作为高超声速飞行器的动力,超燃冲压发动机已引起广泛研究。过去50多年中,通过实验、理论和数值研宄,人们已经发现很多现象和机理。但是,仍有诸多关键技术没有攻克,燃料的喷注与混合就是其中之一。由于超燃冲压发动机内部速度非常高,致使燃料的驻留时间和化学反应时间都是毫秒量级。克服这些困难需要深入研究燃料的喷注和混合机理。　　 本文在超声速直联台上进行了相关实验研究,来流马赫数为2.5。实验研究了超声速气流中液体不同喷射角度,凹腔不同的喷射位置,不同的喷口形状壁面射流的特性。　　 研究结果表明:对于不同角度的壁面射流且在动量比较大的情况下(q＞2.5),喷孔近距离处,穿透深度与动量比大致成一线性关系,并随着角度的减小,曲线斜率变小,各种角度射流穿透深度差距较大;在喷孔远距离处,穿透深度与动量比也大致成一线性关系,各种角度射流穿透深度差距相对较小。　　 对于各种角度的壁面射流,动量比的提高,不但可以增加射流的穿透深度,还对下游射流穿透深度保持增长的距离,有着重要的作用。　　 从不同角度的壁面射流实验结果可以看出,液体的物性参数对于射流在超声速气流中的穿透深度影响不大,水和煤油可以使用同一半经验公式来估算穿透深度。　　 凹腔上游远距离垂直壁面射流,不同的动量比对凹腔内的剪切层和回流区影响不大;而在凹腔上游近距离喷射,不同的动量比对凹腔内的剪切层和回流区的影响很大。　　 液体在凹腔内喷射,凹腔后斜坡对射流有一个明显的抬升作用,其燃料在凹腔内的分布量明显优于凹腔上游喷射。　　 在本实验工况条件下,椭圆孔横向气流放置,其穿透深度和面积相当的圆孔差别不大。椭圆孔纵向气流放置,穿透深度略有减小。