随着航空领域的发展,各国对航空发动机的性能提出更高的要求。其中,降低航空发动机燃烧室的氮氧化物排量成为发动机设计过程中的重要考量因素。在众多新型低污染燃烧室技术中,贫油直接喷射燃烧室技术具有良好的发展前景。本文在典型3×3多点直射燃烧室模型的基础上,对燃烧室头部的结构进行优化,包括回缩中心旋流器、回缩中间列旋流器、以及改变旋流器尺寸。通过数值模拟方法,采用Realizable k-?湍流模型、非预混PDF和EDC两种燃烧模型,分别计算并分析冷态工况和燃烧状态下的燃烧室内的流场特征,比较燃烧室出口温度分布情况和氮氧化物排放量,同时,对贫油熄火边界进行预测。冷态情况下,典型3×3多点直射燃烧室下游回流区长度为30~40mm,而中心旋流器回缩设计和中间列旋流器回缩设计的下游回流区长度为20~30mm,结果表明这两种改进的结构都能够有效的减小下游回流区面积,缩短回流区长度。而改变旋流器尺寸的设计方案,中心旋流器下游回流区长度超过50mm,且回流区范围明显扩大。本文通过数值模拟法和半经验公式法两种方法进行贫油熄火边界预测。预测结果表明,两种方法的预测结果相差范围在10%以内,有较好的一致性。分析结果,典型结构、中心回缩结构、中间列回缩结构和改变旋流器尺寸结构的贫油熄火油气比分别为0.0052、0.0048、0.0045和0.0039,说明三种改进模型均能够拓宽贫油熄火边界,其中,中间列回缩设计和改变尺寸设计的效果更好。对比恰当燃烧工况下的燃烧室出口温度分布,发现各组模型的出口径向温度分布均符合涡轮叶片设计的温度分布需求,其中,中间列回缩设计方案的出口温度分布更加均匀,不存在高温集中区域。通过对氮氧化物排放量的对比,发现在恰当燃烧状态附近时,氮氧化物生成量达到峰值,并向贫油和富油工况下逐渐降低。在燃烧室正常工作的工况范围内,三种改进模型均能够降低氮氧化物排放量,且中心回缩和中间列回缩这两组设计方案的效果更加明显。