高超音速飞行器是二十一世纪世界航空航天领域发展的重点,是继隐身技术之后军事领域内最重要的进展。高超音速飞行器的动力装置——超音速燃烧冲压发动机的研究已成为当前各军事强国研究的热点。而飞行试验因其费用昂贵只能做最后的验证手段.随着计算机技术的发展和数值计算方法的进步,计算流体力学CFD在发动机的燃烧化学非平衡流场的数值计算研究方面得到了广泛的应用,并逐渐成为发动机设计和流动分析的一种经济、有效的手段。数值计算可以在相对较短的时间内完成气动参数的分析研究,提供流场的详细特征,弥补风洞试验及测量的局限性,为不断改进发动机的构型设计提供依据。首先,建立了流场数值模拟仿真的平台。详细地介绍了燃烧室的数值模拟方法,采用有限速率化学动力模型、k ?ε湍流模型,数值模拟了超音速燃烧室流场和燃烧性能。利用该方法对三种典型燃烧室进行了数值模拟,进行了数值精确性分析,并与试验数据进行了对比验证,通过与实验数据进行对比,证明数值计算中所采用的模型和计算结果是正确的。对燃烧室进行了数值模拟,分析了来流马赫数变化对燃烧室内部流场结构的影响,为后续开展对象特性及燃烧模式分类打下基础。其次,对不同来流条件,各种喷油方式的飞行条件下的燃烧室进行了大量的数值模拟,用一维方法处理计算数据,通过壁面静压数据得出流场各种参数和性能:总压损失系数以及燃烧效率。对于超燃冲压发动机来说,模态转换至关重要。油气当量比由少增多时,随着油气当量比的增加,燃烧由超燃冲压转换到亚燃冲压模态。结构中的火焰稳燃器实现了稳定火焰的作用。然后,双模态冲压发动机满足飞行器由超声速到高超声速的宽广速度范围要求。通过热力调节来实现燃烧室多模态燃烧以适应超燃冲压发动机在宽马赫数下飞行,因此判定模态的类别显得尤为重要。本文通过对燃烧室改变不同来流条件以及喷油条件进行了二维稳态数值模拟,分析了燃烧室内流场的参数特性,并根据壁面压力分布分析了燃烧室多种燃烧模态。利用支持向量机方法对燃烧室多种不同模态进行特征选择及模式分类,得到了不同模态之间的分类准则。对分类准则的内在物理机制进行了分析,并利用其他工况数据对分类准则进行了验证,验证结果表明了分类准则的正确性。最后,学习了突变理论的基本原理以及突变模型的基本特征,同时也分析了基于“奇点”集合的突变建模理论。根据在不同来流条件下,不同的多路燃油当量比组合(通过正交或均匀试验设计)下的数值模拟结果,对大量的算例进行分析,发掘流场内的突变特性,基于突变理论对燃烧模态转化存在的突变特性进行机理分析。