火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle, RBCC）以其优越的性能受到航天界的重视，成为未来最有发展潜力的动力方式之一。RBCC发动机的工作范围宽广，在多个工作模态共用一个流道的前提下，发动机变结构技术是保证全程实现最佳发动机性能的有效途径之一。基于这一思路，本文研究了燃烧室结构变化对火箭引射模态发动机性能的影响。 在调研国外的宽范围工作发动机研究现状的基础上，对发动机变结构方案的两种主要实现方式，完全变结构和部分变结构，进行了研究。研究结果表明，质量较大的发动机采用变几何结构方案对进气道和燃烧室进行调节，将有效提高发动机性能，获得更大的效益；质量较小的发动机采用变结构方案将会引起较大的质量惩罚，可以考虑对发动机的部分部件进行适当的变几何结构设计，以尽量降低变结构引起的惰性质量增加。 对火箭引射模态下实现最大推力进行了理论分析及计算研究。针对燃烧室内形成热力壅塞条件下获得最大推力，建立了最佳燃烧室出口面积的理论计算公式。运用已有的准一维流动计算方法研究了不同来流马赫数下燃烧室构型变化对发动机推力的影响。研究结果表明，不同的飞行马赫数下，存在最佳的燃烧室出口面积使发动机推力达到最大；飞行马赫数增加时燃烧室出口面积应尽量增大，以保证燃气实现完全膨胀从而实现发动机推力最大。 基于计算流体力学商业软件Fluent^?建立了用于合理描述RBCC发动机内部三维、两相、化学反应的复杂流场数值计算模型。采用RBCC地面直连实验结果对模型进行了校验，计算结果与实验结果的相对误差小于10％，表明该模型用于火箭引射模态性能分析所获得的结果具有一定的可信度，可用于本文的后续研究。 采用所建立的RBCC发动机流场数值计算模型，对固定结构发动机以及可变结构发动机在火箭引射模态下的流场进行了数值模拟。研究结果表明，固定结构发动机的出口气流压强欠膨胀程度严重，难以实现较高的性能；采用变结构燃烧室可以使发动机性能得到一定程度的提高；采用收缩／扩张角度可变的调节板作为火箭引射模态的燃烧室变结构方案，可以获得优于拉瓦尔喷管的较高发动机性能。 本文针对燃烧室结构变化对火箭引射模态发动机性能的影响研究所取得的结论，对于RBCC发动机变结构方案设计具有一定的指导作用。