超燃冲压发动机具有高速、高比冲以及宽马赫数工作范围等特点,是当今世界各国航空航天领域的研究热点。近十几年以来,国内外各国在超燃冲压发动机领域投入大量人力以及资金,使得其理论研究、实验研究以及数值模拟方面都发展得十分迅速。　　 燃烧室是超燃冲压发动机的重要部件,直接关系到发动机的总体性能。如何在固定几何燃烧室内通过合理组织燃烧和燃料喷注方案实现双模态转换,是实现宽马赫数条件下的高燃烧室性能的关键技术。　　 以往国内外的研究人员对不同结构的燃烧室进行了大量研究,其中主要包括渐扩构型以及突扩构型。　　 本文首先根据发动机壁面压力建立了一维快速分析数学模型,对现有的典型双模态燃烧室转换方案进行了分析和总结,讨论了当量比、来流参数、喷注方案对模态转换的影响,并提出了改进的渐扩构型以及突扩构型。然后,对两种构型在宽马赫数范围内(Ma=4.0～7.0),多种喷注方案条件下的燃烧室流场和性能进行了二维数值模拟,分析并比较了两种构型在不同飞行马赫数条件下较好的燃烧组织方案,提出了不同构型的模态转换方案,为双模态燃烧室构型的设计以及模态方案设计提供了参考。研究表明,本文采用的数值模拟方法可以很好地模拟超燃冲压发动机燃烧室流场。渐扩构型适合于马赫数为4.5～7.0的飞行,并且在高马赫数范围内有良好的燃烧室性能;相比之下,突扩构型更适合低马赫数的飞行,其最低飞行马赫数可扩展到4.0,但其在高马赫数条件下的燃烧室性能不如渐扩构型。两种构型在飞行马赫数为4.0～4.5的条件下处于亚燃模态,在飞行马赫数为7.0的条件下处于超燃模态,模态转换在飞行马赫数为6.0上时进行,飞行马赫数在6.0以下时的亚燃燃烧状态依然具有良好的性能。