RBCC发动机的引射模态是使RBCC飞行器实现低速甚至零速起飞的关键，其采用火箭射流为来流进行引射增压以增强冲压流动的做功能力，同时也利用火箭本身产生额外推力。但这就造成了RBCC发动机在引射模态下比冲性能较低，完成飞行器加速所需的燃料较多，极大地影响飞行器的整体运载效率。因此，对于RBCC发动机在引射模态下的性能研究就显得至关重要。不同于冲压发动机，RBCC发动机由于在流道内安装了引射火箭，故发动机内不仅存在进气道流动和燃烧流动之间的匹配，还存在火箭射流与进气道、燃烧室内流动间的匹配，使得流态愈发复杂。而发动机内的流动形态又直接决定了发动机性能，故深化发动机内的流动匹配研究对于发动机的性能优化具有重要指导意义。

本文利用数值仿真方法和理论手段，对于RBCC发动机在引射模态下的纯引射流态和引射补燃流态进行了研究。基于数值方法深入探究了火箭主流状态对于引射流态转变的影响规律以及火箭与进气道、燃烧室匹配下的流态特性，并结合气动理论揭示了不同引射流态的相互转换机制和迟滞变化原理，掌握了火箭主流与进气道流动、燃烧室压力匹配的物理机制。最终通过以上认识建立了一套用于评估RBCC发动机在引射模态下流态和性能的快速分析方法。

首先，采用定常二维数值模拟方法研究了火箭主流总温、总压和组分变化对于引射流态和性能的影响规律，并关注了引射流动在反压变化过程中的演化过程。发现引射流动存在两种典型的流动形态，这两种流态在引射能力和抗反压能力上互有优势，会随着火箭主流状态或者发动机反压的变化而发生相互转换，且转换过程存在迟滞现象。经过非定常数值计算和气动理论分析，发现是高温火箭主流与空气来流掺混形成的高压造成了引射流态的转换，而转换中的迟滞现象则是维持不同流态所需的极限反压不一致导致的。

然后通过数值仿真方法对于火箭主流与进气道、燃烧室之间的流动匹配进行了系统研究。研究发现进气道喉道通过和火箭主流的耦合作用不仅会造成引射流态发生转变的总温点相比于无进气道喉道约束工况有所升高，还会限制火箭主流在高速飞行工况下的引射能力。尾喷管喉道尺寸必须与火箭主流的抗反压能力相匹配才能在提高燃烧压力的同时维持引射流量的稳定，以实现发动机的高比冲性能。基于气动、燃烧理论分析得到了RBCC发动机在引射模态下的所有全流道流动图谱，通过分析认为在进气道、混合段和燃烧室内均产生壅塞的流动形态能表现出相对最优的发动机推力和比冲性能。

最后，着眼于快速分析RBCC发动机在引射模态下的流态及性能的需求，基于热完全气体模型建立了一套简化建模分析方法：在进气道和混合段采用基于上下游流动匹配的零维方法，而对于流动较复杂的燃烧室采用基于求解Euler方程组的准一维方法。利用该快速分析方法对于进气道喉道、混合段和燃烧室均处于壅塞状态的流态进行了计算研究。发现增大火箭主流总压能提高发动机的整机推力，但对比冲性能不产生积极作用。在固定发动机出口面积下，增大火箭主流出口面积对于发动机冲压推力的增益并不显著，且由于减小了发动机引射比，导致发动机的整体比冲性能下降明显。火箭主流总温的提高会通过降低燃烧室入口总压和燃料燃烧效率的方式降低发动机冲压推力，但总温升高对火箭推力/比冲性能的提高有积极意义（总温不超过火箭材料的承受极限），故在实际发动机设计中要对以上两方面进行综合考量。通过调节火箭主流出口马赫数，可使固定总压、总温和出口面积的火箭主流与不同飞行马赫数下的发动机内冲压流动进行匹配，使发动机内流动在喉道、混合段和燃烧室处于壅塞状态。该简化建模方法可为发动机的前期理论设计提供方向上的指导。