作為未來航空航天運輸系統的一種極具前景的動力解決方案，基于火箭的聯合循環（RBCC）發動機的噴射工作模式——從地面靜態條件到馬赫數3——代表了整個飛行包線中最技術復雜和燃料消耗最密集的核心階段[1,2]。在此模式下，火箭發動機的噴射效應和二次燃燒過程的組織對于實現高推重比以及克服初始阻力和重力至關重要。燃燒組織方式直接決定了飛行器是否能夠從低速突破“加速瓶頸”達到高速。基于火箭的聯合循環（RBCC）發動機的噴射火箭模式（Ma=0～3）是實現高推重比和克服初始阻力及重力的關鍵階段。其燃燒組織方式直接決定了飛行器的低速加速性能和任務適應性[[3], [4], [5]]。

在RBCC發動機的推進模式中，擴散-加力燃燒（DAB）和同時混合-燃燒（SMC）是兩種主流的燃燒組織方法，它們采用截然不同的技術途徑。DAB方案強調過程分離和排序，通過物理結構將噴射混合和二次燃燒過程在空間上解耦，以優化和控制每個過程。相比之下，SMC方案強調過程集成和強化，高度整合了火箭支柱、燃料噴射和火焰穩定功能，在緊湊的空間內實現高強度混合和燃燒[6,7]。

近年來，國內外對擴散-加力燃燒（DAB）和同時混合-燃燒（SMC）這兩種燃燒組織方法的關鍵問題進行了大量的實驗和數值研究，推動了RBCC技術的快速發展。DAB強調分階段混合和燃燒，更適合低馬赫數和低溫進氣條件，而SMC在高馬赫數下表現出更高的混合和燃燒效率[[8], [9], [10]]。此外，混合器結構優化、燃料噴射策略和多級火箭配置等創新方法已成為提高RBCC性能的重要研究方向[1,10,11]。

在DAB模式下，燃燒主要發生在混合器和加力燃燒室中。過早燃燒會降低壓力提升性能和空氣摻混比，推力增強依賴于適當的喉部匹配和混合器長度[[11], [12], [13], [14], [15]]。相比之下，SMC實現了同時混合和燃燒，其混合效率和燃燒強度隨著混合比的減小而增加，在最佳混合比時達到最大比沖[8,11,14]。從工程實現的角度來看，SMC提供了更緊湊的結構，便于開發；而DAB在馬赫數2以上表現出吸引人的高比沖特性，此時比沖顯著增加，有可能大幅降低燃料消耗——這對于寬速范圍的發動機至關重要[16]。因此，如果在噴射模式下優先考慮高比沖，則DAB是更優的選擇，通過參數設計可以實現高噴射氣流和壓力比[16]。

然而，對于寬速范圍的RBCC發動機來說，必須同時考慮低速和高速性能。發動機的壓縮要求隨進氣馬赫數的變化而變化，內部流道截面積是一個關鍵的設計參數。雖然較大的管道直徑和較小的火箭流量可能優化噴射模式性能，但較大的管道可能與高速模式設計要求相沖突[17,18]，而較小的火箭流量可能在低馬赫數下導致推力不足，從而影響自主爬升能力。RBCC發動機的應用場景決定了設計考慮因素。雖然在沖壓模式中可以利用加速度和機動性，在極端條件下保持火焰穩定性以及實現高馬赫數耐久性相對容易實現，但實現自主加速和爬升則最具挑戰性。這一能力從根本上將RBCC與傳統的助推器輔助超燃沖壓模式區分開來。只有具備自主加速和爬升能力，才能消除助推器的需求，實現按需低速飛行，并為可重復使用和廣泛應用的系統鋪平道路。先前的研究闡明了RBCC噴射模式下的推力增強原理和關鍵參數，對性能理解做出了重要貢獻。然而，設計一個具有自主爬升能力的實際RBCC發動機需要在更廣泛的參數范圍內進行權衡設計，需要從整體性能的角度考慮操作背景和約束條件。目前這一領域的研究仍然較少，許多研究僅關注噴射流特性，而沒有整合推力要求、操作場景或高馬赫數設計兼容性。對于設計用于自主爬升的RBCC發動機，DAB和SMC之間的選擇仍存在爭議。這不僅是一個緊迫的工程問題，也是進一步研究RBCC噴射模式機制的關鍵前提。

值得注意的是，大多數現有的關于SMC和DAB的比較研究都集中在典型穩態操作條件下的性能，而不是從完整爬升軌跡的角度進行。不同的燃燒組織方式對應不同的發動機性能特性，這些特性又決定了飛行器的不同飛行軌跡。從爬升軌跡的角度進行分析，可以更直觀地比較兩種方法在特定飛行任務中的性能差異。這有助于全面評估它們在整個發動機工作范圍內的性能，為未來RBCC發動機的設計提供重要指導

本文為DAB和SMC兩種燃燒組織方法建立了數學模型。以從馬赫數0.7到馬赫數3、從0公里到20公里高度的爬升軌跡為基礎進行性能比較，評估了兩種方法下的燃料消耗和軌跡爬升特性。在寬速范圍內分析了自主加速RBCC發動機的性能，并提供了選擇燃燒組織方法的建議。