高超声速吸气式推进系统的发展将推进未来高速空天飞行的实现。超燃冲压发动机主体部分没有活动零部件，造型结构在高超声速运动条件下稳定性好，又属于吸气式发动机，不需要自带氧化器，贮存与运输方便，于需要时能够快速使用，近年来以其较高的性能逐渐受到各国的广泛关注，并成为高超声速一个新的发展方向。作为超燃冲压发动机关键部件的燃烧室对发动机的总体性能具有关键性的影响。在高超声速飞行条件下，来流必须以超声速进入燃烧室以避免过度受热以及空气分离。通常飞行条件下空气在燃烧室内的驻留时间接近于1毫秒。燃料必须在极小的时间尺度下进行喷注、掺混、完全燃烧。凹腔近来被广泛认为是火焰稳定器的合适选择，近年来对于凹腔的流动也渐渐受到研究人员的关注。本文利用雷诺N-S平均方程，SSTk-ω湍流模型等数值模拟方法对进口马赫数为3.0的轴对称凹腔进行了冷态定常和非定常数值模拟，对轴对称凹腔流动特性进行了计算分析研究，主要包括以下两个部分:　　 第一，基于文献中的超声速来流经过突扩台阶后的流动特性实验数据，采用试验模型进行数值模拟，结果与实验数据进行比较，验证计算程序的正确性。在此基础上参照国防科技大学提出的超声速凹腔的流动模型，对六种构型的凹腔流场进行冷态数值模拟，研究不同的凹腔进口高度对凹腔流场的影响，分析了在特定高度下不同的转换模型对凹腔流场的影响。结果表明:(1)由于纵深比的减小，使得凹腔由闭式凹腔向开式凹腔转变;(2)闭式凹腔向开式凹腔转变是由于纵深比的减小，导致马赫反射向上游推移造成的;(3)由于纵深比的增加，闭式凹腔分离点的位置往上游移动，但增加到一定程度时，上移的幅度减小;(4)进口附面层状态对凹腔流场有很大影响，采用转换模型计算更易得到开式凹腔。　　 第二，进一步研究六种构型的凹腔非定常流场。计算出从初始时刻激波经过凹腔到激波穿过凹腔流动的数值纹影图，并将趋于稳态时的流动数值纹影图与定常流动数值计算进行对比，获得了开式凹腔流动的非定常启动过程和其周期性振荡特性。通过本文的研究工作，对超声速凹腔不同来流高度对凹腔流场影响有更深入的了解。研究结果对进一步认识凹腔流场、优化凹腔构型、设计效率高的火焰稳定器提供参考。