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变结构燃烧室几何喉道能够提高冲压发动机亚燃模态性能，旨在研究宽马赫数范围RBCC燃烧室几何喉道的适用范围和作用机理。首先采用气流推力分析方法研究燃烧室气动参数变化规律，结果表明，在3 000 K燃烧室极限温度范围内，燃烧室几何喉道适用范围可以拓展至飞行马赫数Ma=7.0。随后在Ma=6.0变结构燃烧室构型基础上，进行了Ma=6.0、6.5以及7.0条件下发动机全流道一体化三维数值计算，对燃烧流场结果对比分析发现：几何喉道对RBCC高飞行马赫数条件下的燃烧释热有积极作用，并具有较好的发动机性能，表明保持Ma