高超声速飞行器拥有极高的战略意义和应用价值,目前已成为航空航天领域中的研究热点;高超声速燃烧问题作为超声速飞行器研究过程中的难点,也引起了世界各国的广泛关注。超声速燃烧室中工作过程复杂,来流停留时间极短,且在这短时间内需要完成喷注、点火、燃烧等过程,在液态燃料燃烧中还需要考虑液滴的雾化、碰撞、破碎等两相流问题,这些使得超声速燃烧的研究工作格外困难。随着计算机技术的发展,数值模拟技术已成为一种经济、有效的研究手段,其可以在相对较短的时间内得到详细的流场信息,为研究超声速燃烧提供依据。基于这个背景,本文分别对气态燃料和液态燃料的超声速燃烧问题进行了数值模拟,讨论了不同湍流燃烧模型在超声速燃烧流场计算中的适用性。首先,本文以DLR氢气超燃发动机实验为研究对象,在冷态模拟中,分别使用二维模型和三维模型计算,与实验比较速度和压力分布后,得出三维模型情况下的计算效果较二维模型效果更好,且三维模型密度基求解器和压力基求解器在DLR超燃发动机中模拟效果一致;在燃烧模拟中,使用了涡耗散概念模型、有限速率模型、涡耗散模型和火焰面模型,其中涡耗散概念模型、有限速率模型和火焰面模型采用了多步反应机理,通过与实验给出的温度分布和速度分布进行对比,发现火焰面模型在温度分布中效果更好,计算量更小,更适合作为在DLR氢气超燃发动机中使用的燃烧模型。然后,为了合理的计算液态喷注问题,论文对超声速条件下水射流实验进行模拟,以讨论不同二次破碎模型在超声速下的适用性,通过在喷注高度、液雾展向分布范围等问题上的对比,表明二次破碎模型在超声速液态燃料的模拟计算中不可忽略;在二次破碎模型的选择中,KH-RT模型最为适合超声速射流的模拟。此外,论文还讨论了非稳态流场和有无碰撞模型对喷水射流过程的影响,并模拟了气动比为7和10情况下的喷射实验。最后,根据以上结论,选择了较为适合的模拟方法对液态燃料的超声速燃烧问题进行模拟,模拟结果表明在液态燃料的空间分布和温度分布上,与实验燃烧流场纹影图和火焰成像图相似;在壁面压力模拟对比中与实验趋势吻合,计算结果合理。