火箭基组合循环(RBCC,Rocket Based Combined Cycle)推进系统是实现单级入轨及两级入轨的最佳动力方案之一,其火箭射流引入使发动机具有零速启动的全弹道飞行优势。对于实际的高超声速飞行过程而言,双模态(即亚燃/超燃模态)转换阶段,为发动机工作的关键阶段。能否实现平稳的模态转换关系到发动机工作的成败,而RBCC在双模态转换点上的工作特征则少有研究。因此,需要开展相关探索研究,为丰富模态转换控制策略以及RBCC在宽包线工作优势提供依据。本文以大占空比(占空比为30%;所谓占空比,即主支板横截面积占流道横截面积的百分比)、中心支板式RBCC发动机为研究对象,采用实验与数值模拟相结合的方法,对隔离段冷态流场特征、RBCC预燃激波串模型、隔离段与燃烧室相互作用、不同燃烧模态流场特征进行了研究。论文的主要工作和结论如下:(1)建立RBCC隔离段冷流实验系统,采用阴影实验与RANS数值模拟方法相结合,对RBCC隔离段压升规律与波系结构进行研究。结果表明:通流状态下,RBCC隔离段流场由主支板背壁膨胀波及来流撞击激波组成。背压增大使膨胀波范围缩小,主流剪切层由向流道轴线汇聚转变为与轴线平行,撞击激波起始位置向上游移动。当起始激波进入支板段内,混合段形成多道分叉激波。较低流量的一次射流仅改变主支板背壁回流区结构,使主流剪切层向流道壁面倾斜并挤压来流。不同来流马赫数及背压条件下的数值模拟结果表明,隔离段整体波系结构由管流激波串与射流-限流激波串组成。(2)基于不同来流条件下热态实验数据,提取隔离段激波串长度及与之对应的压升比,通过引入二次燃料当量比、中心支板占空比r这两个参数,对Waltrup经验关系式进行修正,得到适用于RBCC隔离段性能预示的经验公式。将此公式嵌入RBCC一维流道性能模型,对Ma=3~6条件下隔离段-燃烧室压强分布以及Ma=6~7条件下全流道(进气道-隔离段-燃烧室)性能进行计算,并与三维CFD数值模拟结果进行对比,验证此公式可对RBCC热态条件下激波串长度及相应隔离段性能进行有效估算。(3)采用液态煤油为燃料,在亚燃/超燃模态转换点Ma=5.5来流、较高二次燃料喷注当量比条件下,开展隔离段-燃烧室相互作用研究。基于燃烧室入口马赫数值,得到了4种典型燃烧模态:弱燃烧模态、火箭-超燃模态、火箭-亚燃模态和亚声速燃烧模态。弱燃烧模态下,较大当量比煤油发生微弱的裂解反应,形成大量黑烟,隔离段波系与通流状态一致。凹腔的引入使反应区向展向扩展,其燃烧释热使两侧来流热力壅塞,形成火箭-亚燃模态。燃料支板-凹腔在一定距离内组合可形成稳焰源,在支板火箭关闭下维持二次燃料燃烧,形成亚声速燃烧模态。(4)对燃料支板位置、凹腔位置改变,以及支板火箭射流引入对RBCC燃烧模态影响进行研究。发现:火箭射流引导下,燃料支板位置移动会造成燃烧模态转换;关闭火箭射流下,凹腔在流道中位置改变也会造成燃烧模态的转换。当流道的主释热区分布在流道下游而以超燃模态工作时,火箭射流的引入会造成主燃烧区改变,使燃烧模态迅速转变为(火箭-)亚声速燃烧模态。此种现象的发现为双模态超燃冲压发动机模态转换方法提供了新的思路与可行策略。(5)基于并联凹腔流道构型,采用DES(Detached eddy simulation)方法,开展不同二次燃料喷注当量比与来流总温变化条件下数值模拟研究,获得了RBCC不同燃烧模态下的燃烧流场结构。研究表明:火箭射流引导下,此流道构型的燃烧模态转换发生在当量比Eq=0.18~0.28范围内。对流道内推力的分析表明,在燃烧模态转换范围内未出现发动机的推力突越现象,支板火箭开启可为平稳模态转换的实现提供有效方式。RBCC两相火焰面由以燃料支板为基底,沿剪切层分布的火焰面和靠近主支板背壁剪切层的火焰面这两部分组成。在火箭-超燃模态下,反应区集中在主支板背壁-燃料支板所围的核心流中,形成主支板背壁到燃料支板的两级主反应释热区。此时燃烧室两侧仍为超声速流,流道稳焰方式为火箭射流引导下的射流尾迹稳焰方式;在火箭-亚燃模态下,火箭射流形成的高温核心反应区与燃料支板牵引的反应区分离,隔离段波系由上游支板段斜激波串与下游拟正激波串组成,将来流降为亚声速流。此时煤油裂解产生的气态燃料在燃料支板剪切层形成的火焰面下反应产生第三个强化学释热区,将整个展向方向气体热力壅塞,形成热力喉道。此时的稳焰方式为射流尾迹-凹腔剪切层耦合稳焰方式。