本发明提供一种具有引导燃烧室的发动机燃烧室，该引导燃烧室包括由唇罩围成的内腔，位于内腔入口处的压缩锥、位于内腔出口处的堵锥；在高马赫数飞行时，来流总温较高，引导燃烧室在中心体后端下游形成高温高压低速的回流区，在该回流区内燃料由于高温高压而自燃，进而引燃整个亚燃引导燃烧室；内腔出口处堵锥可以增强引导燃烧室高温燃气的扩散能力，加快超声速燃烧室火焰的扩散速度，是一种高压比，强扩散的燃烧室设计方案；同时，整个燃烧室采用中心燃烧，可以有效的减轻燃烧室壁面的热负荷。