为满足飞行器的大范围推力需求，超声速燃烧室需工作在不同的燃烧模态。而已有研究表明壁面压力受当量比历史调节方向的影响存在突变和迟滞现象，且发生在亚燃/超燃模态转换阶段，但还欠缺从真实燃烧/流动特征的角度深刻认识这些现象。此外，上述现象可能导致推力的突变与迟滞，进而不利于飞行器的准确控制，但模态转换是否导致推力突变尚有争议。

  本文利用直连燃烧试验平台和数值仿真方法，拟对乙烯燃料在凹腔上游喷注的超声速燃烧室中的出现上述现象和推力变化特性开展系统研究。从三维燃烧/流动结构与演变的角度，掌握了不同稳焰模式的稳焰和振荡机制，深入分析了两种燃烧模态转换和相应迟滞现象的物理机制。并澄清了传统认识的偏差，推力的迟滞和突变现象可发生在超燃模态，且该现象与不同稳焰模式的转换关联起来更恰当。此外，针对迟滞环内点，分别通过试验和仿真揭示了当量比初值耦合当量比降低速率，以及点火器功率对稳焰模式的影响规律。

  首先通过定工况的试验和数值研究，从三维燃烧/流动结构的角度，探寻火焰稳定和燃烧振荡的物理机制。发现凹腔剪切层稳焰模式基本无振荡，且可由任意展向的二维分布表征其燃烧/流动特点。射流尾迹稳焰模式则显现出更多三维特征，由于拐角分离效应，侧壁附近有更大的低速区和更多释热，并衍生出两种稳焰机制：第一种紧靠喷孔上游存在分离，可卷吸燃料到上游掺混燃烧，因此侧壁附近喷孔上游的低速区常驻高温燃气，其稳焰效果与凹腔类似；第二种喷孔上游的分离和喷孔较远，无法向上游卷吸燃料，整体稳焰更依靠凹腔，但侧壁附近仍有低速区，因此火焰偶尔可传播到凹腔上游。上述两种稳焰机制均存在燃烧振荡，第一种的振荡来源于侧壁附近低速区的热-声耦合不稳定性。第二种除了上述振荡外，部分工况还伴随着火焰展向传播、火焰与激波相互作用、激波/边界层干扰以及拐角分离效应多因素耦合导致的非声振荡。

  试验和仿真通过台阶式当量比调节方式均捕获到一类燃烧迟滞现象，归因于凹腔剪切层稳焰模式与射流尾迹稳焰模式的转换，并伴随着激波串消失和重建所引起的突变和迟滞。期间流动分离和释热分布的突变导致沿程静压的突变，体现为推力性能的明显突变。并且相比于历史当量比降低路径，在当量比增加路径上产生的推力突变程度更大。这是由于从凹腔剪切层稳焰模式转换为射流尾迹稳焰模式，当量比需增加到足够大，才能形成激波并诱导流动分离。但反过来，由于现有的激波和流动分离会提升燃烧效率当量比需降到足够低才能触发转换。模态转换发生前燃烧/流动结构和推力连续变化，因而当量比增加路径下模态转换的临界当量比更高，也就意味着其推力突变更大。

  进一步研究发现，来流条件的不同不仅会影响上述燃烧迟滞的当量比区间，以及推力的突变程度，甚至在来流马赫数3.0条件下还同时捕捉到第二类燃烧迟滞现象。与第一类迟滞不同，第二类迟滞区间完全处于射流尾迹稳焰模式，发现其与激波-火焰的强/弱切换相关，并伴随着激波串强度的突变和迟滞现象。第二类模态转换期间的流动分离、释热分布和沿程静压变化幅度明显减小，因而推力并未出现明显突变。

  针对处于第一类迟滞环的目标当量比，试验发现若从很高的初始当量比快速降低到该目标当量比过程中，则由于流动分离减弱过快，燃料来不及掺混燃烧，到一定程度，射流尾迹稳焰模式会转换为凹腔剪切层稳焰模式。如果当量比缓慢下降或者初始当量比较低，则流动分离减弱较慢，燃料仍来得及掺混和燃烧，不存在燃烧效率的突降，可避免出现上述模态转换。

  依旧针对第一类迟滞环内工况，以高温燃气发生器（HGG）作为点火器，借助仿真手段发现不同于小功率点火下的凹腔稳焰模式，大功率点火可使剪切层火焰产生足够高压升，进而转换为射流尾迹稳焰模式，该结论可推广到其他类型点火装置。在凹腔内安装HGG对两类稳焰模式影响都很小。而在凹腔上游安装HGG，与凹腔协同能够更好地促进燃烧和稳焰，在射流尾迹稳焰模式，甚至可能引起类似第二类迟滞环中的激波-火焰强/弱切换，进而改变燃烧振荡特性。

   试验和仿真均发现亚燃模态与有分离的超燃模态之间切换不一定导致燃烧迟滞，且沿程静压和马赫数随时间连续变化。此外，从燃烧/流动特征角度，这两种模态均处于射流尾迹稳焰模式，且等价于燃烧区高压、高推力的强燃烧模态。因此，上述两种模态没有明显界限，可归为有分离的燃烧模态。相对地，纯超燃模态可称为无分离的燃烧模态，等价于燃烧区低压、低推力的弱燃烧模态，也等价于凹腔剪切层稳焰模式。