冲压发动机是超音速导弹的最佳动力装置,在超音速飞行范围内具有比火箭发动机、涡轮喷气发动机更优越的性能,具有广泛的军事和商业应用背景,是目前各航空航天大国的研究重点之一。亚燃冲压发动机燃烧室作为发动机的关键部件,对整个发动机系统性能的发挥具有举足轻重的作用,而火焰稳定一直是燃烧室设计和试验中的关键问题。本文抓住当前研究的热点,以仿真和试验为主要手段,对采用突扩、凹腔、V形槽三种火焰稳定方式的亚燃冲压发动机燃烧室进行了深入研究。建立了用于亚燃冲压发动机仿真的数学模型,对采用上述三种火焰稳定方式的冲压发动机进行一体化数值仿真,分析了它们的冷流和燃烧流场结构、沿流向的总压变化趋势以及燃烧效率的高低。仿真结果表明,突扩、单V形槽和凹腔燃烧室燃烧流场结构存在相似性。在一体化仿真的基础上,针对凹腔和双V形槽燃烧室,开展了详细的结构参数仿真研究。研究表明:对凹腔火焰稳定器:凹腔长度和后壁倾角A的变化对燃烧效率和总压损失的影响呈现出相反的变化趋势。凹腔长度的增大有利于提高整体性能,但存在一个最佳的凹腔长度。后壁倾角A=45°时的构型具有较高的综合性能。增大前后壁的高差H和增大凹腔长深比L/D可以增加燃烧效率,而且总压损失上升的幅度也小一些。对双V形槽火焰稳定器,发现喷雾的位置以及两个V形槽的相对位置R1、R2都存在着一个最优值。进行了亚燃冲压发动机高空台直连式试验。对不同燃油喷注方式、不同喷注压降、不同火焰稳定器构型下的点火和火焰稳定性能进行了研究。通过试验实现了低压下的点火并稳定燃烧。