火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle,RBCC)推进系统是火箭发动机与吸气式发动机组成的一体化推进系统。RBCC兼具火箭发动机高推重比和吸气式发动机高比冲的优点,充分发挥两种发动机的优势,并且实现了经济性与高性能的统一,引起了世界各国的高度重视。RBCC成为高超声速飞行器和天地往返运输运载器的首选动力。引射模态是RBCC推进系统起飞阶段,对总体设计起着至关重要的作用。本文通过热力循环分析、数值模拟和实验对影响引射模态的相关因素进行了分析。在理论方面,本文建立了RBCC引射模态的循环分析模型,通过热力循环分析对引射模态进行了计算。计算结果表明:当火箭的总温、总压等参数给定时,引射的空气量并不是越大越好,而是存在一个最佳引射系数使得发动机的推力最大;提高火箭总压,降低火箭总温有助于实现推力增益;减小二次流和一次流的混合损失,有助于实现较大的推力。利用fluent软件对RBCC引射模态进行了数值模拟。数值计算的结果表明:当逐渐提高火箭总压,引射的空气量会变大,但火箭总压达到某一值时,引射量开始下降;提高火箭总温引射量会下降;改变喷油位置会影响高温区域分布,但对引射模态下的引射量和推力影响不大;减小尾喷管出口半径,引射量减小,但出口速度增加;增加混合室长度有利于增加引射量,增加幅度不大,但是会增加一次流与二次流的掺混。在实验方面,设计了RBCC发动机,进行了RBCC冷态引射实验。实验结果表明:一次流流量太小,引射效果不明显,当提高一次流流量时,引射量和增压效果都很明显;当增加混合室长度时,对发动机通道内的压力分布,影响不明显,但有助于增加掺混。