火箭冲压组合发动机将多种热力循环模式集合于一体,具有工作范围宽、飞行包线大、综合性能优的工作特点,可满足空天运输和高超声速巡航的工作需求,是下一代空天应用动力系统的主要备选方案之一。更宽的工作范围对发动机不同部件之间的协调匹配的稳定性提出了更高的要求。发动机的设计需要考虑多模态兼顾,保证宽飞行攻角和飞行动压范围内高比冲、爬升段内大推力的工作需要。因此,为了提升RBCC发动机宽范围工作的稳定性和高效性,需要对发动机宽范围进气与燃烧匹配关系和释热方法开展研究。本文以中心支板式RBCC发动机为研究对象,通过一体化数值模拟和自由射流试验的方法,分析了发动机进气和高压燃烧组织之间的压力匹配关系,开展了宽适用性的发动机流道设计,研究了流道释热规律和面积比匹配方法,获得了热力喉道调节规律以及燃料喷注策略,实现了Ma2-7,±4°攻角和50kPa～100kPa动压范围较优的一体化工作性能。论文的主要内容和结论如下:（1）本文开展了Ma2-7条件下火箭冲压组合发动机多模态全流道一体化分析,比较了不同来流条件下燃烧组织方式与进排气之间的匹配关系。研究发现预燃激波串在前移过程中,波前马赫数增加导致激波串的增压比提高,实现了进气和高压燃烧之间的压力平衡。集中释热导致流道内出现热力壅塞,对燃气加速降压,实现了外界环境和高压燃烧的压力平衡。随着来流速度逐渐增加,热力壅塞应从燃烧室出口逐渐前移,保证燃气在喷管内的做功能力,同时稳定火焰并提高燃料的燃烧效率。（2）基于双模态冲压发动机思想设计的燃烧室很难满足RBCC发动机宽范围的工作需要。通过热力循环与一维理论分析,优化了发动机典型部件的面积比选取范围,开展了宽适用性的发动机流道设计。全流道采用收缩比可调的变几何进气道配合单侧扩张的燃烧室,选取多级燃料喷注以及复合火焰稳定的方式,实现了Ma3-6全流道匹配工作和850s～1200s的一体化工作性能。结合Ma2和Ma7计算结果,表明本文设计的RBCC流道在Ma2-7范围内能够满足高超声速飞行器总体方案巡航任务的要求。（3）优化了RBCC发动机流道内的释热方法,较好地解决了宽来流条件下进气和燃烧难于匹配的问题。超燃模态时主释热在扩张比较小的隔离段内进行,提前释热提高燃料的燃烧初温并延长燃烧长度,保证整体的释热效率。低马赫数下引射冲压模态应在扩张比较大的燃烧室内采取集中释热的方式,确保热力喉道可以在扩张比较大的燃烧室后部生成,保证燃气在喷管内的膨胀效果。基于流道释热率的提取,改进了传统的释热分布经验公式,获得了适用于RBCC燃烧室的预测模型。通过与数值模拟结果对比表明此经验公式可以较为准确地估算RBCC热态条件下的释热长度和燃烧室内的释热率分布情况,辅助一维模型对发动机工作性能进行有效估算。（4）开展了Ma4和Ma5的一体化自由射流试验,验证了燃烧室的工作性能和发动机进气与燃烧匹配能力。试验结果表明燃烧室的流道高压区范围和压力峰值与一体化数值分析结果基本一致,数值模拟较为准确,本文制定的释热规律较为合理。进气道前体波系纹影结果表明进气和燃烧匹配良好,进气道在不同模态高压燃烧的作用下均可以稳定工作。释热区随来流速度增加而逐渐前移可以有效地提高燃料的燃烧效率,保证低速模态时利用热力喉道辅助燃气膨胀,实现了宽来流条件下的高效工作。（5）分析了飞行条件变化对RBCC发动机释热规律的影响,获得了RBCC发动机的攻角特性和高度特性,给出了Ma3-6、±4°、50kPa～100kPa动压范围内的燃烧组织方法。攻角增加造成的进气道增压比加强效果不及喷注当量增加带来的燃烧压力增幅。因此,飞行器以较大正攻角和较高飞行动压工作时应尽量减少隔离段前部的释热,将主释热区转移至隔离段后部以及燃烧室扩张更大的位置。飞行器以较大负攻角和较低飞行动压工作时,捕获流量、燃料总释热量和燃气压力下降导致燃料的燃烧效率下降。主释热区需要进一步前移,弥补燃料喷注当量降低造成的燃烧效率和燃烧压力下降的不足。（6）开展了流道进气和燃烧匹配动态研究,分析了因不良释热造成进气道不启动过程中的流场变化规律,提出了预燃激波串极限位置和修正动量比参数,用于评价发动机进气和燃烧匹配的稳定性和高效性,给出了释热和飞行姿态对进气道再启动的影响规律。研究表明释热规律调节可以增加来流被压缩的程度,挤压后倾激波,迫使流动分离区后移直至被溢流窗有效吸除,后倾激波消失,内压缩波重新建立,进气道恢复正常工作,从而实现进气道再启动,为供给系统的调节提供了设计依据。