预冷发动机是高超声速飞机最有效的推进系统之一,有望作为单级入轨航天飞机或两级入轨航天飞机助推级的推进系统。预冷发动机通过预冷器或冷质注入等形式,在发动机的发展历史上首次将传热过程加入到发动机的主动力循环之中。这些改变在获得发动机性能收益的同时也增加了循环的复杂性,并增添了发动机的安全工作边界和关键的被控变量。这些增量使得现有基于涡轮喷气式发动机热力循环和调节规律方面的研究工作可能不再完全适用于预冷发动机。以此为背景,本文开展了预冷发动机的热力循环及调节规律的研究。首先,以了解研究对象为目的,研究了预冷发动机的理想热力循环构型。本文选取了预冷空气涡轮火箭发动机作为主要的研究对象,对其理想循环功和理想循环热效率进行了推导,并和布雷顿循环做了对比。研究表明,预冷空气涡轮火箭发动机与布雷顿循环稍有不同,发动机理想热力循环的控制体由空气和燃料共同构成,且增添了循环冷却比这一影响循环性能的因素。其次,通过对预冷发动机实际热力循环性能的理论分析和推导,明确了预冷发动机的5个循环自变量分别为风扇压比、油气比、预冷器热载荷、总热载荷和总换热总压恢复系数。明确了其中燃烧室换热器换热量对发动机性能影响不大,并对发动机自变量的取值给出了多目标约束优化的策略来优化发动机循环自变量组,使得达到发动机性能的最大化。通过对其他循环参变量的敏感度分析,提出了应重点提高风扇的效率来改善发动机性能。定义了“预冷深度”的概念,分析了发动机的安全工作边界组成,明确了工作过程中触碰安全边界的先后顺序。对于预冷空气涡轮火箭发动机在高马赫数下涡轮功不足的情况,对其改型发动机,即预冷涡轮喷气式发动机做了性能计算和对比分析。最后,构建了慢车状态以上预冷空气涡轮火箭发动机的含动态变工况模型,研究了该发动机的动态工作特性,并在此基础之上研究了适用于该发动机的调节规律。通过对该发动机转子和预冷器的动态建模,明确了预冷器的时间常数相比于转子而言可以忽略,该发动机可近似为一阶系统。分析了该发动机相比于传统发动机而言所面临的控制新问题,推导了以预冷空气涡轮火箭发动机为例的预冷发动机的共同工作方程,明确了该发动机与传统发动机相比增加了一个自由度。针对预冷发动机飞行包线宽广的特点,提出了应采用基于相对换算参数的组合调节规律。对于组合调节规律中涉及被调节量和阶段分界点选取的依据,给出了以发动机最大工作状态调节规律为例的稳态调节规律。