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火箭基组合循环（RBCC）发动机的性能与飞行器相互耦合，导致RBCC发动机的设计研制需要针对相应的飞行弹道。对RBCC飞行器助推段等动压弹道设计方法进行研究，根据动力学和运动学方程式，提出了基于高度步长的等动压轨迹计算方法。利用提出的助推段轨迹设计方法建立了弹道计算程序，进行了以RBCC作为第一级动力的两级入轨飞行器助推段（Ma=0～8）飞行弹道仿真；根据仿真结果，采用遗传算法／序列二次规划联合优化策略，以推进剂最省为目标对非等动压爬升段RBCC发动机最优流量控制方案进行了研究。计算结果表明，所建模型及计