火箭基组合循环(RBCC)推进系统是实现高超声速飞行的最有潜力的动力方案，具有广泛的军事和民用航天应用前景，因而备受瞩目。引射火箭模态作为RBCC推进方案低速阶段的起飞动力，对于实现RBCC结构一体化、减轻结构重量和系统复杂度具有重要的意义。本文针对RBCC引射火箭模态的工作特点，对支板式引射火箭的总体性能和主要影响因素开展了理论和实验研究。 在理论方面，建立了引射火箭模态的性能分析模型，该模型考虑了化学反应放热、加质和变几何截面的影响；编写了相应的软件，并结合放热位置、流动参数和发动机结构进行了引射火箭的概念设计。结果表明：在固定二次喷管出口面积和氧／燃比的条件下，二次流(引射空气流)流量的增加引起混合气体出口速度的下降和总流量的增加，二者综合作用使发动机推力增加，但增幅不大，表明在设计发动机结构和工作参数时，不必过分追求大的引射系数；两种结构的性能对比分析表明了增压比对引射火箭性能的提高具有重要意义；对引射火箭的热力循环分析同样表明，增压比对于提高发动机性能非常关键。 应用非结构网格技术对引射火箭的流动进行了三维湍流数值模拟，分析了二次喷管对引射火箭总体性能、引射能力和混合状况的影响。结果表明：引射能力随着二次喷管出口面积的减小而减小；整体式引射燃烧室压强随着二次喷管出口面积的减小而上升，混合随之更为充分；存在一个最优的二次喷管出口面积，使发动机推力最大。 在实验方面，设计和组建了引射火箭实验系统，包括支板为特征结构形式的引射火箭实验发动机、自由射流式气路系统、燃料喷注系统和数据采集系统。利用固体火箭发动机做为燃气发生器，成功地进行了海平面静态自由引射实验。研究了一次流参数和二次喷管结构对引射效能和发动机推力的影响，找到了逐步提高推力的措施。结果表明：二次流流量随着一次流流量的增加而增加，由于二次流流量的增加速度低于一次流，引射系数减小；在纯扩张式结构实验中，引射燃烧室压强很低，难以实验推力增强；二次喷管改变了引射燃烧室的压强分布，降低了引射系数，改善了混合状况能；对于本文的实验结构，存在一个最优的二次喷管出口面积，使引射火箭推力最大，同数值模拟结果相吻合。表明在引射火箭设计时，应结合引射火箭的结构和流动参数对二次喷管出口面积进行优化设计，以达到最佳推力性能。 设计了旋流式雾化喷嘴，实现了煤油在引射火箭模态中的稳定燃烧，为进一步的燃烧组织研究奠定了基础。