超音速燃烧冲压发动机被认为是高超音速(M>5)的飞行器最有发展前景的吸气式推进系统。超燃冲压发动机可以有效的提高飞行器的有效载荷和航程，因此被认为是下一代空天飞行器和巡航导弹推进系统发展的重点，而被世界各国广泛地进行研究。 超燃冲压发动机设计研究的难点在于超音速燃烧室，燃烧室内部燃料/空气的混合、激波的相互干扰以及放热等的存在，使燃烧室的工作机理十分复杂。超燃冲压发动机外部阻力很大，超音速燃烧室的性能对发动机非安装性能的提高至关重要。超音速燃烧室由于进口速度高、混气停留时间短、损失大，因此如何实现点火和火焰稳定，并获得高的燃烧效率和总压恢复系数，成为燃烧室设计的关键。开展超音速燃烧室实验和数值模拟的研究对探索超音速燃烧室的设计关键技术具有重要意义。 本文简述了国内外超燃冲压发动机燃烧室的研究成果；针对自行设计的超音速燃烧室模型，开展了不同隔离段长度和不同反压条件下的燃烧室冷流实验；利用电阻加热的超音速燃烧室实验设备，模拟飞行马赫数Ma=4.0的燃烧室进口条件，在流量m=2600kg/h，总温Tt≈1000K的状态下，完成了氢气和乙烯燃料的点火燃烧试验；采用CFD商用软件对燃烧室流场进行了数值模拟，并将计算结果与实验数据进行了对比和分析。实验和计算研究表明1)隔离段长高比增大，其燃烧室容纳反压的能力相对增强；2)燃烧室出口压力场的畸变对燃烧室内部流场有较大的影响；3)在较低的来流总温(Tt≈1000K)下，实现乙烯的自燃十分困难，采用氢气为先锋火焰是实现乙烯点火的有效途径之一；4)在一定的范围内，提高燃料的当量油气比，燃烧室燃烧效率相应提高；5)计算结果与实验数据的对比验证，表明了计算方法的适用性。