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本发明属于航空航天发动机技术领域，具体涉及一种火箭基爆震冲压组合循环发动机及其使用方法和应用。本发明组合循环发动机，包括依次连接的中心锥体(1)、壳体(2)、尾喷管(3)，所述中心锥体(1)的底部伸入壳体(2)内部与固定隔板(5)连接，所述中心锥体(1)的锥体部分与壳体(2)的内壁形成可调进气道(4)，所述壳体(2)内部设置有火箭发动机(8)、将所述火箭发动机(8)环形包围的圆环状的爆震冲压燃烧室(7)。本发明能够充分发挥火箭发动机、冲压发动机及旋转爆震燃烧推进的各自优势，能够满足未空天飞行器在大气层内高效吸气式飞行和跨大气层火箭入轨飞行的多模式组合推进需求。

本发明巧妙利用了轴对称冲压发动机燃烧室与旋转爆震发动机燃烧室的流道构型相似性，进行流道共用融合设计，构建了环形的多模态爆震冲压燃烧室，同时充分利用轴对称发动机内部空心环腔区域，集成组合了大推力液体火箭发动机，使得流道结构更加紧凑集成、轻质高效。 本发明采用轴对称伞状可调的共用尾喷管方案，可以适应引射模态、火箭增强旋转爆震冲压模态、旋转爆震冲压模态、纯火箭模态下不同膨胀比匹配调节要求，最大程度发挥组合发动机全速域推进性能。 本发明吸气式工作模式可以达到Ma 0-12，可以尽最大能力充分利用大气中氧气、发挥吸气式高比冲性能，提高吸气式加速阶段的速度增量贡献，相比SABRE发动机，吸气式工作范围更宽，同时系统相对简单。

罗飞腾科学研究方向 亚燃\超燃冲压、火箭冲压组合、火箭发动机内流流动、燃烧相关基础研究 高超声速冲压及组合发动机（RBCC、TBCC）总体设计技术研究 高超声速飞行器/推进系统一体化设计技术研究 新概念空天推进技术探索研究