火箭基组合动力循环(RBCC，Rocket Based Combined Cycle)将传统的火箭发动机和吸气式发动机的优点集中组合到一个具有多种工作模态(包括引射、亚燃、超燃及火箭模态)的发动机里，在不同的飞行阶段启用不同的工作模态，因此具有大幅提高航天推进系统经济性与高效性的潜在优势，并可能发展成为下一代单级可重复使用航天器以及高超声速导弹武器的动力系统。国外RBCC研究目前已进入小型和大型整机试飞阶段。国内已制定了研究计划并正在开展，其中亚燃和超燃模态的研究取得了相当的进展，但引射模态以及模态匹配的研究还刚刚起步。作为解决RBCC启动阶段动力问题的关键技术之一的引射技术能否在RBCC引射模态获得理想的性能增强关系到能否真正发挥RBCC大幅度提高航天推进系统经济性与高效性的潜在优势。本文应用数值技术对支板式RBCC发动机，即支板火箭引射冲压组合发动机，引射模态的燃烧与流动现象进行了研究，探讨了RBCC引射模态的性能增强机理，主要有以下几方面： 1．在综合权衡精度和速度的基础上选取非结构网格技术、RNG k-ε湍流模型、雷诺平均N—S方程、二阶上风显式离散格式求解并研究了支板式RBCC引射模态三维燃烧流场。根据射流理论及引射流动特点，将引射流场结构划分为超声速核心区、超声速混合区、亚声速混合区、支板背壁回流区、二次流流动区以及发动机后部膨胀区，并确定了各区域准确划分的原则。 2．提出用掺混度模型来研究一次流与二次流的掺混程度，并深入分析了各流动区域的损失因素，建立了以总压损失和熵增分析为基础的损失量化分析模型，计算的结果表明，采用熵增模型描述的损失因子能量化反应引射掺混损失的分布和大小。 3．研究了一次流总压、流量、富燃程度、喷管结构、二次流来流速度、二次燃烧组织对引射模态性能的影响，发现实验样机构型在0.7Ma以上的飞行条件下可以获得推力增强，而在0.7Ma以下无推力增强。继续通过改变后体构型及工作参数深入研究了引射模态的性能增强机理。主要获得如下结论：1) 基本工作参数的匹配，如引射比、总压比、总温比，决定了引射发动机最大可能获得的性能。而实际能达到的性能则取决于实际的引射比及两种流体的实际掺混程度、掺混效率和二次燃烧效率；2) 引射发动机的构型，包括后体及一次流喷管的形状、数量、配置等，对引射进来的二次流量、一次流和二次流之间的掺混程度和掺混效率起着主要作用。其中，一次流喷管主要决定了掺混的程度，而引射掺混段的构型则主要决定了掺混的效率。3) 二次燃烧不会显著影响主火箭发动机射流和被引射二次流之间的掺混程度和掺混效率，但其释放的热量会提高掺混区域的压强、温度及绝对速度，从而提高性能。但二次燃烧会使引射流量下降。4) 二次燃烧和几何构型的综合影响决定了系统最终能获得的性能。其中，几何构型的影响是主要的。 4．应用研究获得的推力增强机理提出了实验样机构型的改进方案。对改进方案进行计算的结果表明，改进方案的发动机在零速下也获得了接近25％的推力增强。在国内RBCC研究中首次从理论上获得了具有较高推力增强的RBCC引射模态方案，对开展RBCC引射模态研究有重要意义。