超燃冲压发动机燃烧室是吸气式推进系统的核心部件，能够决定高超声速飞行器的总体性能。本文针对单边扩张型燃烧室工作过程中涉及的关键问题，运用高精度大涡模拟并结合先进燃烧诊断技术重点研究了超声速气流中壁面燃料射流的混合、点火和火焰稳定机制。
　　详细介绍了曲线坐标系下针对可压缩反应流的守恒型大涡模拟控制方程，以及时间、空间导数项和反应源项的求解方法。对于超声速流动问题，采用六阶精度中心—迎风型WENO格式捕捉流场中的激波间断，并运用傅立叶分析法和无黏测试算例证明了该格式的高精度、低耗散特性。最后，基于德国宇航中心的支板燃烧算例定量验证了反应求解器的可靠性。
　　针对马赫1.6超声速气流中的横向射流喷注实验开展大涡模拟研究，首先进行了网格无关性分析，并通过与定量实验数据对比验证了数值结果的可靠性。研究了壁面扩张效应对横向射流喷注流场的影响，发现扩张导致的来流内能向动能转化是改变其混合特性的重要因素。与平板射流喷注相比，扩张壁面喷注的射流穿透深度降低，燃料与空气的混合效率减小，同时总压损失也更多。比较了不同分子质量射流喷注流场中的激波和回流等细节，结果表明尽管射流穿透深度和混合机理差别不大，但是空气射流喷注工况中背风一侧的回流区尺度明显偏大。
　　采用数值方法明晰了高焓超声速气流中的抬举氢气射流火焰特性及其稳燃机制。研究表明同轴射流火焰的抬举高度依赖于氢气的点火延迟时间，火焰诱导区内化学反应速率远大于扩散率，自点火过程主导的火焰基是实现稳定燃烧的内在机制，并且下游火焰区具有明显的扩散特性。针对模拟马赫8飞行条件下的横向射流燃烧工况，大涡模拟结果很好地再现了实验观测到的两种燃烧模式，即近壁燃烧和射流迎风剪切层燃烧。同时还发现虽然自点火主导的反应过程十分剧烈，但是总的释热量并不多，因此当地流场温度并未显著升高。
　　在深入理解凹腔燃烧室混合特性的基础上，运用高精度大涡模拟研究了单边扩张型燃烧室中的乙烯射流点火问题，揭示了从点火到火焰稳定这一非稳态燃烧过程的建立机制。受凹腔回流控制，初始火核在点火后先向上游移动。随着火焰基逐渐在凹腔前缘建立，与之邻近的可燃气体不断被点燃，最终预混性质的火焰传播到整个凹腔。凹腔稳定的乙烯射流火焰具有明显的部分预混特性，下游化学反应强度相对较弱。与点火前相比，反应放热引起当地温度升高，射流尾迹被推到更深的流场区域。
　　基于先进的燃烧诊断技术观测了单边扩张燃烧室中的氢气射流火焰分布，发现燃料喷注位置离凹腔越远，凹腔的火焰稳定能力越弱；随着当量比增加，火焰沿凹腔剪切层向前传播，化学反应区不断扩大。进而针对全局当量比0.124的实验工况，揭示了侧壁效应下凹腔稳定的射流火焰特性。结果表明扩散火焰主导了凹腔及其下游反应区，湍流脉动能促进燃料与空气的掺混，但是如果标量耗散率过大也会导致流场温度降低。最后分析了三孔并联喷注方案中射流尾迹之间的相互干扰机制，并总结了并联喷注策略相比单孔喷注的性能优势。尽管射流穿透深度有所降低，但并联方案的燃烧效率更高，而且不会带来过多的总压损失。