内嵌火箭式冲压发动机具有高比冲、高推重比和工作范围宽等特点,高质量的燃油雾化性能和合理的油气空间分布是保证发动机在飞行高度较高、环境较恶劣等条件下,能够稳定工作和较高的燃烧效率是发动机满足要求的关键。本文针对内嵌火箭式冲压发动机低压大梯度亚超剪切混合层内燃烧组织问题,采用数值模拟和试验的方法,开展亚超大梯度剪切混合层内雾化及油气空间分布特性研究,设计了不同的燃油喷注方案,建立了简化计算模型,搭建了燃油雾化特性试验平台,建立了喷嘴雾化特性测量系统,探讨了喷注方案和剪切混合层气动参数等对燃油雾化特性及油气空间分布的影响,得到了喷注方案和气动参数对燃油雾化的影响规律。主要成果有:(1)探讨了喷注方案及气动参数对燃油雾化特性,包括:雾化粒径、N值(粒径分布指数)、体积分数等,发现供油压力对燃油的雾化特性影响不大,不同的喷射角度中,逆向喷射的雾化特性相对垂直喷射和顺向喷射有所提升,喷嘴位置越靠近支板尾缘雾化性能越好;环境压力越低,雾化性能越差;超声速流及亚声速流的马赫数增加可以提升雾化性能;增加亚声速流的温度及超声速流温度可以提升雾化性能;拟合了关于SMD的无量纲关系式,试验验证关系式计算值与试验结果误差在15%以内。(2)采用基于CLSVOF的数值计算方法,对亚超剪切混合层的射流液柱破碎过程进行了模拟,过程中发现了大量的表面波现象,发现射流总是在表面波波谷处发生破碎,通过无量纲经验关系式拟合值与模拟所得到的波长进行对比,证明了表面波机理可以由KH不稳定性解释。捕捉了两种液滴二次破碎过程,初步验证了液滴的尾部夹断机理。(3)通过数值计算和试验研究,探究了喷注方案及气动参数对油气空间分布的影响,其中喷嘴位置越远离支板尾缘,射流轨迹会向亚声速流偏折,穿透深度越大;供油压力的提升会使得穿透深度逐渐变大;垂直喷射的穿透深度最大,顺向喷射会随着角度的增加穿透深度逐渐增加,逆向喷射穿透深度与顺向喷射相差不大。环境压力下降,燃油轨迹会向亚声速流偏折,穿透深度会逐渐增加,蒸发位置会向流向方向推移;亚、超声速流马赫数的而增加会使得偏折角度向超声速流改变,穿透深度会减小,蒸发开始的位置距离支板末端的位置先变长后变短;亚、超声速流的温度增加对燃油轨迹的影响不大,但是燃油蒸发位置会逐渐提前;拟合了穿透深度的无量纲关系式,试验验证关系式计算值与试验结果误差在15%以内。