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2012年7月 第十五届全国激波与激波管学术会议论文 Jul. ，2012收稿日期： ；修订日期： 基金项目：省级以上基金项目（基金编号）文章编号：高超声速飞行器后体/尾喷管内外流相互作用数值模拟研究周 凯，贺 旭 照，秦 思，吴 颖 川（中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心，绵阳 621000)摘 要：针对吸气式高超声速飞行器后体/尾喷管内外流相互作用问题开展数值模拟研究，建立了后体/尾喷管内外流相互作用数值模拟方法和软件。
对一种开放式单壁膨胀尾喷管后体尾喷管内外流相互作用问题进行了模拟研究，研究结果表明：由于内外流相互作用的存在，导致尾喷管及后体底部区域流动结构非常复杂，产生了复杂的激波和膨胀波系以及剪切层结构，对于所研究的开放式单壁膨胀尾喷管，冷/热态喷流影响差异较大，尤其是对翼舵的控制力矩和法向力影响不可忽视，这将直接影响到飞行器的控制和稳定特性。
关键词：高超声速飞行器；后体尾喷管；内外流；相互作用中图分类号： （可按《中国图书馆分类法》查找） 文献标识码：A0 引 言高超声速飞行器后体/尾喷管的高温、高速喷流与外流场之间存在着明显的相互作用，其流动状态十分复杂，这种相互作用对飞行器的总体性能以及气动特性和操纵特性等存在着明显的影响，因此有必要对这种干扰进行详细研究。
内喷流对飞行器的影响主要表现在以下三个方面[1,2]：①喷流的直接作用：包括喷流的反用推力、喷流直接打到飞行器某部件上（如尾喷管和翼舵等）的作用力。
②喷流的引射效应：由于气体存在粘性，高速喷流对外流产生抽吸作用，使外流流线向喷流轴线方向弯曲，流速增加，静压降低。
③喷流的体积效应：“体积效应”又称为自由边界效应或位移效应，喷流边界类似一个实体边界，对气流产生阻塞作用，迫使外流流线向外弯曲，静压增高。
除了喷流对飞行器外部绕流有影响外，飞行器的外部绕流对喷管内的流动（内流）亦有影响，从而影响尾喷管的推力和飞行器局部热环境，由于外流对喷流的干扰使发动机的高温喷流向底部回流，使飞行器底部温度明显增高。
第39卷第6期力学进展Vol.39No.6 2009年11月25日ADVANCES IN MECHANICS Nov.25,2009高超声速飞行器动力系统研究进展王振国梁剑寒†丁猛范晓樯吴继平林志勇国防科技大学航天与材料工程学院,湖南410073摘要简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列出了在总体设计、进气道、燃烧室、尾喷管、热防护、轻质结构、燃油供应与控制等方面的关键技术.第4部分回顾了上述几种典型发动机的发展历程,比较全面地介绍了世界主要航空、航天大国在动力系统关键技术攻关与系统研制方面的主要研究计划和取得的主要进展,总结了经验教训,指出了发展趋势.第5部分阐述了高超声速飞行器动力系统中的燃烧过程及其燃烧基本问题,介绍了主要研究进展.关键词高超声速飞行器,超燃冲压发动机,爆震发动机,组合循环发动机,超声速燃烧,爆震燃烧1引言1.1高超声速飞行器概念及其特点高超声速飞行器是指以吸气式及其组合式发动机为动力,在大气层内或跨大气层以Ma5以上的速度远程巡航飞行的飞行器.高超声速飞行器主要在临近空间,以Ma6∼Ma15的高速度巡航飞行,其巡航飞行速度、高度数倍于现有的飞机;同时由于采用吸气式发动机,其燃料比冲远高于传统火箭发动机,而且能实现水平起降与可重复使用,因此空间运输成本将大大降低.高超声速飞行器技术的发展将导致高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等新型飞行器的出现,成为人类继发明飞机、突破音障、进入太空之后又一个划时代的里程碑.1.2高超声速飞行器动力系统概述高超声速飞行器具有如此优异的性能主要原因在于采用了革命性的动力系统.首先,由于巡航飞行马赫数远远高于传统战斗机,现有的吸气式发动机已不再适用.当马赫数高于3时由于进气道激波产生的压缩已经很强,不再需要压气机,而应当采用冲压发动机;而当马赫数达到6左右时,气流的总温已达1500K以上,传统的亚声速燃烧冲压发动机效率大大降低;而如果保持进入发动机的气流为超声速,在超声速气流中组织燃烧,发动机仍能有效地工作,这就是超声速燃烧冲压发动机(scramjet-supersonic combustion ramjet, SSCR).超燃冲压发动机在Ma6以上的性能远高于亚燃冲压发动机,它能工作到Ma12∼Ma15左右,见图1.尽管超燃冲压发动机在Ma6以上性能最佳,但它在Ma4以下不能有效工作,低速条件下无法自启动.因此空天飞行器需要采用其它类型的发动机来加速至Ma4左右.高超声速巡航导弹等一次性使用的飞行器可采用火箭助推,而多次重复使用和水平起降的空天飞行器则需要高效的组合循环动力系统.在Ma3以下航空涡轮发动机具有很高的燃料比冲性能,结合冲压技术的涡轮发动机可以工作到Ma4,在Ma4以上可采用亚燃/超燃双模态冲压发动机.因此采用涡轮发动机和双模态冲压发动机的组合动力系统(turbine-based combined cy-cle,TBCC)是在大气层内飞行的空天飞行器的一个很好的选择.而基于火箭技术的火箭基组合循环(rocket-based combined cycle,RBCC)发动机也能够实现零速自启动、加速至Ma4左右转入双模态超燃冲压发动机模态,而后在Ma12∼Ma15以上转入纯火箭模式,直至入轨.RBCC动力系统适收稿日期:2008-09-22,修回日期:2009-09-03†E-mail:jhleon@第6期王振国等:高超声速飞行器动力系统研究进展717合于跨大气层飞行的空天飞行器.此外,由于爆震燃烧具有燃烧反应快、距离短和热力循环效率高等优点,利用爆震来组织燃烧的发动机具有很高的理论性能,结构简单,而且还具有低速自启动的能力,因此在高超声速飞行器上有很好的应用前景.目前主要有脉冲爆震发动机(pulse detonation engine,PDE),连续爆震发动机和斜爆震发动机等.爆震发动机可以作为高超声速飞行器的独立动力装置,也可以与火箭发动机、涡轮喷气发动机以及冲压发动机组成混合动力系统.图1吸气式发动机性能2典型发动机基本原理与系统组成2.1超燃冲压发动机冲压发动机是吸气式发动机的一种,它利用大气中的氧气作为全部或部分的氧化剂,与自身携带的燃料进行反应.与压气机增压的航空发动机不同,它利用结构部件产生激波来对高速气流进行压缩,实现气流减速与增压,整体结构相对简单.冲压发动机的结构示意图如图2所示.其工作原理是首先通过进气道将高速气流减速增压,在燃烧室内空气与燃料发生化学反应,通过燃烧将化学能转变为气体的内能.最终气体经过喷管膨胀加速,排入大气中,此时喷管出口的气体速度要高于进气道入口的速度,因此就产生了向前的推力.图2冲压发动机结构示意图理想的冲压发动机的工作循环示意图如图3所示.该循环称为布莱顿(Brayton)循环.其中过程H−→2为绝热压缩,在进气道中实现;2−→3为等压加热,在燃烧室中进行;3−→4为绝热膨胀,在尾喷管中完成;4−→H为工质在大气中冷却的过程.在实际工作工程中,由于存在多种因素导致的流动与热量损失,冲压发动机的实际工作效率会低于布莱顿循环的效率.图3布莱顿循环传统的冲压发动机首先通过进气道将来流速度滞止为Ma0.3以下的低速气流,然后在气流中喷注燃料、组织燃烧,称之为亚燃冲压发动机.当飞行器速度高于Ma5以上时,将气流速度降至低速将导致燃烧室入口气流静温急剧升高,对发动机结构设计与热防护等方面造成了极大的困难;同时,高静温也会导致煤油分解,热量无法加入,发动机不能产生推力;另一方面,将高超声速气流压缩到低速将产生很大的激波损失,降低推力性能,因此亚燃冲压发动机的应用受到了严重制约.为避免燃烧室入口高静温来流所带来的诸多问题,超燃冲压发动机让气流以超声速进入燃烧室,在超声速气流中组织燃烧,来流静温、静压和总压损失大大降低,因而可以实现较高的性能,成为大气层内高超声速飞行的理想动力装置,在Ma>8时是唯一可用的吸气式动力装置.超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室与尾喷管组成.其中进气道的主要功能是捕获足够的空气,并通过一系列激波系进行压缩,为燃烧室提供一定流量、温度、压力的气流,便于燃烧718力学进展2009年第39卷的组织.隔离段是位于进气道与燃烧室之间的等直通道,其作用是消除燃烧室的压力波动对进气道的影响,实现进气道与燃烧室在不同工况下的良好匹配.当燃烧室着火后压力升高,隔离段中会产生一系列激波串,激波串的长度和位置会随着燃烧室反压的变化而变化.当隔离段的长度足够时,就能保证燃烧室的压力波动不会影响进气道.燃烧室是燃料喷注和燃烧的地方,超燃冲压发动机中燃料可从壁面和支板或喷油杆喷射.超燃冲压发动机中的火焰稳定与亚燃冲压发动机不同,它不能采用“V”型槽等侵入式火焰稳定装置,因为它们将带来巨大的阻力,因此目前普遍采用凹腔作为火焰稳定器.尾喷管则是气流膨胀产生推力的地方.与传统吸气式发动机相比,超燃冲压发动机的阻力较大,实现推阻平衡比较困难.为了降低飞行器阻力,必须采用飞行器机体/发动机一体化设计.通常将超燃冲压发动机置于高升阻比机体下腹部,飞行器前体下壁面作为进气道外压缩段,后体下壁面作为喷管的外膨胀段(如图4所示).图4超燃冲压发动机原理经过50多年的发展,至今已经发展出多种超燃冲压发动机方案,大致可分为纯超燃冲压发动机、双模态超燃冲压发动机和双燃烧室超燃冲压发动机3类.纯超燃冲压发动机是指其完全采用超声速燃烧模态(简称“超燃”),工作模态单一、工作范围一般大于Ma6;双模态超燃冲压发动机(scramjet-dual mode scramjet,DM)是指其能够工作在亚声速燃烧(简称“亚燃”)与超声速燃烧两种模态下,它将发动机低速工作范围扩展到Ma4左右;双燃烧室超燃冲压发动机(dual combustor ram-jet,DCR)串联了亚燃与超燃两个燃烧室,其中亚燃燃烧室起到提供高温富燃燃气或点火源的作用,其有效的工作范围为Ma3∼Ma6.2.2爆震发动机爆震是一种激波与燃烧波相互耦合并以超声速传播的燃烧形式,具有能量释放速率快、热力循环效率高等优点,通过爆震来组织燃烧的发动机称为爆震发动机.根据爆震燃烧组织形式的不同,可分为脉冲爆震发动机、连续爆震发动机和斜爆震发动机等类型.2.2.1脉冲爆震发动机脉冲爆震发动机是众多爆震推进概念中最受关注的一种[1].这种发动机的结构比较简单,其主要构件只有一个爆震管和一个推力喷管,如图5所示.按照脉冲爆震发动机工作循环的特点,可以把它的工作循环分为充气、爆震和排气3个过程.图5(a)为进气过程:打开进气阀门给爆震管充入可燃混合气体,图示的接触间断(contact surface)代表了运动可燃混合气体的前沿.图5(b)为爆震过程,当可燃混合气体充入到一定程度,即可燃气体的接触间断达到给定位置时,关闭进气阀门并触发爆震管封闭端的点火装置,使混合气体点燃并迅速形成稳定爆震向右传播.循环匹配条件要求爆震波在推力喷管喉口处刚好赶上可燃混合气体的接触间断面.图5(c)是排气过程,这个过程是利用爆震波在推力喷管处诱导的稀疏波来完成的.当爆震管内的压力降到一定程度时,进气阀开启,重复下一个进气过程.图5脉冲爆震发动机单循环工作过程示意图由于PDE在经过爆燃向爆震转变后变成了爆震燃烧模态,热力循环效率很高,这类发动机和传统的吸气推进装置相比具有热效率高、比冲大以及结构简单等特点.脉冲爆震发动机工作范围宽,适用范围广,既可以单独使用,也可与火箭发动机、涡喷/涡扇发第6期王振国等:高超声速飞行器动力系统研究进展719动机或冲压发动机组成混合发动机或组合循环发动机.将脉冲爆震发动机与涡扇发动机相结合可组成混合式脉冲爆震发动机(hybrid PDE),见图6.将爆震管布置在涡扇发动机的外涵道,爆震管依次工作,产生推力.采用这种方式可增大涡扇发动机的推力,降低油耗,减少尾气中NOx的排放.图6脉冲爆震混合涡扇发动机[2]2.2.2连续爆震发动机爆震燃烧的另一形式叫螺旋爆震,由于爆震波传播方向与来流的方向是垂直的,所以它是通过横向爆震波燃烧,其形成的爆震结构与其他爆震波相差较大,没有明显的三波点结构,见图7和图8所示.相对于脉冲爆震发动机而言,螺旋爆震发动机中的爆震波在燃烧室内是连续工作的,所以又被称为是连续爆震发动机(continuous detonation wave rocket engine,CDWRE),如图9所示.图7连续爆震发动机燃烧室原理图[3]图8连续爆震发动机燃烧室内的气流流路[3]图9螺旋爆震发动机示意图[4]2.2.3斜爆震发动机与超声速脉冲爆震冲压发动机斜爆震发动机利用驻定的斜爆震波来组织燃烧,它应用于来流速度达到或超过C-J(Chapman-Jouguet)爆震速度的情况.它允许进入燃烧室的气流比扩散控制的超燃冲压发动机保持更高的马赫数,同时要求来流已经充分预混,达到起爆临界条件.通过在燃烧室入口附近产生的几道斜激波诱导燃烧或爆震,或者通过外加点火源来直接起爆来完成燃烧,这类发动机统称为驻定斜爆震波发动机,见图10所示,它的很多方面都优于超燃冲压发动机,主要体现在以下两点,燃烧能在很短的距离内完成,并且燃烧热力效率很高;燃烧室可以设计成很短,大大减轻了发动机的结构重量,也减轻了壁面的冷却负荷.研究表明,通过C-J爆震的方式来组织的燃烧,熵增最小,总压损失最小,发动机的效率最高[5,6].现有的斜爆震发动机(oblique detonation engine,ODE),激波诱导燃烧超燃冲压720力学进展2009年第39卷发动机(Shcramjet shock induced combustion ram-jet,SSICR),激光自持斜爆震发动机等都属于这一类型,可统称为驻定的斜爆震发动机.图10斜爆震发动机概念图超声速脉冲爆震冲压发动机与斜爆震发动机结构上基本一致,不同之处是前者主要应用在来流速度小于产生的C-J爆震速度,此时产生的爆震波将往上游传播,需进行脉冲方式点火燃烧,同时也需要更长的燃烧室.2.3组合循环发动机由于超燃冲压发动机在低马赫数下无法有效工作,所以必须依靠其他推进装置将其送入接力点;而脉冲爆震发动机虽然能够实现低速自启动,但随马赫数增加其性能下降很快,工作上限在Ma5左右.因此要实现高超声速飞行器自加速、带动力水平着陆、可重复使用,必须采用多种发动机的组合循环动力系统.组合循环发动机是由两种或两种以上不同类型的热力循环发动机有机地组合而成的,它可以充分发挥不同类型发动机的优点,实现优化组合,拓宽使用范围.当前的组合循环发动机主要有火箭基组合循环(RBCC)发动机和涡轮基组合循环(TBCC)发动机以及基于爆震的组合循环动力系统等.2.3.1火箭基组合循环(RBCC)发动机工作原理火箭基组合循环发动机(rocket based com-bined cycle,RBCC)将火箭发动机和吸气式发动机结合在一起,组成了一个一体化的推进系统,它共有四个工作模态:引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态.通过在部分轨道上升段使用空气中的氧,可以获得比火箭发动机更高的平均比冲.图11为一个典型的RBCC发动机示意图.图11典型RBCC发动机结构示意图RBCC发动机一般由进气道、混合/扩压室、燃烧室和喷管组成.其中火箭发动机布置在混合/扩压室中,火箭发动机工作在富燃工况,与来流混合后继续燃烧.燃烧室中也可布置燃料喷注点,继续喷注燃料,进行补燃.当Ma=0∼3时,RBCC发动机采用引射模态工作.在从火箭排出的高温燃气的引射作用下,空气被吸入混合/扩压室,与富燃燃气混合并燃烧.由于来流动压低,发动机的推力主要由引射火箭提供.高温燃气与空气掺混后,进行补燃燃烧,也产生推力,称为推力增强(thrust augmentation).在Ma3∼6时,采用亚声速燃烧冲压模态,火箭的排气量减少,从进气道流入的高速气流的压力在扩压段得到恢复.由于气流的总压升高,恢复的压力可以产生足够的推力.在这种情况下,引射火箭工作在高混合比、低燃烧室压力的状态下,可以作为值班火焰.随着Ma的进一步提高,在Ma6∼Ma7时,发动机由亚燃冲压模态转变到超燃冲压模态,采用超声速燃烧冲压模态.飞行器在超燃冲压发动机的推动下继续加速.当飞行马赫数超过约12∼15时,发动机转入纯火箭模态,进气道关闭,仅由火箭产生推力.2.3.2涡轮基组合循环(TBCC)发动机工作原理TBCC发动机则是将涡轮/涡扇喷气发动机与双模态超燃冲压发动机有机整合而成的,一般采用上下并联方式布置.图12为典型的TBCC发动机示意图,涡轮喷气发动机单独布置在一个流道中,二者共用尾喷管.TBCC发动机的工作原理与RBCC发动机相类似:在起飞和低速阶段,涡轮发动机进气口打开,发动机以涡轮/涡扇喷气方式工作;当飞行器速度达到冲压发动机工作速度后,冲压发动机开始工作,随着速度的增加,涡轮发动机进气口逐渐关闭.当速度达到Ma6左右时冲压发动机转入超燃模态,并将飞行器加速到更高的速度;减速时工作程序则相反.第6期王振国等:高超声速飞行器动力系统研究进展721图12典型TBCC发动机结构示意图喷流预冷却TBCC发动机也是近年来涡轮基组合循环推进系统的另一种形式.其组成形式是在常规涡轮发动机的压气机前部加装液体喷射系统.这种发动机的工作原理是喷射流体到进气道,蒸发冷却进气道中的气流,使空气温度下降,密度增加,这样就增大了通过发动机的空气流量,也就增大了推力.虽然增大的推力主要是靠空气,但喷入进气道的冷却液体也起到增大发动机推力的作用,使推力额外增大5%∼20%.通过系统的论证和分析计算,预冷却TBCC发动机最高工作马赫数可达到6以上,且比冲压发动机有更高的推重比.图13给出了喷流预冷却发动机的结构图.图13喷流预冷却TBCC发动机的配置图2.3.3基于爆震的组合循环式发动机(combined cy-cle PDE)将脉冲爆轰发动机与冲压发动机、超燃冲压发动机或火箭发动机等组合,可形成高效率、全马赫数飞行范围的组合循环动力系统.图14为目前提出的一种单一流道、组合循环发动机的方案[7].模式1为带扩张引射器的脉冲爆轰火箭发动机模式,此模式从起飞工作到超声速段.模式2为脉冲爆轰发动机模式,此模式工作于燃烧室来流M2<M CJ阶段.模式3为稳定斜爆轰发动机模式,工作于燃烧室来流M2>M CJ阶段.当来流速度更高时,发动机工作于脉冲爆轰火箭发动机(pulse detonation rocket,PDR)模式,可实现入轨.可见此类发动机最大优点是采用简单、单一的流道能实现最终的单级入轨.图14基于爆震的组合循环动力系统工作模态[7]3动力系统难点与关键技术由前节的叙述可知,高超声速飞行器动力系统与传统的航空、航天动力系统存在很大差异,许多都是原理上创新的,因此在研制过程中,面临的难点很多,需要攻克大量的关键技术,才有可能进入实用.3.1难点3.1.1高效进气与压缩在兼顾飞行器其它总体技术要求的情形下,实现发动机的高效进气与压缩,是高超声速飞行器动力系统的难点之一[8].进气道是完成发动机进气与压缩的关键部件,主要作用是对来流进行扩压减速,为发动机燃烧室提供高品质的压缩空气流,其性能高低直接影响着发动机的综合性能.进气道的设计一般应满足以下几个方面的性能要求:(1)进气扩压过程总压损失小;(2)进气道出口气流流场品质满足燃烧室要求;(3)进气道的速度、攻角特性好、稳定裕度高;(4)进气道外阻小;(5)结构简单、维护方便等.前3方面是进气道高效进气与压缩的要求,后两方面则是飞行器气动性能与结构方面的要求.按照飞行速度划分[9,10],高超声速飞行器动力系统的进气道可以分为高超声速进气道与超声722力学进展2009年第39卷速进气道,由于超声速进气道在飞机上已经广泛使用,且发展相对成熟,仅对高超声速进气道的难点问题进行阐述.高超声速进气道从构型上可以分为二维进气道、三维侧压进气道、轴对称进气道和内转向进气道等,这几种进气道形式各有优缺点,一般根据飞行器的具体形式选择合理的进气道形式.高超声速进气道的基本构型为一个收缩通道后接一等直或微扩通道,其基本工作原理是利用这一收缩通道将高超声速来流压缩减速至较低马赫数.高超声速进气道的典型流场结构如图15所示,高超声速来流首先受到进气道前体压缩面的预压缩,然后再受到隔离段激波串的进一步压缩,最后以超声速进入燃烧室.可见高超声速进气道的工作过程就是一个将高超声速来流进行压缩减速的过程,如何实现高效进气与压缩,是高超声速进气道设计的关键.图15高超声速进气道的典型流场结构高超声速进气道的设计中,主要存在以下几个难点问题:(1)波系配置难进气道预压缩段与进气道入口段存在较为复杂的激波与膨胀波系,激波与边界层发生干扰之后,还会在流场中产生更为复杂的波系结构,因此对波系进行合理配置存在较大困难.在进气道设计中,必须准确把握进气道的流场结构,才能合理地配置进气道内部的波系结构,降低激波和激波/边界层干扰引起的总压损失[11].(2)边界层控制难对于高超声速飞行器,进气道入口处边界层较厚,在流场内斜激波的作用下极易发生边界层分离,除了合理配置激波波系之外,对边界层进行流动控制也能够降低分离程度.然而,由于高超声速流动能量高、边界层厚等原因,常规的被动边界层控制方法(如边界层吹除、抽吸等)需要解决高温气体排放的问题;诸如合成射流等主动流动控制方法则由于需要的能量很高,目前尚不成熟[12∼16].(3)进排气调节难在宽速度范围或机动飞行时,进气道的波系会出现较大变化,设计状态的波系配置方案很难保证在严重偏离设计状态时还能够维持高效工作模式,甚至会出现无法启动的情形,导致综合性能大幅降低.因此,需要对进气道的进排气进行调节.不过,这一进排气调节具有较大难度[17].首先,设计与非设计飞行状态的流场结构变化较大,进排气调节的设计需要大量分析进气道内部的流场结构才能有效进行;其次,对于超燃冲压发动机,其推阻平衡的维持比较脆弱,推力裕量较小,进气道的进排气调节必须综合考虑对发动机的影响因素进行设计,即进气道与燃烧室工况匹配难;再次,高超声速气流总温高,进排气调节面临着调节部件防热的问题,也是进排气调节中的难点.除了以上的一些难点问题,对于TBCC,RBCC 等组合循环发动机和爆震发动机,进气道的设计还存在一些特殊的难题.例如,对于预混激波诱导燃烧的爆震发动机,需要在进气道即进行燃料喷射,燃料射流与进气道流动相互作用,必然对进气道的压缩过程产生较大影响,需要细致研究[18,19];又如,对于TBCC组合循环发动机,进入涡喷发动机的旁路在高超声速飞行阶段需要关闭,这也对进气道设计提出了挑战.3.1.2高效混合与燃烧超燃冲压发动机也需要经过一个由压缩、加热、膨胀、排气组成的热力循环过程才能将燃料燃烧的热能转化为有用功.然而工作在高超声速范围,激波压缩与超声速燃烧过程的熵增是非常严重的,使得系统可用功迅速下降,同时高超声速飞行时,发动机外阻过大,以至于很难实现净推力(即发动机总推力与阻力之差).如何实现化学能→热能→动能的高效转换,提高热力循环效率,实现净推力是超燃冲压发动机的核心问题,而其中的瓶颈是实现高效率、低阻力的混合与燃烧.超声速燃烧属于扩散燃烧,是由混合控制的燃烧过程,所以快速均匀混合是实现高效燃烧的前提与基础.但超燃冲压发动机燃烧室入口空气来流速度达到1000m/s左右,燃料在燃烧室内的滞留时间只有毫秒级,而且超声速混合层的稳定性较强(在同样的密度比条件下其扩展率仅有不可压剪切层的1/3),要在如此短的时间内完成燃料与来流的混合,难度很大.尤其是液体碳氢燃料,还要考虑液滴破碎、雾化和蒸发过程,更加增加了。
