超燃冲压发动机是近现代航空领域中的重要推进装置,燃烧室内部流动特性、燃烧特性等基础性研究备受关注。随着高超声技术的发展,速度和稳定性的兼容性成为超燃冲压发动机亟待解决的技术难题。并且高超声速中伴随着激波/膨胀波的干扰引发的一些列如流动分离、气动热效应、流动内阻力等问题,大大降低了发动机的性能。因此对超燃冲压发动机流动特性、混合特性和燃烧特性进行深入的研究显得尤为重要。本文选取日本航天局和法国航空航天研究院共同开展的CNR11-R36支板喷射超燃冲压发动机为研究对象,基于Fluent~?商业软件对其流动特性和燃烧特性进行数值计算和分析。并基于相似原理搭建明渠流动实验台,对无燃料喷射的冷态流动模拟结果进行验证,提高数值模化结果可靠性以及可信度。在此基础分析了不同入口边界条件对激波/边界层和激波/混合层干扰过程及流动规律,随着入口气流马赫数、总温的增加,激波角减小,逆压梯度逐渐减小,流动分离现象逐渐消失;对于混合层来说,入口马赫数的增加强化了激波,同时反射激波强度也随之提高,反射激波/混合层相互作用增加了局部湍流提强化流体间的质量、动量和能量交换。最后通过改变边界条件及当量比分析了超声速燃烧特性,结果表明,支板尾缘能够形成低速回流区增强火焰稳定性,同时随着当量比的增加,局部混合气体中氧气含量降低导致燃料的燃烧效率下降,采用多步简化反应机理模拟超声速燃烧时,小分子基元反应不可忽视,虽然初始时释放热量较低,温度场分布与实验火焰分布存在一定误差,但总变化趋势一致。