超燃冲压发动机是高超声速飞行器的最理想的推进装置。作为超燃冲压发动机的核心部分，超声速燃烧室面临着恶劣的热环境。为了保证发动机能够长时间地稳定工作，需要寻求有效的热防护措施。目前采用的碳氢燃料的再生冷却能够满足低马赫数飞行的冷却要求，为了满足高马赫数飞行的冷却要求以及提升系统的整体安全阈度，提出了一种气膜冷却与再生冷却结合的复合型冷却方法，因此需要对超声速气膜冷却展开研究。　　对超声速气膜冷却的研究目前主要是针对平板模型的机理性研究，研究的内容主要是一些影响冷却效率的因素。这些因素主要分为两大类，第一类是主流和冷却射流的参数，包括总温比，吹风比等;第二类是几何参数，包括壁面形状，入射角度，缝槽高度等。本文首次在超声速燃烧室中展开对气膜冷却的试验测量，研究了气膜入射角度、气膜质量流量、气膜与壁温的温比和燃烧等因素对冷却效果的影响，并且对复合型主动冷却的效果进行了评估。　　首先，针对超声速燃烧气膜冷却试验的试验设备进行介绍。除了超声速燃烧试验直连台之外，主要用到的有高温热流计和气膜发生装置，前者用于试验中壁面热流的测量，本文针对热流计头部经常脱落的问题对现有热流计进行了改进;气膜发生装置能够根据试验需要产生一定质量流量和温度的气膜。　　其次，针对可能影响气膜冷却效率的一些关键参数，本文设计了八组，共33次试验，在力学所的长时间超声速直连平台上，利用自制的热流计，对单侧扩张的燃烧室展开了参数化的研究。试验来流主流马赫数2.5，来流总温1450K，总压7.2bar，质量流量2.5kg/s，试验分别在燃烧和无燃烧条件下进行。试验结果表明高焓气膜可以用来冷却，证明了超声速气膜冷却的可行性;气膜冷却效率随着气膜入射角度的增大而减小，随着质量流量的增大而增大;燃烧能够对气膜造成破坏，会降低气膜冷却的效率。　　最后，利用耦合传热过程分析方法和计算程序，对水冷燃烧室试验的结果应用到油冷燃烧室上，对再生冷却与气膜冷却的复合型主动冷却的冷却效果进行评估，提出相应的应用方案。