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针对RBCC（火箭基组合循环）发动机的亚燃模态,通过三维数值模拟计算,分析了不同的工况下RBCC发动机中的受热情况,得到热载荷分布。其中一次火箭、小支板尾端、凹腔出口受热最为严重。计算发现一次火箭的流量越大,对流换热系数越大。支板壁喷会产生二氧化碳剪切层,影响燃烧效率;但是会降低热流密度。通过较为系统的热力分析,为RBCC发动机热防护提供一定的设计依据。