火箭基组合循环(RBCC)推进系统是一种能够将火箭和吸气式推进系统有机结合的组合推进系统,是未来可重复使用航天运输和临近空间飞行器的主要动力方案之一。目前,采用固定结构燃烧室的RBCC发动机是以牺牲引射、亚燃模态的性能来实现多模态的匹配以拓宽飞行包线。为了使宽范围工作的RBCC发动机在整个工作包线内均具有较优性能,有必要采取可行技术途径使发动机在不同的工作模态时尽可能处于最优状态。鉴于燃烧室变结构在提高和优化RBCC全弹道性能,解决RBCC发展难点技术问题方面能发挥的有益作用,本论文通过理论分析、三维CFD数值模拟以及地面直连试验相结合的手段,深入研究了变结构燃烧室提高发动机性能的可行性、变结构燃烧室内流动燃烧工作过程和发动机性能的影响因素及变化规律;通过变结构燃烧室结构实现及地面热态直连试验验证发动机性能,揭示了变结构燃烧室气动与燃烧特性,获得了变结构控制规律,为解决模态转换过程中多因素耦合下的进排气和燃烧稳定性问题提供理论基础与技术手段。论文主要研究内容和结论如下:(1)基于变结构燃烧室的RBCC发动机性能和燃烧室型面适配研究。研究了不同马赫数、喷油当量比、飞行动压和燃烧室内阻与燃烧室变几何结构关系,研究表明,应根据飞行马赫数大小,调整燃烧室扩张比,并根据不同的燃烧组织方式确定燃烧室面积大小;变结构燃烧室拓宽了燃料当量比调节范围,意味着可调推力的同时,有效提高发动机比冲性能;飞行动压的改变影响着燃烧室内燃料的热释放,不同飞行马赫数有其最适宜的飞行动压边界,可以藉此优化飞行器弹道;燃烧室中产生的任何阻力都将导致发动机性能的下降,尤其超燃时发动机性能随阻力系数的增加急剧下降,导致燃烧室不合理的面积需求,应致力于减小燃烧构件的迎风阻力;针对宽工作范围的变结构RBCC发动机冲压燃烧室,确定了燃烧室出口与进气道捕获面积比可变范围为0.2~0.91,亚燃超燃模态可在Ma6~Ma7之间可靠转换。(2)燃烧室几何喉道作用研究。在燃烧室许可极限静温3000K条件下,几何喉道的适用范围可以拓展到飞行马赫数Ma7;在飞行马赫数Ma>7后,燃烧室内基本保持纯超声速燃烧模式,燃烧室需要纯扩张流道。针对RBCC变结构燃烧室的数值模拟研究表明,几何喉道的节流作用使燃烧室处于亚声速状态,增加了燃料的驻留时间,有利于燃烧室内二次燃料的燃烧释热;几何喉道能够有效的控制释热区域,使其集中于燃烧室几何喉道之前。在同样的燃烧组织方式下,采用带几何喉道的变结构燃烧室能较大幅度提升燃烧室整体性能。(3)变结构燃烧室特性影响因素研究。一次火箭起到助燃增推作用,随着一次火箭流量的提升,一次火箭对燃烧效率提升作用减弱,主要起推力增加的作用;燃烧室几何喉道面积的改变影响了隔离段预燃激波串的强度,燃烧室内一定的释热量需要有与之相匹配的几何喉道面积;来流总温影响燃烧室长度需求,较高的来流总温下燃料的燃烧释热长度有效缩短,有利于缩短燃烧室长度;采用集中喷注燃料、集中燃烧释热的方式具有更高燃烧室性能;在飞行动压较低时,一次火箭助燃增推作用明显,此时适量的二次燃料喷注可以保证发动机比冲不变并进一步增加发动机推力。此外,通过调节几何喉道面积和燃烧室扩张比控制燃烧室压力,一方面改善较低马赫数燃烧室内二次燃料大当量比高效燃烧时进气道的起动性能,另一方面增加抵抗外界来流以及燃烧室内二次燃料燃烧的干扰能力,提高进气道启动状态的稳定性。(4)变结构燃烧室地面试验研究。验证了变结构燃烧室在Ma2~6宽范围工作的能力;通过在隔离段喷注少量燃料替代火箭射流稳焰作用,燃烧室实现了大推力火箭冲压燃烧模式向高比冲冲压燃烧模式的转换,可作为提高发动机比冲的有效技术途径;通过结构作动变化的动态调节试验验证了液压驱动机构及高温条件下动密封设计的有效性和可靠性,经受了十次以上热冲击试验;采用0.5 s结构渐变式调节控制规律可以平稳实现发动机工况变化,燃烧室压力快速响应且无超调。(5)变结构RBCC发动机全流道一体化匹配研究。采用数值模拟的手段,通过耦合进排气的变结构燃烧室燃烧组织实现了Ma2~7宽范围内燃烧室与进排气的匹配工作,获得了较优的发动机性能。通过与采用固定结构燃烧室的发动机性能对比发现,在Ma2来流时发动机比冲性能提高了55%,Ma3来流时火箭冲压和纯冲压状态发动机比冲性能分别提升了13.5%和30.2%,Ma4~Ma6范围则有接近10%的比冲性能提升,Ma7则提升了约2.6%。