在高超声速飞行器控制系统初期设计过程中,为了缩短设计周期和减少研发成本,需要建立精度高、实时性好的面向控制的超燃冲压发动机模型。超燃冲压发动机的高超声速工作环境决定了其内部流场的复杂性,为了满足模型精度要求,需要在建模过程中充分考虑内部流场,而实时性的要求则需要降低模型的计算复杂性来提高计算速度。考虑到超燃冲压发动机模型精度与实时性之间的矛盾关系,本文从热力循环的角度分析了内部流场对超燃冲压发动机推力性能的主要影响因素,并以基于部件级特性建立的超燃冲压发动机数字仿真模型为基础,开展了考虑内部流场主要影响因素的超燃冲压发动机建模技术研究,其具体研究内容如下:首先,以推力为超燃冲压发动机的表征参数,通过对超燃冲压发动机实际热力循环分析得出,在相同加热比下,其推力性能与总压恢复系数呈一一对应关系,并以此得出压缩过程中的激波反射、激波与附面层相互作用等空气动力学问题以及加热过程中的加热规律是推力性能的主要影响因素。基于T-S图研究了不同加热规律特性以及组合加热规律特性,并给出了在组合加热规律下的多级燃烧室型面。其次,针对压缩过程中的空气动力学问题,给出了基于高超声速空气动力学原理的等效计算方法;提出了考虑其内部流场主要影响因素的超燃冲压发动机建模方法,其中,提出了基于上述等效计算方法的进气道、隔离段以及多级燃烧室建模方法,而且在隔离段建模过程中考虑了燃烧室背压对其工作状态的影响。最后,针对进气道、隔离段模型进行了仿真验证,结果表明能够模拟其主要流场特性;提出了一种基于混合罚函数法的超燃冲压发动机型面优化设计方法,其型面优化结果优于基于遗传算法的型面优化结果,同时验证了超燃冲压发动机模型的实时性,单个状态点的发动机模型平均计算时间为0.25s;采用SQP算法基于节流率分配比进行了推力性能分析,重点分析了在等动压线上最佳节流率分配比需要满足的条件。