高超声速推进技术是空天领域的国际研究热点。其中，宽马赫数工作范围的双模态冲压发动机及其燃烧室被认为是重要研究对象。在飞行器实现马赫数(Ma0)从3到7的加速过程中，发动机受到气体离解、工质温度、燃烧组织等限制，需要对燃烧室的热力循环过程进行调节，由此产生了不同的燃烧模态。美国于2013年进行的X-51飞行试验即发现飞行器在加速过程中，出现了发动机的性能控制问题，对完成更宽工作范围的飞行提出了新的挑战。因而国内外公认燃烧模态研究具有非常重要的意义。由于燃烧室工作的复杂性，并且缺乏双模态燃烧室完善的燃烧机理以及燃烧过程的相应诊断技术，目前对燃烧模态的分类和定量的判断方法仍然存在争议，对模态工作状态的特征也未能形成清晰的理解。　　本研究主要内容包括：⑴扩张角和凹腔结构配合对双模态燃烧室的性能影响。结合纹影观测，传统的压力测量可研究两种因素对燃烧热壅塞程度的影响。而先进的吸收光谱诊断技术对于燃烧室性能的判断具有重要意义，高频的TDLAS系统可扫描燃烧室出口截面的温度和水蒸气组分分布。利用其对乙烯的燃烧效率进行计算，分析燃烧室构型对性能与热壅塞状态的影响，作为开展燃烧室模态转换的研究的基础。⑵考虑释热的准一维分析模型。由于模态转换过程中在全燃烧室尺度下流动参数的变化过程非常复杂，准一维分析模型能够全面的考虑模态转换过程中释热分布对气流状态的影响。CH基化学发光作为标记释热相对量的有效方法，结合TDLAS的燃烧效率测量，对比了当量比为0.22和0.38的释热分布特征。并被应用于准一维分析模型中，同传统模型的结果进行了对比验证，清晰判断不同喷油条件下的模态转变。⑶不同释热分布条件下的燃烧模态工作特性。通过三个喷油位置的变化，配合当量比的窄范围调整，形成了不同的释热分布特征。详细研究了释热的集中程度对形成热力喉道的影响，火焰形态对点火状态的影响以及壁面射流对气流阻塞的非线性特征。定量研究了加热比增大过程中的隔离段特性（压比、出口马赫数、芯流收缩比）和燃烧室推力的突变过程，发现了隔离段的激波运动和热力喉道都是导致参数突变的诱因，但推力取决于其耦合作用的影响。评价了模态转换过程中炯效率的变化，燃烧室热力系统的炯效率由91.7％增加到94.9％。通过燃料动态切换实现了模态转换过程，发现了亚/超燃相互转换存在着不同压力传播规律和特征时间，分别为37.5和182.5ms。⑷双模态燃烧室流动与燃烧的数值模拟。采用SSTk-ω湍流模型和有限反应速率/涡耗散模型模拟了入口马赫数2.5、总温1600K的双模态燃烧室当量比线性增加的非定常过程，研究在动态的转换过程中流场演化的物理机制。燃烧室发现了推力的突变，发生在压力传播至喷孔和凹腔附近导致火焰形态变化的时刻。燃烧室的火焰在整个非定常过程中经历了“凹腔下游-凹腔-射流”的位置变化，主要受混合效率的影响。研究了模态转换过程中的热力喉道形成机制，经过释热和声速线分布的分析，亚声速区覆盖整个截面的位置处于化学反应释热的峰值。分析了两种模态下的压力传播对流动的影响规律:在超燃模态下压力波从亚声速边界层向上游传递，在亚燃模态下形成热力喉道压力可通过主流传播。