临近空间内的吸气式高超声速飞行器是目前航空航天领域的研究热点和重点，吸气式高超声速推进系统的燃烧方式包括超声速湍流燃烧和激波诱导燃烧两类，以超声速湍流燃烧作为燃烧方式的超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器的常规动力，但难以应对更高马赫数的飞行任务。激波诱导燃烧具有自点火、释热速率快、激波波面和火焰面驻定等特点；相应地，激波诱导燃烧冲压发动机具有构型简单、燃烧室紧凑、点火和燃烧稳定等特点，是极具潜力的吸气式高超声速推进系统。目前激波诱导燃烧冲压发动机的相关研究相对缺乏，需要对此开展研究，为工程应用提供支撑。

本文旨在推动激波诱导燃烧在吸气式高超声速推进系统中的应用，研究内容关注激波诱导燃烧的三个关键问题：一是超声速燃烧中激波与燃烧的相互作用；二是激波诱导燃烧的流动规律和流场结构；三是激波诱导燃烧中的热化学非平衡现象。前两个关键问题，采用CFD方法进行数值模拟研究；第三个关键问题，采用DSMC方法进行模拟研究。此外在DSMC模拟中发现尺度效应对氢氧燃烧计算结果的影响不可忽视，而相关研究匮乏，本文最后对氢氧燃烧的微观机理进行了较深入讨论。本文主要研究内容和创新性成果如下：

1）以HyShot II超燃冲压发动机为例，讨论了超声速来流下氢氧燃烧中的激波与燃烧的相互作用：燃烧室中的激波可以极大地提高化学反应速率，促使流场中产生大量自由基并诱发燃烧反应；而燃烧改变流场温度，进而改变激波位置。特别考虑了激波燃烧耦合的极限情况，即激波与燃烧完全耦合形成C-J爆轰波，理论分析了一维C-J爆轰发动机模型的超声速燃烧流动规律。

2）对受限空间内的超声速氢氧预混气体中激波诱导燃烧现象进行数值模拟研究，分析了楔面角度、当量比、来流总温等因素对流场结构的影响，据此设计了一种激波诱燃发动机模型，并对不同喷注方式的混合段和燃烧室的流场结构进行了详细研究和定量对比。结果表明：悬臂式支杆喷注具有较好的混合效率，可以极大地提高燃烧进程；激波/边界层干扰是影响激波驻定的因素，通过扩张型燃烧室减小了这一影响；在高马赫数和高当量比的条件下获得了稳定的流场，在激波后的温度足够高、点火延迟时间足够短的条件下，可以保证极短燃烧室内完成充分燃烧。

3）针对激波诱导燃烧中涉及的复杂热化学非平衡现象，采用DSMC方法直接模拟了分子的热力学非平衡状态和化学非平衡状态，分别讨论了热化学非平衡对氢氧自燃、爆轰波和激波诱导燃烧等物理过程的影响并解释了原因。结果表明：氢氧自燃初期会出现强烈的热力学非平衡特征，振动非平衡会极大地增加点火延迟时间；获得了一维爆轰波结构和各组分的振动温度，揭示了波面后各组分振动能的变化；对不同工况下的激波诱导燃烧进行定量地对比研究，说明了平动能、转动能和振动能之间的差异带来的影响，即激波后振动能激发滞后，化学反应速率会因此降低，导致火焰面后移；揭示了释热速率与内能松弛速率之间的量级关系，对于爆轰燃烧这一类释热速率较大的物理过程，需要考虑热化学非平衡的影响。

4）揭示了微观尺度和宏观尺度下氢氧燃烧的差异，解释了尺度效应对链激发反应和点火延迟时间的影响。结果表明：在微观尺度下，点火延迟时间会随着特征长度的减小而明显增加，在低温时更为明显；通过定量比较宏观方法与微观方法计算结果的差异，给出了宏观方法失效的温度尺度分界线；对于DSMC模拟粒子数不足的情况，提出了一种修正反应速率来保持物理点火延时不变的方法，典型算例表明点火延时不会随着模拟粒子数的变化而变化。