燃烧室流动壅塞导致的不启动现象是以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器安全飞行的重大威胁之一,目前国内外关于流动壅塞问题的科学研究主要集中在燃烧室内高背压驱动下的不启动现象及相应的预测和控制技术方面,而极少关注流动壅塞触发之前燃烧室内压力的建立和发展问题。一直以来,燃烧释热导致的热壅塞被认为是超声速燃烧室内发生壅塞的主要原因,Rayleigh流模型成为预测冲压发动机燃烧室极限当量比的主要模型之一。但是,近年来针对Hy Shot II等一系列飞行和地面实验研究逐渐发现,基于Rayleigh流给出的理论极限当量比要远高于实验观察值,燃烧释热在远低于理论预期的情况下即形成了足够高的燃烧室背压,并进一步导致发动机达到不启动边界。事实上,在实际超燃燃烧室中,众多的物理因素如燃料喷注加质、壁面摩擦、燃烧释热、流动通道面积节流以及激波等不可逆熵增等都会引起燃烧室内压力的增长,因此,燃烧过程形成的背压不仅仅来源于燃烧释热这一单一因素,涉及复杂的流体动力过程,燃烧室内压力建立和发展机制尚有待深入的研究。考虑到燃烧释热因素的研究已经广泛开展,本文主要基于冷态流动视角,结合风洞试验观察和理论分析等手段,研究并获得不同来流马赫数条件下,燃料喷注加质、壁面摩擦、流动通道面积节流等物理因素及其耦合效应对燃烧室内压力建立和发展的影响规律。主要研究内容和结论包括:首先,本文针对燃料喷注加质、壁面摩擦等单一物理因素诱导的燃烧室内压力建立和发展过程及规律进行了研究。结果发现:燃料工质喷注压力、摩擦系数等单一变量,均能在燃烧室下游建立足够高的背压进而触发不启动激波;燃料工质的喷注会在喷注区域的局部形成气动压缩激波,并显著提高附近气流及入射壁面区域的压力,但是对燃烧室沿程总的增压过程影响较小;壁面摩擦主要通过燃烧室内壁面附面层的增长影响气流的有效流通面积和损耗气体动能,进而对燃烧室内气流的增压过程产生重要影响;不同因素均会单独引起燃烧室内压力变化,导致燃烧室的壅塞。基于此,本文提出了了超燃燃烧室内多种物理因素均会诱导建压。其次,本文针对多种物理因素耦合下的燃烧室内压力建立和发展过程及规律进行了研究。结果发现,燃烧室入口马赫数对燃烧室内压力建立和发展过程影响显著,高马赫数来流条件下表现出强耦合效应,表现为:燃烧室入口马赫数较低时,燃烧室内增压的主要来源是燃烧反应的释热,壁面摩擦效应对建压有一定程度的影响,而燃料工质的喷注影响基本可以忽略,壁面摩擦与燃料喷注所带来的压力升高差距在一定距离内相差3倍到5倍;随着燃烧室入口马赫数的增大,来流空气的可压缩性逐步增强,壁面摩擦在使得附面层增长从而显著影响气流有效流通面积的同时,还将诱导出复杂的压缩激波（串）结构,使得壁面摩擦诱导的燃烧室压力升高显著增大,达到喷注所造成的压力升高的10倍左右。逐渐成为燃烧室内增压的主要来源之一。最后,本文基于上述基本现象和规律的研究,分析并提炼不同物理因素诱导燃烧室内压力建立和发展的主要路径,并通过燃烧室壁面扩张设计进行了试验验证。结果表明,燃料喷注质量添加及其诱导的局部气动压缩、壁面摩擦效应等多种物理因素及其耦合效应诱导的燃烧室内增压可以通过燃烧室的壁面微扩张设计进行量化和调节,3°的倾角就可以使得原本发生壅塞的燃烧室压力呈下降趋势。基于上述研究,本文初步获得了超燃冲压发动机燃烧室内多种物理因素及其耦合效应所诱导的燃烧室建压过程及其影响规律。创新性在于:通过理论分析和试验验证,揭示了超声速燃烧室建压的多物理耦合现象,并确立了不同来流马赫数下的主要增压机制。本文研究工作对进一步深入的研究和揭示超声速燃烧室内复杂燃烧流动耦合主导的压力形成和演化机制,发展并提出适用于近真实条件下的临界状态预测模型具有重要意义。