超燃冲压发动机性能优越,是高超声速飞行器的上最佳备选动力装置。燃烧室是其核心部件,在燃烧室中能否实现稳定的燃烧,对于发动机的性能影响很大。本文主要利用实验探究、数值仿真和理论分析相结合的方法,对超声速来流条件下,突扩型凹腔燃烧稳焰机制和尺度效应开展研究。首先,本文从实验探究和数值仿真的角度,对突扩型凹腔在不同长深比和喷注距离,以及不同喷注总温下的凹腔稳焰机制开展研究,分析不同因素影响下的突扩型凹腔附近的流场结构、燃烧模式、火焰传播特性等,从而进一步明晰突扩型凹腔稳焰机制。研究发现凹腔长深比和喷注距离对于凹腔稳焰机制都有着正面和负面的双重影响,并且两者对于凹腔稳焰的影响存在一定的耦合关系;同时发现不同喷注总温下的凹腔稳焰机制与燃烧模态相关:当燃烧处于超燃模态时,喷注总温的增加不利于凹腔中的火焰稳定;当燃烧处于亚燃模态时则相反。其次,设计并搭建了1 kg/s、2 kg/s和5 kg/s三种尺度的直连式超声速燃烧机理实验台,并通过乙烯和煤油的燃烧实验研究了突扩型凹腔稳焰的尺度效应。实验发现燃烧室尺度的增大会导致燃烧释热的增加和凹腔稳焰能力的增强。并且首次发现了稳焰模式的尺度效应:随着当量比的增加,小尺度燃烧室维持在凹腔稳焰模式,而大尺度燃烧室则由凹腔稳焰模式向射流尾迹模式过渡。同时基于火焰稳定性相关的无量纲参数Damk（?）hler数,并引入凹腔驻留时间作为流动特征时间,点火延迟时间作为化学反应特征时间,对超燃冲压发动机燃烧室的尺度效应规律进行理论分析与建模,并对稳焰模式的尺度效应形成机制进行阐述。最后基于小尺度燃烧室中的火焰更容易被吹熄的问题,开展突扩型凹腔的稳焰增强机制研究。研究发现在小尺度燃烧室中,相比于凹腔上游喷注方案,通过在凹腔底壁增加一路喷注（该路喷注仅占燃料总流量的4%）的凹腔组合喷注方案可以极大地提高凹腔稳焰能力,其增强机制为:额外的凹腔底壁喷注可以极大改善燃料的混合,同时使得在凹腔底壁的前缘处始终有一个驻留火焰,可以维持火焰不被吹熄,从而提高凹腔的稳焰能力。然而也发现由于凹腔底壁附近的驻留火焰始终处于富燃状态,在燃烧时很难起到增强燃烧的效果。在此基础上又探究了不同凹腔组合喷注对于凹腔稳焰的影响,发现适当增大凹腔上游双路喷注间的距离,可以进一步提高凹腔组合喷注方案的稳焰效果,并增强燃烧释热。