燒室的穩定性及可操縱性等問題[35]。上述研究初步驗證了中心分級燃燒技術在主燃燒室工程設計上的可行性。

圖4 德國、瑞典和法國聯合設計中心分級燃燒室

2.2.2 中國研究現狀

中國針對中心分級燃燒組織技術的研究最初均基于低污染燃燒室的研發，并取得了大量的研究成果。林宇震等[36-38]針對中心分級主燃燒室的點火性能和貧油熄火性能進行了試驗研究，重點分析了預燃級離心噴嘴流量、進口溫度及燃料類型對貧油熄火性能的影響，對中心分級燃燒技術的工程應用前景進行了評估；而針對中心分級燃燒技術在高油氣比主燃燒室設計中的應用，索建秦等提出了同心圓式主/副模分區中心分級燃燒組織方案，并通過數值仿真[11,39]和試驗顯示該方案具有良好的分區供油分區燃燒組織特性，同時基于分區直噴混合燃燒方案的單管燃燒試驗件開展了高油氣比燃燒室的貧油熄火特性[40-41]、綜合燃燒性能錄取[42]和優化設計研究，優化方案的單管試驗表明其貧油熄火油氣比為0.0057，燃燒效率達到99%，并在油氣比為0.037～0.040下獲得了良好的燃燒性能，證明高油氣比的中心分級燃燒技術具有良好的工程應用前景。

中國航發沈陽發動機研究所尚守堂等[43]針對航空發動機高油氣比主燃燒室的需求，提出中心分級主燃燒室的設計方案，進行了3維數值模擬，并與現有的常規主燃燒室數值模擬及試驗結果進行了對比分析，表明中心分級燃燒技術較常規燃燒組織模式可更好地滿足高油氣比工程設計的需求；劉殿春等[44]則研究了旋流器幾何參數改變對中心分級燃燒室冷態流場的影響，形成可支持工程設計的基本方法；自“十二五”以來，沈陽發動機研究所與高校合作開展了基于同心圓式主副模分區燃燒技術的研究，系統地開展了旋流匹配參數和油氣供給方案對頭部流場和霧化場的影響規律[45]，并完成了針對高油氣比主燃燒室的單頭部和扇形試驗，獲得了最高油氣比為0.037的燃燒特性，且相關燃燒特性已基本滿足高油氣比主燃燒室的設計需求，有效推進了中心分級燃燒技術在軍用航空發動機設計中的應用。

2.3 駐渦燃燒技術

2.3.1 國外研究現狀

駐渦主燃燒室（TVC，Trapped Vortex Combustor）最早在美國IHPTET計劃中提出，并作為高油氣比燃燒技術應用到推重比15～20一級的軍用航空發動機核心機方案中，如圖5所示。駐渦燃燒方案沒有傳統的旋流器組件，其燃燒區域包括駐渦區和主流燃燒區2部分，2區燃油采用單獨供給控制，小狀態時僅駐渦區供油，大狀態時2區同時供油，實現分區燃燒。當凹腔結構設計合理時，可以形成穩定的駐渦，當燃油空氣混臺物進入凹腔區燃燒時，可以形成穩定的點火源，有效地拓寬駐渦主燃燒室的點、熄火邊界。當主流燃燒區供油時，凹腔區產生的熱燃氣通過聯焰裝置沿主燃區頭部擴散，使主燃區的燃油、空氣混合物點燃和燃燒，實現高油氣比燃燒，并有效控制主燃燒室的總油氣比避免出現可見冒煙。

圖5 包含TVC方案的核心機

1994年，GE公司與美國空軍實驗室合作，參考典型的航空發動機主燃燒室的尺寸比例和高壓燃燒試驗設備，完成了第4代駐渦燃燒室試驗件（如圖6所示）的設計[46-48]，并驗證了駐渦燃燒技術工程應用的可行性。

圖6 第4代駐渦燃燒室實物

1998年，GE公司在萊特-帕特森空軍基地的高壓燃燒試驗設備上，依據軍用戰斗機發動機的典型工作狀態，對駐渦主燃燒室扇形試驗件的性能進行了模擬試驗，在對包括地面起動點火、貧油熄火、高空點火、燃燒效率、出口燃氣溫度分布以及結構件溫度測量等試驗項目進行評定，結果駐渦主燃燒室試驗件的性能超過了全部初始的期望值，具有應用于軍用航空發動機的巨大潛力。在IHPTET第3階段“先進渦輪發動機燃氣發生器（ATEGG）”研究計劃中，GE公司和美國海軍等機構針對駐渦主燃燒室進行聯合研制，使其從試驗室研究階段發展到實際工程應用階段。但由于ATEGG計劃終止，很多工作可能沒有開展（至少在公開資料中未見報道）。盡管如此，由于前期研究中所表現出的良好性能，GE公司、NAVY（美國海軍）和ESTCP（美國國防部的環境安全與技術認證項目辦公室）制訂了1個聯合計劃，開展駐渦主燃燒室應用于下一代戰機的工程化研究，在2007財年完成了1個全環主燃燒室的設計，并進行了燃燒試驗（如圖7所示），結果表明其燃燒性能優異。另按計劃，在2008財政年度還將完成第2個全環試驗件，并開展燃燒試驗，但至今沒有相關資料報道[49]。

圖7 駐渦主燃燒室全環試驗件及其模型

2.3.2 中國研究現狀

中國針對駐渦燃燒技術的研究起步較早，其中何小民等[14,50-51]基于駐渦主燃燒室3頭部試驗件，開展了不同頭部進氣方案，及駐渦區后體摻混空氣入口位置變化對其燃燒性能的影響研究和試驗驗證，得到了影響駐渦燃燒特性的相關規律，并在中國首先獲得了3頭部試驗件的總壓損失、燃燒效率、點火極限、貧油熄火極限和出口溫度場等綜合性能參數，深入驗證了駐渦燃燒技術在高油氣比主燃燒室工程設計上應用的可行性。中國航發沈陽發動機研究所則針對雙駐渦腔的駐渦主燃燒室進行了理論研究和模型試驗驗證，初步摸清了駐渦燃燒技術工程應用的關鍵技術，形成相關的設計方法，特別是針對高空低壓、低溫的苛刻工作條件下駐渦主燃燒室的綜合性能，進行了相應的理論分析和試驗研究；同時基于前期研究成果設計了接近工程應用的駐渦主燃燒室扇形試驗件，重點研究了駐渦燃燒模式下的燃油供給、空氣分配和油氣摻混對其燃燒性能影響的規律，在高油氣比（far=0.037）的試驗條件下，將扇形試驗件的總壓力損失控制在3%以內，燃燒效率達到99%以上，驗證了駐渦燃燒技術作為高油氣比主燃燒室設計方案，擁有巨大的工程應用潛力。

2.4 可變幾何燃燒技術

從解決高油氣比主燃燒室基本技術矛盾的需求來看，高油氣比主燃燒室設計需要在小工況下主燃區的燃燒空氣質量分數減小，在大工況下主燃區的燃燒空氣質量分數增大，而運用可變幾何主燃燒室通過改變頭部空氣流通面積將有效滿足上述需求。

2.4.1 國外研究現狀

Lohmann等[52]進行了變幾何主燃燒室研究，設計了火焰筒大孔面積可變的主燃燒室結構，如圖8所示。該方案通過調節蝶形閥門，使火焰筒在各工況下都能獲得最佳燃燒區當量比，可滿足各種工況下主燃燒室的燃燒性能和排放要求。GE公司則針對CF6-80發動機開展了可變幾何主燃燒室的研究，其主燃燒室結構如圖9所示[53-54]，其中第2旋流器的葉片可旋轉，使小工況下進入頭部的進氣量減小，而在大工況下全部旋流器打開，從而增加頭部進氣量。試驗證明，這種可變幾何主燃燒室的貧油熄火極限可以達到主燃燒室的設計要求（油氣比為0.0045），且在大工況下不會產生可見冒煙。從技術上而言，可變幾何燃燒組織技術可以有效解決高油氣比主燃燒室設計的基本矛盾。

圖8 全工況流量調節可變幾何燃燒室

圖9 CF6-80發動機可變幾何燃燒室截面

2.4.2 中國研究現狀

中國針對可變幾何主燃燒室的研究相對較少，徐國平等[55]針對一種可變幾何徑向旋流器（如圖10所示）進行了流量特性、流量系數、流阻特性和流阻系數的研究。其中幾何可變的徑向渦流器采用葉片安裝角可調來改變葉片通道面積，從而改變燃燒室的空氣流量分配，以滿足發動機不同工作狀態下對燃燒空氣的需求。

李功等[56]則針對一種徑向可變幾何旋流器（如圖11所示）的開度特性進行計算和工程設計，根據主燃燒室的不同工況對流量分配和燃燒穩定性的需求進行優化設計，從而保證主燃燒室在較寬的油氣比工作范圍內具有最佳的燃燒性能。

圖11 旋流器結構和可變幾何旋流器調節原理

雖然可變幾何主燃燒室可以解決高油氣比主燃燒室設計的基本矛盾，但也存在調節機構和控制規律復雜、火焰筒結構復雜和質量增加的缺點。因此后續該技術的工程應用仍需解決控制機構設計和可變結構簡化的相關問題，通過方案優化設計，獲得結構簡單、工程可行性高的變幾何主燃燒室方案，才可能推進變幾何燃燒技術的工程應用。

3 高油氣比燃燒技術的發展趨勢

3.1 分級/分區燃燒技術的工程應用仍是高油氣比主燃燒室發展的關鍵

高油氣比燃燒組織模式是保證主燃燒室全面滿足各油氣比狀態下燃燒性能的關鍵；目前來看分級/分區燃燒是高油氣比燃燒組織模式發展的主要趨勢，在低工況下，采用預燃級（值班級）供油燃燒；在高工況下，均采用分級供油、分區組織燃燒的策略，可有效地解決大狀態下冒煙不可見和在更寬的油氣比范圍內可靠工作的問題。通過對多種燃燒模式的工程應用情況分析可知，多級旋流和中心分級燃燒技術可在油氣比>0.037時滿足高油氣比主燃燒室工程設計的需要。而駐渦和可變幾何主燃燒室雖然可滿足高油氣比主燃燒室設計需求，但因其結構和控制的復雜性，尚未能在工程設計中得到廣泛應用，而隨著集成化制造和智能控制技術的發展，必將促進相關燃燒技術的發展和工程應用。

3.2 高油氣比主燃燒室設計將更加關注熱端部件的熱防護問題

隨著航空發動機技術的發展，壓氣機的增壓比進一步提高，主燃燒室進口溫度較常規燃燒室的大幅提升（溫升提升達到10%～18%），用于火焰筒冷卻的空氣品質降低；而用于燃燒的空氣量大幅增加，也導致火焰筒冷卻空氣量的占比大幅降低。主燃燒室內部燃燒油氣比提升導致的燃燒溫度升高與主燃燒室冷卻空氣比例和品質降低的矛盾，已成為高油氣比主燃燒室工程設計所面臨的又一技術矛盾。在高油氣比工作條件下火焰筒所承受的傳熱量進一步增加，燃油噴嘴所承受的熱輻射和對流換熱也大幅提高，火焰筒的耐久性問題，以及燃油噴嘴的結焦和積炭情況將比常規燃燒室的更加突出。因此，高油氣比主燃燒室的工程設計將更加關注火焰筒和噴嘴的熱防護問題，如層板、浮壁結構等先進火焰筒冷卻結構在設計中應用，以及針對燃油噴嘴和頭部的熱防護開展專項結構設計，已成為高油氣比主燃燒室部件設計的發展趨勢。

3.3 實現低摻混條件下的出口溫度場調試是高油氣比主燃燒室性能優化的關鍵

高油氣比主燃燒室出口溫度大幅提高，為了保證渦輪的耐久性，對主燃燒室設計提出了更高要求，希望其出口溫度場OTDF不大于0.3，甚至更低。但是主燃區燃燒空氣量的增加導致主燃和摻混空氣量大幅減少，部分方案甚至取消了主燃孔的射流空氣，致使回流區的控制和燃燒室出口溫度場的調試更加困難。因此在高油氣比主燃燒室設計中，合理設計空氣的分配，采用低摻混空氣量實現主燃燒室出口溫度場的調節，已成為高油氣比燃燒室設計優化的關鍵。通過開展低摻混條件下主燃燒室出口溫度場的調試技術研究，以及采用頭部分區多點供油和出口溫度場主動控制技術提升主燃燒室出口溫度分布的均勻性，已成為高油氣比燃燒室的工程設計所關注的又一技術發展趨勢。

3.4 高油氣比主燃燒室設計中新型耐高溫材料的應用比例將進一步提高

隨著高油氣比主燃燒室燃燒溫度的提高，以及高推重比發動機對部件減重的要求，輕質高耐溫材料的發展及其在主燃燒室上的工程應用，已成為高油氣比主燃燒室工程研制關注的關鍵技術。以火焰筒部件的材料為例，通常采用GH3536和GH5188合金，而性能較好的GH5188合金的長期許用溫度為900～1000℃。當主燃燒室油氣比提高到far>0.040后，火焰筒即使采用復合冷卻技術也將難以滿足高溫合金的耐溫限制，而采用如碳化硅纖維增強的碳化硅基復合材料將有效提升燃燒室的耐溫能力（長期許用溫度為1350℃），且密度僅為高溫合金的30%，可有效解決火焰筒的耐溫問題，并實現減質。針對高油氣比主燃燒室設計的需求，開展輕質耐高溫復合材料火焰筒結構設計和工程制造方法研究，以及輕質的鈦鋁基合金主燃燒室承力零部件的設計方法和工程應用研究，提高新型材料在主燃燒室設計中的應用比例，將有效推進高油氣比主燃燒室工程設計技術的發展。

3.5 高油氣比主燃燒室的工程設計需要發展與之適應的設計和試驗方法

目前常規主燃燒室的設計方法已無法適應高油氣比主燃燒室的工程設計要求，同時隨著主燃燒室燃燒溫度的提高，對燃燒試驗和測試技術也提出了新的要求。針對高油氣比主燃燒室特點，發展針對高油氣比主燃燒室設計和3維2相數值分析技術，構建流場和綜合性能評估方法，形成高油氣比主燃燒室設計/仿真體系，指導高油氣比燃燒室的工程設計；發展主燃燒室高溫測量技術，并將光學測試方法推廣應用到火焰筒內部流場和油霧濃度場的測試中，提高適用高油氣比主燃燒室綜合性能試驗能力，才能為高油氣比燃燒室的設計、評估和優化提供有效的試驗和測試手段。發展與高油氣比主燃燒室的工程研制相適應的設計和試驗方法，已成為高油氣比主燃燒室技術發展的必然趨勢。

4 總結

美國和歐洲通過實施高性能航空發動機計劃，開展了高油氣比主燃燒室設計和工程應用研究，依靠數值模擬、元件試驗、整機試驗等研究手段逐步實現高油氣比燃燒室設計技術在軍用航空發動機工程設計上的應用；尤其是在GE、PW等航空發動機公司以及各國空軍和政府的聯合計劃下，逐步開展了高油氣比主燃燒室應用于下一代戰機的工程化研究，預計美國的下一代高油氣比主燃燒室設計技術的技術成熟度將達到甚至超過TRL6一級。雖然中國在高油氣比主燃燒室的工程設計和應用研究方面已取得了一定進展，實現了在整機層面上的集成驗證，但是與國外高油氣比燃燒技術的高度工程應用相比仍有較大差距。中國仍需針對高油氣比主燃燒室設計的要求，加強高油氣比燃燒組織模式、燃燒部件熱防護、新型耐溫材料工程應用技術和燃燒室設計/試驗方法的研究，才能實現在高油氣比主燃燒室上的技術突破，有效地支撐高油氣比主燃燒室的工程設計。