高超声速飞行器技术因其极高的军事应用价值正成为航空航天领域的发展重点。对于高超声速飞行器技术,推进技术是其关键所在。研究超燃冲压发动机内燃料混合/燃烧效率的影响因素以及平稳高效的模态转换过程,具有非常重要的意义。首先,论文介绍了需要对超燃冲压发动机内燃料混合燃烧效率进行研究的原因以及现有的主要方式,针对壁面喷注、支板以及凹腔等方式进行了详细介绍;并对超燃冲压发动机内模态分类技术、模态转换现象、模态转换的迟滞现象进行了详细介绍。其次,论文从所需要用到的数值计算理论出发,简要介绍了所采用的流动与燃烧控制方程、工程湍流模型以及相关化学反应模型,并给出了相关参数的定义和适用值,为后续的计算分析奠定了基础。第二章还将计算结果与公开文献中的试验数据进行了对比,并比较了RNG k-?和SST k-?两种湍流模型,结果表明对于本算例,采用RNG k-?模型可以得到更精确的结果;与试验结果的对比表明论文所采用的湍流模型和边界条件设置可以准确描述流场的结构特征,也可以较准确地得到流场中的参数,如压强、温度等。通过数值仿真方法研究了支板-凹腔的组合参数(包括凹腔长深比、凹腔后缘角和凹腔与支板相对距离)以及壁面喷注压强对流场结构和性能的影响。通过对比流场结构(马赫数云图结合密度等值线图)、流场中不同成分的质量分布以及混合效率、燃烧效率、一维平均马赫数、沿程总压恢复系数等,得出了壁面喷注压强对燃烧室整体性能的影响规律,还得到了适宜进行模态转换的来流参数。通过数值仿真方法研究了模态转换中的迟滞现象。通过改变燃料的喷注压比,先在单支板发动机燃烧室内模拟了发动机的模态转换过程,通过观察壁面压强、沿程马赫数以及流场结构的变化,观察到了模态转换中的迟滞效应;然后在支板-凹腔组合的发动机燃烧室内完成了发动机模态转换的过程研究,通过与单支板发动机模态转换过程的比较,获取到凹腔对模态转换的影响;最后改变了喷注压强变化的速度,研究了变化速度对模态转换过程的影响。最后,通过对三维超燃冲压发动机模型进行数值仿真,比较详细地分析了模态转换过程。分析分为超燃-亚燃转换和亚燃-超燃转换两个过程,分别对转换过程中壁面压强和沿程马赫数的变化节点,流场马赫数以及温度分布云图进行了分析,对模态转换的内在机理做出详细的阐述。总体来说,论文先分析了支板-凹腔组合或单支板喷注时燃烧室性能变化规律,然后根据这一结果进行了模态转换过程中的影响因素分析,最后对模态转换过程中存在的内在机理进行了详细分析。