近年来随着商业航天领域的兴起,人们对高性能以及低成本的液体火箭发动机的需求日益增长,可重复使用液体火箭发动机成为未来液体火箭发动机的重要发展方向,而氧/甲烷液体火箭发动机凭借甲烷燃料优秀的冷却性能,较高的结焦温度和良好的推进性能成为可重复使用发动机中最有潜力的一种。推力室作为液体火箭发动机中的核心部件,其中的燃烧和传热过程直接决定着发动机的性能与可靠性。本文通过数值模拟方法,以带有七同轴剪切喷注器的缩尺气氧/甲烷火箭发动机推力室为研究对象,详细分析了燃烧室中的壁面传热过程,混合燃烧过程以及唇口厚度产生的影响,为氧/甲烷火箭发动机的研制提供一定的指导。本文首先建立了氧/甲烷火箭燃烧室湍流燃烧过程的数值模型,验证了基于RANS框架和EDC有限速率模型的数值方法对该过程的适用性。但对于壁面热载荷存在着近30%的过高预测。之后本文针对数值模型对壁面热载荷预测能力的缺陷做深入的分析,发现由壁面的强冷却效应带来的化学平衡移动会对壁面热载荷产生显著地影响,且这一影响还与燃烧室中三维流动效应相耦合。计算结果表明新的耦合壁面函数可以显著改进数值模型对于壁面热载荷的预测能力,且不影响主流的混合燃烧过程。然后本文深入分析了氧/甲烷燃烧过程的控制因素,从理论上建立了可以衡量混合过程快慢的时间尺度——标量耗散率,并基于该时间尺度分析了甲烷燃烧过程与混合过程的内在联系。结果表明甲烷在气气喷注条件下的燃烧过程可以分为四个线性阶段,且整体上燃烧释热率与混合时间尺度之间存在着二次函数关系。最后本文探讨了喷注器唇口几何厚度对于燃烧室中燃烧和传热过程的影响。结果表明唇口厚度的增加和减小会通过不同的作用方式使得燃烧室壁面的热载荷减小,但唇口厚度的减小会使得喷注面板的热载荷也进一步降低,从减轻燃烧室整体热载荷的角度来看,采用小唇口厚度的喷注器是最优的。