本文针对RBCC组合动力系统的工作特点,采用基于热力学第二定律的(火用)分析法,对RBCC引射/亚燃模态转换过程中能量利用与转化规律开展研究,深入分析了不同引射火箭推进剂混合比和引射火箭/补燃室燃油分配比例对引射/亚燃过渡模态下RBCC可用能的影响,提出了实现RBCC引射/亚燃模态高效转换过程的优化方案。首先,建立了火箭引射模态下RBCC内流道及再生冷却系统热力学计算模型,研究了不同飞行高度和马赫数范围内该模态下RBCC能量利用与转化规律。发现引射火箭是RBCC发动机中(火用)损失最大的环节,再生冷却系统(火用)损失的主要来源为冷却通道内煤油与引射火箭推力室外壁面间对流换热产生的能量损失,且该损失在喷管喉部位置附近最高。从热力学第二定律的角度分析,(火用)效率能全面真实地反映RBCC发动机内部能量利用与转化的情况,深刻揭示系统热力过程能量损失的本质。其次,在RBCC引射/亚燃过渡模态计算模型的基础上,研究了不同引射火箭推进剂混合比和引射火箭/补燃室燃油分配比例对该模态下RBCC各部件或系统能量消耗及发动机总体性能的影响。结果表明,对于液氧/煤油引射火箭发动机,当燃烧室处于富氧状态时,增加推进剂混合比有利于提高RBCC发动机(火用)效率,此时燃料的化学(火用)可以更大限度地转化为动(火用)产生推力。从能量优化利用的角度考虑,为降低发动机中不可逆过程造成的能量损失,提高系统能量的做功能力,应当合理分配一、二级燃油流量,建议RBCC在引射火箭燃油分配比例为0.6~0.8的范围内工作。从结构优化设计的角度考虑,在发动机推进效率一定时,可适当降低一级引射火箭燃油分配比例,缩小引射火箭几何尺寸,减小内流道气体流动阻力,有利于扩宽发动机飞行速域,提高RBCC工作模态综合性能。结合具体飞行任务和典型弹道条件,基于推力连续准则,设计了RBCC组合动力系统从火箭引射模态到亚燃冲压模态的转换方案。针对方案中各模态转换点处发动机(火用)效率会发生较大阶跃变化,造成RBCC大量可用能损耗的特点,从发动机(火用)损失最小的角度考虑,提出了给定飞行任务和弹道条件下RBCC引射/亚燃模态转换优化方案。仿真结果表明,该优化方案不仅实现了不同模态间发动机推力的平稳过渡,而且有效降低了各模态转换点处发动机(火用)损失,实现了RBCC引射/亚燃模态高效转换过程。