高超声速飞行器采用的涡轮基组合动力系统要求亚燃冲压燃烧室能够在宽广的工作范围内稳定可靠工作,并且需要兼顾火箭冲压和亚燃冲压两种模态。因此保证火焰稳定、高效燃烧的火焰稳定器结构与燃油喷射方式的设计成为重中之重。本文针对亚燃冲压燃烧室来流特点与工作条件,设计了传统V型稳定器和一种新型吸气蒸发式尾缘吹气火焰稳定器以及燃油喷射方式。利用Fluent软件对其冷态流场、稳定器尾缘流动特性和两相流燃烧进行了数值模拟。本文首先基于TBCC火箭冲压模态设计点的燃烧室工作条件参数,采用主流环形主稳定器与V型槽值班稳定器相结合的稳定器形式,分别设计了5种稳定器方案,通过数值计算对比总压损失、阻塞比与蒸发式稳定器进气流量后,将重点研究传统V型稳定器和吸气蒸发式尾缘吹气稳定器方案。在稳定器方案的流动特征基础上,通过经验公式确定了燃油喷嘴喷射方式和布局形式。利用大涡模拟方法研究冷态下火焰稳定器的尾缘流动特征,并对比分析传统V型稳定器和吸气蒸发式尾缘吹气稳定器方案不同结构下的尾迹流动。结果显示吸气蒸发式尾缘吹气稳定器尾迹流动相比V型稳定器较复杂,能够快速完成来流与尾缘、后挡板开缝处排出的油气的掺混,并且在尾缘处形成的小尺度涡不断向回流区内提供新鲜混气,有利于在高速气流中增强火焰稳定与提高燃烧效率。最后考虑TBCC转为冲压模态时,采用分区供油方案,从而实现设计的火焰稳定器兼顾火箭冲压和亚燃冲压两种模态。通过三维两相流燃烧数值计算结果显示,V型槽支板开缝,可以使V型槽反应区与环形稳定器后方反应区相连,从而加强火焰稳定。在相同工作条件下,吸气蒸发式尾缘吹气稳定器相比V型稳定器结构,后方回流区内是连成一片、较大范围的高温区,燃烧温度更高且较为均匀,并且经过分区供油量分配的改善,燃烧室燃烧性能可以得到提升。综合而言,V型稳定器技术目前较为成熟,吸气蒸发式尾缘吹气稳定器相较V型稳定器燃烧对非均匀温度条件更具备优势,但结构更为复杂,两者各具优缺点。