超燃冲压发动机燃烧室内充满着激波、旋涡、点火与燃烧以及激波／边界层相互作用和分离流动等复杂现象,燃烧室内既有核心区域的超音速流动,又有边界层或凹腔区域的亚音速(低速)流动。航空涡轮发动机燃烧室不仅几何结构复杂,带有旋流和回流等复杂物理化学现象,而且内流道兼含可压缩和不可压缩流的双重特征。数值方法为揭示发动机燃烧室流场的详细特征而发挥了越来越重要的作用,尤其在研制初始阶段,能为澄清新机理和发动机选型提供有效依据。本文围绕超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧流场进行了研究。基于传统三维多组分Navier-Stokes方程,采用预处理方法,针对气态燃料燃烧流场,利用高阶AUSM+-up格式、LU-SGS隐式时间推进方法、有限体积法及有限速率化学反应模型等发展了一套从低速流动到超音速流动的统一求解方法和高效、高精度大规模并行计算CFD软件平台。在神威机群上对有无预处理程序进行了多方面的算例验证后,对超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧室内部流场开展了较为细致的数值研究,并将数值模拟结果与有关实验数据进行了对比和分析,为超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧室的机理研究和型号设计提供依据。本文主要工作总结如下：发展了一套能够求解从低速到超音速化学反应流动的大规模并行程序。通过在三维多组分控制方程伪时间项施加自行推导的基于压力、速度及温度为原始变量的预处理矩阵,基于有限体积法,空间无粘通量采用AUSM+-up分裂格式,时间推进采用LU-SGS隐式时间推进方法,化学反应燃烧模型采用有限化学速率进行求解。算例验证结果表明本文发展的高精度并行程序能够有效地求解全速域化学反应流动问题,使得原有计算能力拓展到能覆盖低速的能力。对矩形截面直连式超燃冲压发动机模型在不同当量比、不同注油分布条件下的燃烧流场进行了数值模拟,获得了燃烧室流场的详细结构。结果表明,当量比不同会显著地改变燃烧的点火机制、反应区域,最终影响燃烧性能。针对本文构型发现壁面横向喷油火焰稳定模式主要有射流回流区稳焰模式、凹槽回流区稳焰模式及射流回流区和凹槽回流区共同稳焰模式；对平板隔板超音速混合层燃烧特性进行了考察分析,发现超音速混合燃烧流场存在强烈的非定常性,流场中波系结构等呈现振荡特性,振荡主要发生在流场的中上层。剧烈的燃烧导致反压对下层空气入口压力产生扰动。对单头部航空涡轮发动机燃烧室进行了数值模拟,得到了详细的流场结构,并与实验数据进行了比较,显示本文发展的计算程序能充分利用传统求解可压缩流的理论来求解低速流动。数值模拟结果可以为航空发动机燃烧室的优化设计和理论研究提供有力的支撑依据,可以为分析燃烧室的燃烧性能提供详实的信息。本文的研究表明,发展的大规模并行计算程序能够很好地用来模拟超燃冲压发动机及航空涡轮发动机内部的燃烧流场,可以给出模型发动机燃烧流场的详细特征和相关的性能分析,并具有较高的计算效率和精度。