作为未来航空航天运输系统的一种极具前景的动力解决方案，基于火箭的联合循环（RBCC）发动机的喷射工作模式——从地面静态条件到马赫数3——代表了整个飞行包线中最技术复杂和燃料消耗最密集的核心阶段[1,2]。在此模式下，火箭发动机的喷射效应和二次燃烧过程的组织对于实现高推重比以及克服初始阻力和重力至关重要。燃烧组织方式直接决定了飞行器是否能够从低速突破“加速瓶颈”达到高速。基于火箭的联合循环（RBCC）发动机的喷射火箭模式（Ma=0～3）是实现高推重比和克服初始阻力及重力的关键阶段。其燃烧组织方式直接决定了飞行器的低速加速性能和任务适应性[[3], [4], [5]]。
在RBCC发动机的推进模式中，扩散-加力燃烧（DAB）和同时混合-燃烧（SMC）是两种主流的燃烧组织方法，它们采用截然不同的技术途径。DAB方案强调过程分离和排序，通过物理结构将喷射混合和二次燃烧过程在空间上解耦，以优化和控制每个过程。相比之下，SMC方案强调过程集成和强化，高度整合了火箭支柱、燃料喷射和火焰稳定功能，在紧凑的空间内实现高强度混合和燃烧[6,7]。
近年来，国内外对扩散-加力燃烧（DAB）和同时混合-燃烧（SMC）这两种燃烧组织方法的关键问题进行了大量的实验和数值研究，推动了RBCC技术的快速发展。DAB强调分阶段混合和燃烧，更适合低马赫数和低温进气条件，而SMC在高马赫数下表现出更高的混合和燃烧效率[[8], [9], [10]]。此外，混合器结构优化、燃料喷射策略和多级火箭配置等创新方法已成为提高RBCC性能的重要研究方向[1,10,11]。
在DAB模式下，燃烧主要发生在混合器和加力燃烧室中。过早燃烧会降低压力提升性能和空气掺混比，推力增强依赖于适当的喉部匹配和混合器长度[[11], [12], [13], [14], [15]]。相比之下，SMC实现了同时混合和燃烧，其混合效率和燃烧强度随着混合比的减小而增加，在最佳混合比时达到最大比冲[8,11,14]。从工程实现的角度来看，SMC提供了更紧凑的结构，便于开发；而DAB在马赫数2以上表现出吸引人的高比冲特性，此时比冲显著增加，有可能大幅降低燃料消耗——这对于宽速范围的发动机至关重要[16]。因此，如果在喷射模式下优先考虑高比冲，则DAB是更优的选择，通过参数设计可以实现高喷射气流和压力比[16]。
然而，对于宽速范围的RBCC发动机来说，必须同时考虑低速和高速性能。发动机的压缩要求随进气马赫数的变化而变化，内部流道截面积是一个关键的设计参数。虽然较大的管道直径和较小的火箭流量可能优化喷射模式性能，但较大的管道可能与高速模式设计要求相冲突[17,18]，而较小的火箭流量可能在低马赫数下导致推力不足，从而影响自主爬升能力。RBCC发动机的应用场景决定了设计考虑因素。虽然在冲压模式中可以利用加速度和机动性，在极端条件下保持火焰稳定性以及实现高马赫数耐久性相对容易实现，但实现自主加速和爬升则最具挑战性。这一能力从根本上将RBCC与传统的助推器辅助超燃冲压模式区分开来。只有具备自主加速和爬升能力，才能消除助推器的需求，实现按需低速飞行，并为可重复使用和广泛应用的系统铺平道路。先前的研究阐明了RBCC喷射模式下的推力增强原理和关键参数，对性能理解做出了重要贡献。然而，设计一个具有自主爬升能力的实际RBCC发动机需要在更广泛的参数范围内进行权衡设计，需要从整体性能的角度考虑操作背景和约束条件。目前这一领域的研究仍然较少，许多研究仅关注喷射流特性，而没有整合推力要求、操作场景或高马赫数设计兼容性。对于设计用于自主爬升的RBCC发动机，DAB和SMC之间的选择仍存在争议。这不仅是一个紧迫的工程问题，也是进一步研究RBCC喷射模式机制的关键前提。
值得注意的是，大多数现有的关于SMC和DAB的比较研究都集中在典型稳态操作条件下的性能，而不是从完整爬升轨迹的角度进行。不同的燃烧组织方式对应不同的发动机性能特性，这些特性又决定了飞行器的不同飞行轨迹。从爬升轨迹的角度进行分析，可以更直观地比较两种方法在特定飞行任务中的性能差异。这有助于全面评估它们在整个发动机工作范围内的性能，为未来RBCC发动机的设计提供重要指导
本文为DAB和SMC两种燃烧组织方法建立了数学模型。以从马赫数0.7到马赫数3、从0公里到20公里高度的爬升轨迹为基础进行性能比较，评估了两种方法下的燃料消耗和轨迹爬升特性。在宽速范围内分析了自主加速RBCC发动机的性能，并提供了选择燃烧组织方法的建议。
