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SMC模式作为RBCC发动机燃烧组织经典模式之一,虽然燃烧效率较低,但是能够有效减小燃烧室长度和结构重量,因此研究SMC模式对提高RBCC性能具有重要意义。而作为一种基本研究方法,理论分析物理概念清晰,且物理规律简洁,因此采用准一维理论分析方法研究SMC模式可行。本文通过对引射/亚燃模态下的SMC模式进行准一维理论分析,建立适用于SMC模式的数学模型和物理模型,进行SMC模式下RBCC引射模态性能影响因素定性分析,并通过数值仿真方法对带喷管和不带喷管的理论分析结果进行验证,以期为SMC模式下的燃烧组织提供指导。本文首先建立适用于海平面静止状态下收缩构型RBCC发动机引射模态SMC模式的物理模型和数学模型,并依次开展不带燃烧的引射模型理论分析、SMC模式理论分析以及RBCC引射模态性能影响因素分析。在此过程中,本文给出了重要方程的详细推导过程,并且每一个部分都给出了计算结果,进而从计算结果的可靠性逐步分析了理论模型的可靠性。本文在海平面静止状态下SMC模式理论模型的基础上,对其进行较大改进,建立了适用于高空较高飞行马赫数下扩张构型RBCC引射/亚燃模态SMC模式的物理模型和数学模型,并针对两种不同壁面压力分布分别开展了考虑飞行工况、引射火箭、几何构型在内的性能影响因素分析。研究结果表明,本文得到的结论普遍适用于SMC模式,且壁面压力分布对RBCC性能变化趋势的影响并不是很大。最后本文使用数值仿真的方法开展了RBCC引射/亚燃模态性能研究,主要目的在于验证高空较高飞行马赫数下SMC模式理论模型的可靠性。分别按飞行工况、引射火箭、几何构型等不同影响因素进行验证,验证内容包括针对不带喷管工况燃烧室出口参数的验证以及针对带喷管工况RBCC推力以及喷管出口参数的验证。研究结果表明,理论计算与数值仿真结果有一定差异,但总体趋势一致,数值仿真在一定程度上验证了理论模型的可靠性。