涡轮基组合循环发动机(Turbine-based combined cycle,简称TBCC)作为一种吸气式发动机,以其宽广的飞行包线、可重复使用和能够实现常规起落等性能优势受到国内外广泛关注,被认为是现阶段最有希望的高超声速飞行器动力装置。为了满足宽广工作范围内TBCC推进性能的要求,需要解决针对TBCC涡扇和冲压两个模态共用的超级燃烧室燃烧组织技术,了解超级燃烧室的性能。本文采用试验和数值模拟相结合的方法,开展TBCC超级燃烧室燃烧组织技术和性能研究.主要研究成果包括:1、针对超级燃烧室不同工作模态下的流动特征,以实现低阻高效燃烧组织为目标,基于内涵支持外涵的混合燃烧思想,确定了超级燃烧室设计方案。独立搭建了超级燃烧室性能试验平台,为超级燃烧室部件和整体性能的试验研究提供基础。2、系统开展了兼顾双模态大速比来流条件下的掺混技术研究,设计了基于导流舌片和带波峰前置导流结构的方形波瓣混合器的强化掺混结构,开展了方形波瓣混合器结构和导流片形式对超级燃烧室掺混特性的影响研究。研究结果表明,采用固定流道中的离散状导流舌片和带波峰前置导流方形波瓣混合器相结合的强化掺混方案,在利用流向涡强化内外涵气流间传热传质的同时,能够抑制波瓣混合器内部和中心锥附件的流动分离,在速度比VR=0.4~6的条件下都有良好的掺混性能。3、开展了在T=450K~650K、Ma=0.1~0.4来流条件下拓宽超级燃烧室贫油点熄火边界的技术研究。在薄膜蒸发式稳定器和蒸发管式稳定器贫油点熄火极限研究基础上,提出了一种月牙形蒸发管稳定器。研究结果表明,月牙形蒸发管稳定器能在蒸发管长度方向上形成尺度稳定的低速回流区,且该回流区结构不受来流Ma数影响,其点熄火性能明显优于传统蒸发式稳定器,尤其在T=450K、Ma=0.4的工况下,贫油点火当量比和贫油熄火当量比分别是圆形蒸发管的31%和47%。4、开展了在整个飞行包线内油气分布变化对燃烧性能的影响研究,确定了与超级燃烧室大范围变化流场相匹配的喷油方案。研究结果表明,喷嘴在轴向和周向交错排布,形成连续的“帘”状油气分布,能够改善燃油分布状况,形成高质量的混气,有利于燃烧性能的提高。为了在涡扇和冲压的不同工作模态下获得最佳燃烧性能,主油路的喷油杆轴向位置应进行调节,以匹配不同工作模态下的流场结构。5、在以上关键技术研究的基础上,确定了由基于方形波瓣混合器的混合室、月牙形蒸发管式环形值班槽+径向V型槽组成的火焰稳定器以及能够满足整个飞行包线要求的供油方案所组成的超级燃烧室方案.研究结果表明,所提出的方案实现了典型工作模态下的低阻高效燃烧的研究目标,具有燃烧室流场分布合理、出口温度分布合理和燃烧效率高的特点。本文的研究成果为串联式涡扇/冲压组合发动机的超级燃烧室设计提供技术支持。