超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器动力的首选，其燃烧室中火焰的传播和稳定过程，对发动机性能有很大的影响。发动机为实现更大的推力，需要扩大燃烧室的尺度，由此带来射流尺度的变化会影响燃料的混合和燃烧，因此有必要深入探究射流尺度对燃烧稳定影响的内在物理机制。影响射流状态的因素有很多，包括射流、来流的物理参数，如射流/来流动量通量比，来流马赫数等；以及燃烧室入口、射流喷孔的几何参数，如燃烧室入口面积、喷孔直径、喷孔间距等。本文定义射流尺度为射流/来流水力直径比，利用数值仿真和地面直连实验，对超声速燃烧室中射流尺度及火焰稳定的关系展开了系统研究，分析了不同射流尺度下稳焰模式、激波串及分离区等特征，揭示了射流尺度对燃烧释热及发动机性能的影响规律。

本文通过数值模拟分析了直径分别为50mm、100mm及200mm的圆形燃烧室的火焰稳定特性与燃烧流动特征，探究了当量比和来流马赫数对燃烧流场的影响，并比较了其点火过程的差异。模拟同一来流工况时，发现大尺度燃烧室在射流上游产生涡的尺度更大，大涡的卷带作用促进燃料与主流混合，从而增强释热。同时较大尺度燃烧室的燃料羽流更集中，相对喷注深度更大，增强掺混，更利于形成射流尾迹稳焰。另外，由于较大尺度燃烧室能容纳更多的释热，在点火过程中，激波串前移速度变缓。

通过对定工况的实验和数值研究，总结了不同射流尺度下的稳焰模式及振荡特征。根据火焰稳定的位置分为纯凹腔稳焰模式、剪切层稳焰模式和射流尾迹稳焰模式。纯凹腔稳焰模式主流无明显压升且均为超声速；剪切层稳焰模式火焰为预混燃烧，根据火焰强弱分为弱剪切层稳焰模式和强剪切层稳焰模式，其中弱剪切层稳焰模式主流均为超声速，在当量比增大后，剪切层火焰会变强，并且凹腔处的一维质量平均沿程马赫数小于1；射流尾迹稳焰模式火焰为部分预混燃烧，发动机此时处于亚燃工作模态。随着燃烧室内释热的增强，火焰振荡幅值增大，并引起较大的压力脉动幅值。燃烧室内存在两种压力振荡主频，一种由凹腔自激振荡产生，约为2000Hz，以上四种稳焰模式下均存在；另一种由热-声耦合振荡产生，约为430Hz，此时燃烧室主流需形成亚声速区，只有在强剪切层稳焰模式和射流尾迹稳焰模式下存在。

火焰位置不同是由于射流的混合区分层导致的，横向射流在发展到凹腔附近时会存在两种状态，一种是与剪切层密切接触，并且有燃料流至凹腔；另一种是射流与剪切层分离并跨过凹腔。当点火燃烧后，前一种状态会产生弱或强的剪切层稳焰模式，后一种跨过剪切层的射流状态会有两种发展趋势，一种是剪切层火焰抬升后并引燃主流，形成强剪切稳焰模式，或者主流熄火，仅有部分燃料进入凹腔，形成凹腔稳焰模式。当强剪切稳焰模式进一步增加当量比，火焰会向上游传播并在射流位置稳定下来，形成射流尾迹稳焰，这时凹腔起到作为持续释热区的作用。

当量比是影响稳焰模式切换的关键因素，一般随着当量比的逐渐提高，火焰首先从弱剪切层稳焰开始，进一步提高当量比会有分岔出现，一是出现强剪切层稳焰，或者出现凹腔稳焰；继续提高当量比后，火焰变为射流尾迹稳焰。

影响稳焰模式分岔的主要因素是射流尺度，主要体现在小射流尺度从弱剪切层稳焰到强剪切层稳焰会比大射流尺度提前出现，而且火焰转变一般是弱剪切层稳焰-强剪切层稳焰-射流尾迹模式；大射流尺度的剪切层稳焰在较高当量比下开始弱到强模式的转变，但会在比小射流尺度更低的当量比实现强剪切层稳焰到射流尾迹稳焰的转换。另外射流孔间距的增大不利于燃烧，若此时当量比较小，甚至会造成火焰熄灭，这可能是由于射流展向涡对对火焰稳定起着关键的作用。