高超声速技术是航空航天技术领域的一个制高点,宽域高超声速飞行器是下一步的研究关键,宽域冲压发动机是其动力系统的核心基础。本文提出了可突破固定几何发动机性能边界的流道一体化调节的宽域冲压发动机方案,开展了性能评估、数值模拟和实验研究,主要研究工作如下:为拓宽超燃冲压发动机工作速域,本文提出了流道一体化调节的宽域冲压发动机方案。热力循环分析结果验证了流道一体化调节的冲压发动机宽域高性能工作的可能性,并给出了进气道/燃烧室几何匹配设计方法。针对宽域移动唇口超声速进气道气动性能开展了采用动网格技术的非定常数值研究。发现了在不同飞行马赫数下进气道气动性能因外罩的移动方向不同而具有不同的变化规律,得到了进气道通流时临界内收缩比。移动唇口超声速进气道有三种喘振模式,进气道捕获能力和流通能力不平衡是进气道喘振的诱因,几何调节促使喘振模式转换。给出了外压缩面上大尺寸分离区前缘移动轨迹及进气道阻力变化规律。针对隔离段内动态背景波系影响下激波串运动特性开展了非定常数值研究。给出了移动唇口超声速进气道/隔离段内背景波系的动态变化过程,在动态背景波系影响下激波串具有三种运动形式:跨过激波壁面附着点的突跃、分离区附近周期性振荡和平稳移动。当外罩移动方向改变时,激波串运动具有明显的路径依赖特性。激波串受迫振荡频率约等于隔离段出口反压振荡频率,隔离段出口反压振幅增大会加剧激波串受迫振荡。提出了一种光滑过渡超声速燃烧室构型,针对不同构型燃烧室性能开展了数值模拟及地面直连实验研究。发现燃烧释热长度随着扩张比的增大而不断增加,从释热集中变为释热分散。相比于折转燃烧室,光滑过渡超声速燃烧室推力增益更大,光滑过渡超声速燃烧室偏转角度越小,其推力增益更大。针对流道一体化调节的宽域冲压发动机开展了数值模拟研究。给出了宽域工况下燃烧室扩张比变化规律及匹配的进气道气动性能,数值仿真结果给出了了流道一体化调节的宽域冲压发动机比冲特性,流道一体化调节拓宽了发动机工作速域,进气道和燃烧室构型匹配规律的进一步优化可提高超燃冲压发动机性能。