在飞行马赫数小于8的低高超声速飞行范围内,由于碳氢燃料具有较高的体积能量比各易于贮存等优点,因此采用碳氢燃料的双燃式超燃冲压发动机是最侍的吸气式动力推进装置之一.由于双燃式超燃冲压发动机的内部流场十分复杂,因此有必要研究在无燃烧情况下其冷态内部流动,为热态燃烧研究和工程设计提供依据.该文从实验上采用压力测量和光学流场显示方法研究了双燃式(超燃)冲压发动机的进气道和燃烧室的冷态内流特性,从理论上分析了斜激波串的形成条件和燃烧室内斜激波串移动的窑原理,从数据模拟上,采用新的SFD方法试算了激波与边界层之间的相互作用以及激波串的流场和波系.该文的主要工作和研究成果包括:1.设计了二维双燃式超燃冲压发动机进气道和燃烧室的实验模型;2.提出了一种在激波风洞中研究双燃式超燃冲压发动机冷态内流场的实验方法;3.发现了在弯道(进气道)中由于激波与边界层之间相互作用所产生的两侧均为超声带流的滑移面;4.发现并掌握了控制亚燃室内波系和流场结构的有效方法;5.研究了隔板位置的变化对燃烧室内流场的影响;6.发现了亚燃室内气流总压很低的的内流现象;7.分析了等截面直管道中斜激波串的形成机理;8.采用了新的数值计算方法—SFD方法试算了激波与平板边界层之间的相互作用和管道内斜激波串流动现象.根据实验研究结果,该文提出了在双燃式超燃冲压发动机设计中应该注意的若干重要问题,这些问题对于发动机的性能影响很大.另外,根据冷态内流场的实验结果,预估了燃料在亚燃室内燃时流场和波系所会发生的变化,此时亚燃室内的斜激波串将向上游移动.热态燃烧流场的有效调节也可通过改变亚燃尾喷管喉道高度为实现.为了保证斜激波串不被推出亚燃室,避免亚燃室入口处发生溢流现象对超声速通道的影响,热态燃烧时的亚燃室尾喷管喉道高度要大于冷态时喉道高度.在热态燃烧实验研究中,要考虑到超声带通道内的气流压力和亚燃尾喷管出口处气流压力之间的匹配.