在高超声速飞行中,超声速气流在燃烧室的驻留时间只有毫秒量级.为了使燃料混合增强以及火焰稳定,通常会采用凹腔及支板等方式.支板喷射燃料产生的旋涡、凹腔和剪切层的相互作用以及激波对火焰的作用,都会使燃烧室内产生振荡,从而影响燃烧释热.而燃烧释热会使燃烧室内的压力抬升,当压力超过一定阈值时,会造成边界层的分离,过高的逆压梯度导致预燃激波串(PCST)前传.当燃烧室内燃烧不充分时,燃烧释热不足导致背压降低,致使PCST 迅速后退.因此在燃烧室和隔离段都存在高频振荡.对燃烧室和隔离段的高频振荡特性,目前的研究多基于通过测量隔离段和燃烧室的动态压力来检测进气道不启动、确定激波串的位置以及超燃冲压发动机的模态转换.S.Srikant 等人基于隔离段的高频压力测量技术,比较了三种探测反压过高造成进气道不启动的方法.Matthew L.Fotia 等人采用压力测量和高速激光干涉法研究了模态转换和火焰与激波串的相互作用,发现激波串和火焰面振荡频率一致,但是相位不同.目前对超燃冲压发动机燃烧室和隔离段的高频振荡特性的实验研究还比较少,燃烧室振荡对隔离段动态特性的影响机理尚不清楚.本文在中国科学院力学研究所直连式超声速燃烧实验台上,选取燃烧室入口马赫数为3.0,对应于飞行马赫数约为6 的飞行状态进行试验,对燃烧室与隔离段的高频振荡特性进行了研究.通过在隔离段和燃烧室安装高频动态压力传感器,获得了的隔离段和燃烧室高频振荡压力信号,并对其进行频谱分析,得到隔离段和燃烧室振荡的功率谱密度.在燃烧室凹腔的位置处进行高速纹影拍摄,并结合CH*发光技术,得到燃烧释热与激波串相互作用的动态过程.通过对以上数据的分析,研究燃烧释热和燃烧不稳定性对激波串的影响,并得到可用来检测进气道不启动的主频.