多模态爆震组合发动机是本世纪初提出的全新动力概念,预计应用于高超声速飞行器以及空天飞机。多模态爆震组合发动机包含四个运行模态:加装引射器的脉冲爆震火箭发动机(EAPDRE)模态、脉冲正爆震波发动机(PNDWE)模态、稳态斜爆震波发动机(ODWE)模态和纯脉冲爆震火箭发动机(PDRE)模态。在多模态爆震组合发动机概念中,PNDWE和PDRE这两个模态无疑是整个概念成功实现的关键和基础。因此,本文主要针对PDRE和PNDWE这两个模态进行理论、实验和数值研究。　　(1)发展高频PDRE的实验探索　　使用液体航空煤油为燃料、氧气为氧化剂、氮气为隔离气体,选用高频电磁阀控制油气间歇供给,开展了高频PDRE实验探索和研究。实现了煤油/氧气PDRE模型样机50Hz的高频运行,这是迄今为止使用液体燃料的带阀PDRE所达到的最高工作频率。通过对PDRE基本工作过程的分析,结合现有的PDRE实验数据,研究了影响煤油/氧气PDRE极限工作频率的因素。分析结果表明,两相煤油/氧气PDRE的工作频率仍有进一步提高的潜力。提出了一套新的单管PDRE双路供给与点火方案,并对这种方案进行了初步实验验证。实验结果表明,单管PDRE双路供给与点火方案是完全可行的,单个电磁阀工作频率仅为爆震频率的一半,可大幅降低PDRE运行频率对电磁阀响应频率的依赖性。　　(2)发展高性能PDRE的实验研究　　开展了PDRE变频实验,在保持阀门占空比和供给压力不变的前提下,对工作频率、填充分数和PDRE性能这三者之间的相互关系进行了定量研究,获得的结果有助于掌握PDRE的主动控制规律,以保证起飞阶段PDRE运行性能最优。采用三种结构形式的螺旋凹槽作为爆震强化装置,研究了螺旋凹槽在高频条件下强化爆震的效果以及对发动机性能的影响。使用螺旋凹槽作为爆震强化装置,工作频率为35Hz时,PDRE能够长时间稳定运行。较之螺旋半圆形凹槽和螺旋三角形凹槽,螺旋方形凹槽强化爆震的稳定性相对较差。较之Shchelkin螺旋,螺旋半圆形凹槽带来的推力增益达11.9％。提出了一种新的多分支管PDRE设计方案,并对分支管构型、分支管数目对于平均推力的影响进行了实验研究。较之原有的单管设计,90度转角双分支管PDRE带来的推力增益达73.3%。　　(3)PDRE性能计算和分析　　利用等容循环模型和CEA程序,对于不同背压条件下和真空条件下的PDRE进行了性能分析和计算。结果显示:在地面条件下获得的PDRE比冲值没有充分显现PDRE的能量转换水平。估算了使用各种推进剂的带收敛喷管的PDRE地面极限比冲值,估算了煤油/氧气PDRE的真空比冲变化范围。在供给系统相同和最大材料应力相同两种条件下,比较了PDRE和常规稳态火箭发动机的性能。当PDRE和稳态火箭发动机的性能相当时,PDRE的填充压力要比常规火箭发动机低得多。　　(4)PNDWE理论分析　　从燃烧熵增的角度对PNDWE进行了理论分析。在相同飞行条件和相同释热量条件下,对传统Hugoniot方程加以改进,发展了适用于非稳态燃烧发动机的滞止Hugoniot方程。分析了不同燃烧模式的熵增沿滞止Hugoniot曲线的变化,从熵增角度将PNDWE与亚声速燃烧冲压发动机以及超声速燃烧冲压发动机进行了比较。理论分析结果显示,基于非稳态爆震燃烧的PNDWE具有理论优势,但是非稳态正爆震波前马赫数需要遵从一定的选取原则。估算出的PNDWE优势飞行马赫数范围约为3到7。此外,还讨论了PNDWE出口边界的对爆震波存在形态的影响。　　(5)PNDWE数值模拟　　对管内超声速可燃混气中爆震波的起始和传播过程进行了数值模拟,自点火依靠气动结构实现。采用二维欧拉方程描述爆震燃烧的化学反应流场,使用9组分19步基元化学反应模型来描述氢气/空气化学反应过程。研究了爆震室进口马赫数、爆震室构型对于爆震起始和传播过程的影响。研究了不同条件下爆震波的存在形态、复杂波系之间的相互作用以及逆流传播正爆震波向驻定斜爆震波的过渡条件。