圆形截面超燃冲压发动机燃烧室高性能推进的合适流道构型综述

《Aerospace》：Proper Flowpath Configurations of Circular Scramjet Combustor for High-Performance Propulsion

　　

超燃冲压发动机燃烧室的流道构型（flowpath configuration）决定其燃烧性能。超燃冲压发动机燃烧室通常分为矩形截面与圆形截面两类。针对圆形截面燃烧室，世界各国已提出多种流道构型，并开展了大量数值模拟与实验研究。本文系统综述了圆形截面超燃冲压发动机燃烧室的合适流道构型。首先讨论壁面构型，继而考察凹腔火焰稳定器（cavity flameholder）、支板火焰稳定器（strut flameholder）及其他流道布置方式。重点考虑壁面形状、凹腔几何、支板布局等关键几何参数及其耦合效应。简要分析了上述构型对燃烧室性能的影响，尤其关注燃料混合、火焰稳定与燃烧效率。最后总结了圆形超燃冲压发动机燃烧室几何设计的研究现状，并展望了未来发展方向。通过整合现有知识并识别尚存挑战，本综述旨在为圆形截面超燃冲压发动机燃烧室的优化设计提供有益参考，并支撑高性能推进系统的进一步发展。

本文系统综述了圆形截面超燃冲压发动机燃烧室流道构型的研究进展，全文主体内容按壁面流道构型、凹腔流道构型、支板流道构型及其他流道构型四部分组织，并在总结与展望部分归纳了性能权衡关系与发展方向。

在引言部分，文章指出超音速燃烧（supersonic combustion）是组织于超音速气流中的燃烧方式，源自超燃冲压发动机（scramjet）概念。传统亚燃冲压发动机需将来流减速至亚音速后再与燃料混合燃烧，而高速飞行时减速会显著升高气流温度，超出燃烧室材料耐温极限，并导致燃料热分解、降低燃烧效率，因此高速飞行器通常采用超燃冲压发动机，使空气以超音速进入燃烧室并与燃料混合反应，从而在较低的静温与静压下完成热力循环，大幅提高发动机效率。超音速燃烧的主要特征是流速极高、燃烧持续时间短、流动与燃烧耦合以及燃烧过程熵增。文章回顾了超燃冲压发动机数十年研究历史，指出燃烧室截面主要分为矩形与圆形两类：矩形燃烧室具有抗变形、易集成、操作方便等优点；圆形燃烧室则具有固有的结构效率优势，可降低发动机结构质量，其浸润面积小于矩形燃烧室，可减小黏性阻力与冷却需求，且圆形结构可消除矩形截面隔离段与燃烧室中角流（corner flow）可能引起的不利流体动力学效应，从而提高进气道或隔离段的背压极限或相应降低隔离段长度要求；此外，矩形结构除环向应力外还承受弯曲应力，弯曲应力可导致结构疲劳裂纹而需局部加强设计，圆形燃烧室则不存在此类弯曲应力。文章还回顾了20世纪60年代圆形与椭圆形超燃冲压发动机燃烧室的早期实验，以及20世纪60年代末高速领域转向矩形截面的三方面原因，即与壁面燃料喷注的兼容性更好、集成变几何系统以扩展发动机工作包线的灵活性更大、当时计算能力与分析工具限制较少，并指出直到21世纪初圆形超燃冲压发动机燃烧室才被重新审视。文章以表格形式总结了圆形与矩形超燃冲压发动机燃烧室在结构力学行为、气动热力学特性、混合与燃烧性能以及工程集成复杂性等方面的主要差异。文章进一步指出，超音速流场流速可达数百甚至数千米每秒，火焰稳定与稳定燃烧成为挑战性问题，燃烧室几何构型对此起关键作用；已有关于几何构型影响的研究广泛，但缺乏对壁面构型、凹腔火焰稳定器与支板火焰稳定器等结构设计的整体比较与系统总结，且现有综述多聚焦矩形燃烧室，而圆形燃烧室因周向曲率约束与角流效应缺失，在射流混合、凹腔质量交换、激波演化与火焰稳定模式等方面与矩形燃烧室差异显著，矩形燃烧室的设计准则不能直接套用于圆形燃烧室，因此有必要专门综述圆形超燃冲压发动机燃烧室流道构型的研究进展。

在壁面流道构型部分，文章指出燃烧室壁面本身是影响超燃冲压发动机性能的关键因素，壁面扩张角、台阶结构、喷注器布置与截面形状变化等壁面相关因素均显著影响流动结构、混合效率与燃烧稳定性。圆形流道中的超音速流动与矩形流道差异显著，实际发动机流道包含许多弯曲段，对燃料混合有实质影响。Liang采用大涡模拟（large eddy simulation）数值方法与实验方法研究了圆形流道内弯曲管中的超音速流动机制，来流为马赫数3.0的空气，结果表明弯曲管中边界层流动的发展主要受圆管壁面曲率、离心力产生的二次流以及斜激波与边界层相互作用三个因素影响。圆形燃烧室壁面的曲率与封闭性对流道内超音速流动形成约束，也是圆形与矩形流道流动差异的主导原因。Xiong采用图形处理器（GPU）加速数值计算研究了不同截面形状管内的超音速流动（马赫数2.7空气），揭示了圆管与矩形通道在射流混合方面的差异：圆管内三维分离结构比矩形通道更高更短；由于圆管周向壁面的约束效应，圆管内弓形激波强于矩形通道，激波前后压比更大，圆管射流后方速度显著降低，从而增大圆管射流的局部动量通量比，进而增强射流穿透深度。Xiong还总结了直圆通道射流混合效率高于矩形通道流动的三方面原因：其一，圆管内更强的分离与曲壁抬升效应使反向旋转涡对更大更高；其二，更高的局部动量通量比导致圆管内射流穿透深度更大，加速混合；其三，圆管内更强的激波串也提升混合效率。此外，Xiong还研究了矩形通道、圆形流道、两种不同的矩形-圆形过渡流道以及"S"形弯曲圆流道共五种流道内的超音速流动，结果表明与简单直圆或矩形流道相比，矩形-圆形过渡或"S"形弯曲圆流道呈现更丰富的涡结构，流场中发生明显激波与流动分离，说明复杂壁面形状显著影响边界层厚度、边界层内速度剖面、边界层周向均匀性与主流速度，这些变化一方面影响实际喷注效果与混合效率，另一方面因边界层与来流速度变化，背压耐受能力也显著受影响，严重时可能导致进气道不起动。为分析不同壁面扩张角对圆形超燃冲压发动机燃烧室中超音速燃烧的影响，Liu等设计了通用轴对称超燃冲压发动机模型，并在伊利诺伊大学高速电弧加热燃烧风洞（ACT-II）中开展物理模型实验，自由流马赫数4.5，采用乙烯（C₂H₄）为燃料，试验条件覆盖当量比0.82至1.63；燃烧室壁面由带唇口的等面积进气道、凹腔燃烧室与扩张排气喷管组成；通过比较喷管扩张角2°与5°的燃烧室实验结果，研究了扩张角对超音速流动与燃烧的影响。结果表明，壁面扩张角较小时燃烧室燃烧效率较高，导致发生热壅塞（thermal choking）的当量比较低；反之，扩张角较大时热壅塞当量比较高，快速面积扩张引起气流的膨胀并降低静温，可能显著减弱甚至淬熄反应，从而影响发动机性能。此外，研究还表明，对于类似构型的双模态冲压发动机，模态转换由燃烧室内直接燃烧热载荷驱动的热壅塞触发，因此燃烧放热与燃烧室面积扩张之间的平衡对超燃冲压发动机的运行与模态转换至关重要：小扩张角时面积扩张效应较弱，燃烧放热趋于主导，使流场达到热壅塞条件并促进由超音速燃烧模式向冲压模式的转换；大扩张角时面积扩张效应较强，延迟热壅塞的形成，若未采取有效燃烧增强措施，面积扩张效应将主导整个燃烧室的气动过程，阻止热壅塞而无法实现模态转换。Milligan等对RC22轴对称燃烧室的两种不同壁面构型（全扩张壁面构型与台阶扩张壁面构型）进行了数值模拟与物理模型实验，分析了入口马赫数2.2或1.8下的十二个工况，采用乙烯（C₂H₄）为燃料，采用约0.9与约0.3两个总当量比水平，并在主喷注器、凹腔喷注器与次级喷注器三组喷注器间采用不同燃料分配方案；他们发现对于台阶扩张构型，数值结果与实验结果差异显著（数值模拟中发生贫油熄火，而实验中未观察到熄火），而全扩张壁面构型的结果与实验数据吻合良好。不同壁面形状影响燃烧室性能。Yao等采用改进延迟分离涡模拟（IDDES）方法与实验方法比较了圆形与圆形-椭圆形过渡燃烧室的流场结构、混合效率与燃烧稳定性，来流为马赫数2.5与3.0的污染高焓空气，预加热超临界RP-3煤油以总当量比0.8喷注。实验结果表明，在流场稳定性方面，由于椭圆形燃烧室过渡段的台阶效应，激波串锚定在隔离段内，对入口马赫数不敏感并保持稳定压比；而圆形燃烧室中马赫数由2.5增至3.0时，激波串向下游移动1D，压比降至1.3，因此椭圆形燃烧室表现出更好的燃烧稳定性。在混合与燃烧效率方面，椭圆形燃烧室中煤油射流穿透深度较低，燃料混合效率低于圆形燃烧室（圆形燃烧室中燃料在凹腔中部之前完成散布，而椭圆形燃烧室中散布延伸至下游凹腔），但椭圆形燃烧室短轴上的弱反射激波增强了局部混合，部分抵消了混合效率方面的劣势。在三维波系与火焰特征方面，椭圆形燃烧室形成漏斗状三维激波结构，长轴膨胀、短轴压缩，火焰主要锚定在过渡段剪切层与下游凹腔中；本征正交分解（POD）分析证实燃烧区域集中于冷-热流界面，并具有间歇性上游传播特征。壁面喷注器位置同样影响燃烧性能。Tomioka等提出了一种带分级喷注装置的超音速燃烧室并开展了物理模型实验，燃料在支板处喷注，同时在壁面扩张段进行二次喷注，来流马赫数2，采用室温氢气为燃料并以声速喷注，燃料当量比在0至1.25之间变化，考察了单级喷注方案与三种第二级喷注器位置的分级喷注方案；实验结果表明，采用分级喷注时，主燃烧引起的压升与二次燃烧引起的压升相互独立，可在不触发分离穿透的情况下喷注当量比大于1的燃料，与仅采用主喷注相比，喷注与燃烧产生的最大推力增量提高100%。Liang研究了直圆通道中单孔与双孔射流喷注的异同，为圆形超燃冲压发动机中燃料壁面喷注与混合机理提供参考，入口马赫数3.0，采用乙烯（C₂H₄）为燃料，喷注马赫数1.0、当量比0.73；结果表明，在受限空间内圆管内波系来回反射并与射流剪切层相互作用，促进大涡破碎并增强燃料混合；对于单孔喷注，弓形激波与对侧湍流边界层相互作用，产生分离区与分离激波；对于双孔喷注，两个弓形激波相互交叉反射，形成独特的斜激波串，这些激波与射流剪切层相互作用，同样促进燃料混合。由于波系与回流区的影响，双孔喷注的总压恢复系数与混合效率高于单孔喷注，因此双孔燃料喷注更适用于超燃冲压发动机。波纹壁可促进弓形激波与流动涡的生成，有利于提高燃烧室混合与燃烧效率，近年来在超燃冲压发动机领域受到广泛关注。Wang等对带凹腔矩形超音速通道中的波纹壁进行了数值计算，结果表明波纹壁的存在显著缩短了乙烯与空气混合所需长度，有利于减小燃烧室整体尺寸并缩短点火延迟时间；增大波纹壁振幅与波数可进一步提高混合效率，但也显著增加总压损失。目前波纹壁在圆形燃烧室中的应用研究相对较少，文章分析其原因可能包括：无论数值模拟还是物理模型实验，在圆形燃烧室中实现波纹壁的几何复杂性远高于矩形燃烧室，数值计算中圆形燃烧室必须采用三维模型以保证计算精度，三维条件下波纹壁网格复杂性相对二维情形急剧增加，物理模型制造方面圆形燃烧室波纹壁也困难得多；物理模型实验测试中，圆形燃烧室内的波纹壁给在曲面上安装光学窗口与传感器以监测实验测量带来挑战；圆形燃烧室内波纹壁诱导的流动效应过于复杂，其流动机制难以完全理解；圆形燃烧室研究本身因历史波折起步较晚，而矩形燃烧室波纹壁研究开始较早。Yang等在带凹腔轴对称超燃冲压发动机中对波纹壁进行了数值研究，比较了波纹壁与基准直圆壁两种构型，入口马赫数2.5，氢气燃料以总当量比0.45喷注；结果表明与基准构型相比，波纹壁诱导周期性膨胀波与压缩波，形成更复杂的波系，有利于燃料混合与燃烧；与基准构型相比，波纹壁构型的燃烧起始位置提前，燃烧与混合效率提高，但总压损失增加，这与矩形通道中获得的结果类似。Kummitha对波纹壁与楔形结构之间的差异进行了对比数值与实验研究，来流马赫数2.5，氢气燃料以声速、总当量比约0.16喷注；结果表明波纹壁显著增加了斜激波总数及其相互作用效应，更高的激波强度能够将燃料沿径向输运。本节最后总结了圆形截面燃烧室壁面构型的几何设计，内容涵盖圆形截面超音速通道的流动特性与壁面喷注机理、壁面扩张角对燃烧效率与热壅塞的影响、壁面台阶构型与扩张壁面的比较、圆形-椭圆形变截面过渡构型与圆形截面构型的比较、多孔燃料喷注与单孔喷注的性能比较以及波纹壁的应用。现有研究表明，壁面扩张角影响燃烧效率与热壅塞，进而决定双模态燃烧室能否实现模态转换；变截面壁面通过改变激波串位置调节燃烧室性能，其具体影响随不同工况下的自由流马赫数而变化。在壁面台阶与扩张壁面构型的比较中，台阶几何的数值预测与实验测量存在显著差异：数值模拟中观察到火焰熄灭，而物理试验中可维持稳定点火，造成该差异的内在机理仍有待进一步研究。多孔与单孔燃料喷注以及分级与单级喷注的对比实验表明，采用双孔或分级喷注的燃烧室在推力、总压损失与混合效率方面均优于单孔或单级喷注，因此推荐采用多孔分级燃料喷注。圆形截面燃烧室波纹壁研究表明波纹壁可显著提高混合效率，但相关研究有限且多数结论来自数值模拟，尚需进一步研究与物理实验验证。除上述单项效应外，壁面构型通过激波串位置与热壅塞的发生相互耦合，不能独立调节：扩张角设定面积释放率，小角度允许放热在低当量比下驱动壅塞并促进向冲压模式转换，而大角度延迟壅塞并可能完全阻止模态转换；后向台阶或矩形-椭圆过渡将激波串锚定在几何不连续处，Yao等的椭圆形燃烧室将激波串钉扎在隔离段内并使压比对入口马赫数不敏感；波纹壁在不改变总体面积规律的情况下在该平均压力分布上叠加周期性膨胀波与压缩波。其设计含义在于，改善混合或拓宽背压裕度的壁面改型可能同时降低壅塞当量比并收窄稳定工作范围，而这一权衡在圆管中还因周向曲率而进一步改变，该曲率闭合了矩形管道设计准则所假设的二维激波反射模式。总体而言，各种壁面构型可调控流场激波结构、增强燃料混合并控制热壅塞边界，但其性能对来流条件敏感；此外，圆形截面的周向曲率效应改变了激波与边界层的相互作用，限制了矩形燃烧室经验向圆形燃烧室的直接迁移。仅靠壁面构型无法在宽工作范围内提供独立的火焰稳定，因此通常与火焰稳定结构组合使用。

在凹腔流道构型部分，文章指出凹腔火焰稳定器是燃烧室壁面上的凹入结构，在凹腔内形成低速回流区，降低流速以使燃料与来流空气充分混合燃烧。凹腔提高燃烧室性能的主要机理为：形成低速回流区以延长气流在燃烧室内的停留时间；凹腔内流动分离与再附着产生的涡结构通过卷吸促进凹腔内外质量交换；高温回流区提供有利的点火环境。以凹腔结构作为超燃冲压发动机燃烧室火焰稳定器的概念约于1997年首次提出，并首次应用于俄罗斯-法国氢气燃料轴对称双模态超燃冲压发动机联合飞行试验，在马赫数5.35、约6与6.5下进行了燃烧试验，结果证明了其有效运行。约翰斯·霍普金斯大学应用物理实验室于1962年至1978年间研制的SCRAM系列超燃冲压发动机是圆形截面超燃冲压发动机的早期应用之一。凹腔火焰稳定器是成熟技术，众多研究分析了不同凹腔设计对圆形燃烧室燃烧性能的具体影响。Lawson等系统综述了凹腔的流动与燃烧特性。在流体动力学方面，凹腔按长深比（L/D）可分为开式凹腔与闭式凹腔：当L/D < 7–10时为开式凹腔，剪切层再附着于后壁面，小L/D（L/D < 2–3）以横向振荡为主、大L/D以纵向振荡为主，后壁面高压产生一定阻力；当L/D > 10–13时为闭式凹腔，自由剪切层再附着于底壁，前后壁面压差导致更大阻力损失；临界L/D受边界层厚度、马赫数与凹腔宽度影响。他们还总结了影响凹腔阻力与停留时间的因素：阻力由后向台阶后的低压与剪切层再附着处的高压产生，增大L/D或减小后壁角可能增大阻力，最佳后壁角（45°至16°之间）可使阻力损失最小；停留时间与质量交换率相关，较大L/D的凹腔质量交换率更快但停留时间较短，倾斜壁凹腔进一步缩短停留时间，典型马赫数3冷流条件下L/D = 5的凹腔停留时间约为1 ms。然而，该关于L/D影响的研究主要集中于直二维凹腔。圆形燃烧室中凹腔L/D的机理研究已有开展：Huang等采用数值模拟分析了圆形超燃冲压发动机燃烧室中长深比与后掠角对凹腔阻力特性的影响，工况为入口马赫数2.64、氢气燃料当量比0.18喷注，并初步研究了凹腔阻力随攻角的变化趋势；他们发现冷流条件下凹腔阻力随L/D增大单调减小，热态条件下凹腔阻力随L/D增大先增后减；对于后掠角，反应与冷态条件下凹腔阻力均随后掠角增大而逐渐减小，但圆形与矩形燃烧室中凹腔L/D对性能影响的差异仍需进一步研究。Liu等对通用轴对称超燃冲压发动机模型开展了物理模型实验，采用OH平面激光诱导荧光（OH-PLIF）与高速化学发光成像，直接捕捉了轴对称凹腔与扩张段内的火焰结构，通过比较有凹腔与无凹腔两种燃烧室构型，研究了凹腔增强燃烧稳定性的机理，实验条件详见壁面流道构型部分。结果表明，带凹腔构型实现了增强的燃烧稳定性，凹腔诱导压缩波促进燃料-空气混合、火焰由小尺度向大尺度转变以及燃烧区向核心流的扩散；然而OH自发光图像表明凹腔内无明显火焰，说明凹腔本身并非主燃烧区，其作用是增强混合而非作为火焰锚定，这与矩形燃烧室中凹腔的行为不同，原因在于圆形燃烧室缺乏矩形燃烧室中存在的角流效应，与主流的质量交换仅依靠剪切层运动，不足以向凹腔内供给维持燃烧所需的自由基或氧化剂，直接向凹腔内喷注燃料可能改善这一状况。Liu等对类似轴对称超燃冲压发动机构型在不同燃料当量比下带与不带凹腔火焰稳定器进行了平行对比物理模型研究，以分析凹腔的作用，实验在相同自由流马赫数4.5下进行，乙烯燃料以总当量比0.65、1.10与1.55喷注，实验中乙烯燃料直接喷入主流而无预混或点火系统；OH-PLIF结果表明带凹腔构型的像素强度与火焰面积均显著大于无凹腔构型，证实凹腔增强燃烧稳定性；实验还表明高总温下超音速火焰由射流诱导弓形激波自点火而无需点火器，而在其他研究中的较低总温下未发生此类自点火。对类似双模态轴对称燃烧室的物理模型实验在入口马赫数4.5下进行，乙烯燃料以总当量比0.81至2.34喷注；结果表明在超音速燃烧模式下，凹腔上方的激波-剪切层相互作用以及凹腔前缘产生的膨胀波与涡促进燃料-空气混合；在冲压（亚音速燃烧）模式下，凹腔内低速回流区延长燃料停留时间并促进燃料完全消耗。该研究还阐明了凹腔在模态转换中的作用：在初始转换阶段，凹腔增强的放热使扩张段压力拐点首先达到壅塞条件，触发了伪激波的上游传播；一旦伪激波进入隔离段，凹腔区域的亚音速燃烧提供了稳定的背压环境，防止伪激波过度上游移动而导致进气道不起动；相比之下，无凹腔燃烧室模型放热不足，易在等直段发生热壅塞，导致模态转换期间燃烧效率较低。Tang等对Liu等研究中的圆形发动机构型进行了数值模拟，采用类似条件但不同当量比1.06，分析了流场特征、火焰结构与燃烧模式，并与实验数据进行了比较；数值结果表明凹腔的主要作用是诱导激波以增强混合与燃烧，而非直接参与放热或提供稳定火焰环境。Yu等对同一燃烧室构型在不同条件下进行了数值模拟与物理实验，采用较低当量比0.06与0.18以及较低入口马赫数2.5，导致较高来流雷诺数；在此情况下，与前述未在凹腔内观察到火焰的结果不同，凹腔内部虽非放热最剧烈区域，但仍作为重要反应区与高温产物区；造成该差异的主要原因是Yu等采用了较低当量比与较高来流雷诺数，该现象表明同一燃烧室不同工况下火焰形态与分布的差异受雷诺数、压力与当量比等条件影响；在高来流雷诺数与低当量比条件下，剪切层与来流之间的质量流交换更充分，使火焰能够在凹腔内稳定；而在较低来流雷诺数与较高当量比条件下，燃烧区集中于凹腔剪切层及下游而非凹腔内部。Yu等在自由流马赫数2.5、氢气燃料当量比0.46至1.13条件下对轴对称超燃冲压发动机模型进行了物理实验，结果表明壁面凹腔显著促进自点火极限与稳定燃烧，且采用凹腔可克服大扩张角下自点火的困难。Tang等对与Liu等研究类似的燃烧室构型进行了火焰温度机理数值研究，采用类似条件但不同当量比1.06；结果表明凹腔上游与剪切层内的反应以扩散燃烧为主，而凹腔内及下游壁面附近的反应以预混燃烧为主；对于火焰稳定性，射流上游的反应回流区作为连续点火源，保留大量活性自由基向燃料提供活化能，显著缩短点火诱导期；此外，弓形激波与激波串在促进混合与增强燃烧方面也起重要作用。Alunno等在佛罗里达大学推进与能量研究实验室对HyperReact轴对称超燃冲压发动机模型采用三种成像技术进行了物理燃烧实验，凹腔底部设有脉冲点火器，实验入口马赫数2.67至2.96，乙烯燃料总当量比0.92至1.31；结果表明凹腔可有效维持火焰稳定，仅需一次点火，强凹腔火焰即可使燃烧过程持续自稳定。Bao等设计了一种部分覆盖凹腔以辅助火花点火，物理模型实验在入口马赫数2.1下进行，采用室温液态煤油为燃料；实验不以总当量比作为控制参数，而是改变不同喷注器的喷注压力以获得三种自持燃烧模式；通过在凹腔与来流之间设置挡板，使凹腔内的火花塞获得更稳定的点火环境。Tang等对分段轴对称燃烧室的三种不同构型进行了物理实验，以研究燃料喷注方案对超音速燃烧性能的影响；其中构型2（带凹腔）在距第二级燃烧室入口115 mm处周向均匀分布四个凹腔，凹腔长深比为5，其他构型无凹腔；实验在入口马赫数2.3、液态煤油燃料总当量比1.0下进行；结果表明添加凹腔增强了支板火箭出口与凹腔之间的燃烧组织，提高了燃烧效率，并获得了优于燃料支板与后向台阶组合的推力性能。Zhang等设计了带凹腔火焰稳定器的超燃冲压发动机燃烧室，并实验研究了凹腔稳定的超临界煤油吹熄极限，物理模型实验在入口马赫数2.5与3.0下采用污染空气进行，以超临界中国3号煤油为燃料，采用当量比0.09的先导氢气点火，比较了两个燃料喷注位置，马赫数2.5上游壁面工况总当量比0.2至0.8、马赫数2.5凹腔底部工况0.6至1.5、马赫数3.0上游壁面工况0.25至0.95，测量了贫油吹熄与富油吹熄极限。Dolnik等设计了基于凹腔的双模态超燃冲压发动机并进行了燃烧实验，物理实验在马赫数2.4下进行，乙烯-甲烷混合燃料以总当量比0.38至0.46喷注，进行了稳态当量比扫描与斜坡升/降瞬态模态转换试验；结果表明当燃烧室热壅塞并以冲压模式运行时，火焰稳定在凹腔上游燃料射流尾迹区；当以超燃模式运行时，火焰稳定在凹腔上方剪切层中。Jain等对美国空军研究实验室RC22双模态轴对称发动机进行了数值模拟，观察了实验难以检测的流动结构，模拟在入口马赫数2.2、单一总当量比0.3下进行，对应无热壅塞的纯超燃模式运行；模拟结果表明凹腔上游喷注器尾迹区存在显著燃烧，放热集中于化学恰当混合分数面附近，证实射流尾迹为主燃烧区，同时凹腔提供的回流环境延长了燃料停留时间并有助于火焰稳定，形成"射流尾迹主导、凹腔辅助"的稳定模式。Liu等采用大涡模拟与动态分区火焰面模型对圆形凹腔稳定超燃冲压发动机进行了数值研究，模拟在入口马赫数4.5、乙烯燃料总当量比1.04下进行；他们发现火焰结构形成于凹腔下游并沿燃烧室壁面向下游传播，超燃冲压发动机的主要推力由进气道、凹腔与燃烧室前段提供，而后段呈现轻微阻力特性。不同凹腔几何影响燃烧室性能。Yu等采用多目标优化算法分析了凹腔上游长度、凹腔前缘半径与入口半径之差、凹腔深度以及燃料射流至凹腔距离对推力与压力损失系数的影响，并开展了同时提高推力与降低压力损失的多目标优化设计，模拟在入口马赫数6.0、乙烯燃料总当量比0.18下进行。Wang等对圆形超燃冲压发动机燃烧室中的燃烧进行了数值模拟，发现随着燃料喷注角增大，减小凹腔后壁角使局部回流区更靠近凹腔，从而提高燃烧性能，模拟在入口马赫数3.1、煤油（C₁₂H₂₃）总当量比0.18下进行。燃料喷注位置同样影响凹腔结构的燃烧性能。Wang等采用聚焦纹影摄影捕捉燃烧室特定区域图像，比较了煤油当量比、壁面嵌入式凹腔扇形角与燃料喷注参数对煤油点火、火焰稳定与传播的影响，发现从凹腔上游喷注燃料比从凹腔底壁喷注获得更好的燃烧性能，物理实验在入口马赫数3.1、煤油（C₁₂H₂₃）总当量比0.3、0.6、0.9下进行。总体而言，圆形超燃冲压发动机燃烧室中凹腔的流动机制与燃烧性能已得到广泛研究，但现有关于凹腔长深比及其对阻力损失影响的多数结论来自矩形截面燃烧室，凹腔长深比如何影响圆形超燃冲压发动机燃烧室中的火焰稳定与混合特性仍有待进一步探索。圆形凹腔内的火焰形态与燃烧特性受雷诺数与当量比等关键参数支配：在给定燃料与来流条件下，低雷诺数、高当量比工况下凹腔内不存在显著燃烧区，而在高雷诺数、低当量比工况下凹腔内可形成稳定燃烧区。此外，多种燃料与来流条件下的多项数值与实验研究均证实凹腔构型可增强燃料混合并改善燃烧组织，凹腔长深比、凹腔深度与上游 shelf 长度等几何参数对燃烧室性能的影响已得到初步探讨，但多参数组合的实验与数值模拟成本高昂，阻碍了大范围定量参数分析，可采用代理模型等优化方法进一步揭示潜在的参数-效应关系。与矩形流道中凹腔的二维回流区不同，圆形截面的周向曲率使凹腔回流结构发生畸变，并改变剪切层发展及火焰传播路径，因此由矩形燃烧室得到的凹腔设计准则不能直接迁移至圆形截面构型；此外，尽管火焰稳定与混合增强能力是凹腔几何固有的共同特征，火焰稳定边界与阻力水平在很大程度上受燃料化学性质影响，因此凹腔的最佳几何参数并非普遍适用于不同燃料。

在支板流道构型部分，文章指出支板火焰稳定器的原理与凹腔火焰稳定器类似，通过在燃烧室内安装支板结构同样可形成低速回流区以改善燃烧性能。采用支板火焰稳定器进行燃料喷注时，将支板置于主流核心可增强燃料混合；此外，支板边界层脱落产生的自由剪切层不稳定性所诱导的大尺度相干结构在增强燃料-空气混合与强化燃烧方面起重要作用。然而支板结构在流场中产生强激波，导致总压损失与支板阻力；且高温高焓流动形成严酷热环境，对支板材料耐热性与冷却技术提出挑战。20世纪70年代，美国兰利研究中心首次在超音速燃烧室中采用支板进行燃料喷注，此后因其优异的混合增强与燃烧强化效果，支板成为超音速燃烧室研究热点之一并广泛应用于超音速燃烧室设计。关于支板结构对燃料-空气混合影响的研究主要集中于支板高度、宽度、后掠角与前缘楔角。Tam等对14种不同支板构型进行了数值模拟以确定其燃料混合性能，冷流模拟在入口马赫数2.0、无燃料喷注条件下进行；结果表明可变角前缘支板表现出较低总压损失，此外后掠尾缘支板诱导向上涡运动、扩大尾迹区并增强剪切层混合，从而获得更优混合性能。Tang等设计了采用中心支板火箭作为点火与火焰稳定源、并结合燃料支板喷注液态烃燃料的分段轴对称燃烧室，实验条件详见凹腔流道构型部分。Rock等通过冷流实验与数值模拟研究了圆形超燃冲压发动机燃烧室中四支板喷注器构型的燃料穿透与混合特性，实验与模拟在入口马赫数3.9下进行，采用氦气替代氢气燃料以确保安全；实验结果表明喷注介质在燃烧室截面上表现出良好穿透，但各射流已合并为单一大型羽流，混合速率相对较慢，此外支板下游流场中观察到显著总压损失。将凹腔结构与支板结构组合可进一步增强圆形超燃冲压发动机燃烧室性能。Zhang等对锥形支板构型、凹腔构型与支板-凹腔组合三种不同燃烧室几何构型进行了实验研究，以考察不同组合对火焰稳定的影响，物理实验在入口马赫数3.27、液态煤油（C₁₂H₂₃）不同总当量比下进行：锥形支板构型当量比0.336至0.850，凹腔构型当量比0.450至1.001，支板-凹腔组合构型当量比0.084至0.919；实验结果表明单独采用锥形支板时燃烧室难以实现火焰稳定，单独采用凹腔时燃烧室仅在较窄当量比范围内可实现火焰稳定，而支板与凹腔组合使用时稳定火焰保持的当量比范围被拓宽；此外对不同尺寸锥形支板的对比实验表明，尽管较小支板的火焰稳定当量比范围较窄，但其缓解了背压扰动且不干扰隔离段入流。支板在燃烧室中的位置影响其性能。Miranda等开发了自动化框架以生成并数值分析各种带支板的轴对称燃烧室几何构型，研究了支板位置对燃烧的影响，数值模拟在入口马赫数2.46、乙烯（C₂H₄）燃料喷注下进行；结果表明为实现稳定燃烧，支板必须置于燃烧室特定位置：若位置过于靠上游，燃烧可能无法起始；若过于靠下游，可能发生火焰吹熄。通过支板进行燃料喷注的效果与壁面喷注不同。Rock等以空气替代氢气进行了冷流实验与数值模拟，比较了壁面喷注与支板喷注的混合效果，实验与模拟在入口马赫数3.9下进行，采用氦气替代氢气燃料以确保安全；结果表明支板喷注实现了更好的穿透，但各射流合并为单一大型羽流，且支板下游流场中观察到显著总压损失。Bulman为轴对称超燃冲压发动机设计了中心体先导舱，其核心思想是将大部分燃烧限制在燃烧室中心区域，实现"核心燃烧"从而降低燃烧室热载荷；中心体先导舱本质上是一台双模态冲压发动机，包括先导隔离段、先导扩压器、先导火焰稳定器与先导燃烧室；中心体先导舱沿主超燃冲压发动机隔离段中心轴轴对称布置，由多根支板支撑，支板自主隔离段内壁开孔延伸至舱体外表面；舱体依次连通先导隔离段、先导扩压器、先导点火器与先导燃烧室；工作时发动机进气道捕获的超音速气流分为先导气流（占总流量3–10%）与主气流，先导气流进入舱体先导隔离段，经激波系减速后进入扩压器进一步减速至亚音速并增压，随后由先导燃料喷注器喷注燃料、由先导点火器点火并在先导燃烧室中燃烧，高温燃气排出后点燃绕舱体流动的主气流与主燃料喷注器所喷注燃料的混合物，同时可采用分级燃料喷注进一步优化燃烧并降低燃烧室热载荷。Bulman随后在空军研究实验室（AFRL）的鲁棒超燃冲压发动机燃烧室试验中验证了该核心燃烧概念，验证实验结果表明核心燃烧可将包括支板组件在内的燃烧室部件热载荷有效降低40%至50%。受Bulman设计启发，Li等为圆形燃烧室研制了一种支板火焰稳定器，结构由两根后掠支板支撑一个装有燃料喷注装置的锥体组成，该构型的创新之处在于锥体尾部安装等离子体点火器与补氧喷嘴，模型成功进行了等离子体点火器点火与火焰建立实验。在后续实验中，Li等进一步研究了该燃烧室构型中的燃烧组织现象与过程；在该燃烧室中，燃烧组织过程分为薄剪切层/等离子体稳定燃烧、厚剪切层/等离子体稳定燃烧与射流尾迹/厚剪切层稳定燃烧三个阶段，其中厚剪切层/等离子体稳定燃烧形成非常缓慢，而放热率可显著缩短其持续时间，使其成为燃烧组织中的关键阶段；物理实验在入口马赫数2.8、液态煤油（C₁₂H₂₃）锥体喷注与支板喷注不同当量比下进行：锥体喷注当量比0.07至0.34，支板喷注当量比0.30仅在时序试验后期接通；研究结果表明尽管核心燃烧概念可有效降低燃烧室堵塞比，但使燃烧建立更加困难并减慢燃烧组织过程，燃烧组织差异主要由放热率差异引起。Chen等设计了另一种构型类似的支板火焰稳定器，锥体前部装有燃料喷注装置，而连接锥体的三根支板尾部布置补氧喷嘴；通过补氧可将点火器覆盖区域内的局部当量比调节至约1，并破坏支板后方低速回流区，使局部火焰向外传播，点火成功后可在保持燃烧稳定的同时关闭氧气供应；物理实验在入口马赫数2.8、液态煤油（C₁₂H₂₃）锥体喷注与支板喷注不同当量比（不同工况下均为0至0.75）下进行，实验证明其燃烧性能良好。Tian等为变截面超燃冲压发动机的圆形燃烧室设计了一种构型类似的锥形支板-挂架组合火焰稳定器，结构由中心锥、支板与等离子体点火器组成，燃料喷注孔布置于锥头与支板表面；对该燃烧室构型中三种不同燃料喷注策略进行了对比实验，以研究喷注策略对点火的影响，入口马赫数2.7、液态煤油（C₁₂H₂₃）锥体喷注与壁面喷注不同当量比：锥体喷注当量比0.28，壁面喷注当量比0.235至0.75；实验结果表明影响点火的关键因素是锥体喷注，无论采用何种喷注方案，均存在控制点火成功的最小锥体喷注当量比，而支板喷注与壁面喷注分别起改善点火稳定性与增强初始火焰强度的辅助作用；Tian等还进一步研究了火焰稳定器附近压降与压力波动的形成机理。本节最后总结了为圆形超燃冲压发动机燃烧室研制的支板火焰稳定器构型，涵盖支板几何、支板喷注与壁面喷注的比较、支板-凹腔组合以及中心体先导概念。现有研究表明，支板通过将燃料喷注深入核心流并组织尾缘后方流向涡来增强混合；与平齐壁面喷注相比，支板喷注产生更深穿透，但已报道的单一羽流合并与较慢下游混合速率表明该穿透优势并不自动转化为快速混合。在所测试的支板形状中，后掠或渐缩前缘削弱诱导弓形激波从而降低总压损失，后掠尾缘促进向上涡运动并拓宽尾迹区，因此混合速率与激波损失之间存在权衡，迄今报道的支板形状均未能同时解决二者。除混合外，支板还伴随四方面代价：第一，截面堵塞产生强弓形激波与冷流中显著总压损失；第二，支板轴向位置界定狭窄的可工作窗口，支板过靠上游无法起始燃烧，过靠下游导致吹熄；第三，锥体-支板实验表明较小锥体收窄稳定当量比范围但同时衰减传递至隔离段的背压扰动，这是稳定裕度与隔离段兼容性之间的直接权衡；第四，支板及其支撑的任何中心体暴露于燃烧室最严酷的气动热环境，核心燃烧概念正是为将放热移离这些部件而明确提出，并使实测部件热载荷降低40%至50%，但代价是火焰建立变慢。文章同时指出这些权衡的证据基础并不均衡：尚无已发表的圆形燃烧室研究报告在匹配的反应条件下对支板堵塞与实测阻力、总压恢复及吹熄极限进行受控比较，因此现有结论取自混合设施与燃料模拟器，圆形燃烧室的定量支板设计图谱仍是空白。总体而言，支板是三种火焰稳定途径中最有效的混合增强手段，但在堵塞、激波损失与热载荷方面代价最高；其在圆形燃烧室中的实际应用还因中心体支撑结构而进一步复杂化，该结构必须在最严酷热环境中主动冷却。支板-凹腔组合已被证明可拓宽稳定当量比窗口，带等离子体点火与补氧的中心体概念已证明可成功点火，但支板冷却、阻力最小化与宽范围火焰稳定的耦合问题尚未得到系统解决。

在其他流道构型部分，文章指出圆形燃烧室可具有其他几何构型，包括除凹腔-支板组合之外的斜坡等不同结构的火焰稳定器，以及变截面几何设计等特殊几何构型。REST矩形-椭圆形形状过渡超燃冲压发动机是一种变几何截面发动机，进气道为矩形截面，发动机流道中截面逐渐变为椭圆形。早在20世纪60年代，Hartill、Kiersey与Snow、Kutshenreuter等已设计并测试了多种圆形或椭圆形喉道的三维弯曲进气道，这些构型为后续设计提供了一定参考依据。20世纪80年代中期，Simmons与Wiedner对三维高速进气道设计进行了全面文献综述，并提出了矩形捕获、圆形喉道进气道的概念设计方法。Smart总结了以往经验并系统提出了REST发动机三维高速进气道设计方法，并通过设计点马赫数7.1的进气道算例验证了该方法的有效性；此后Smart利用其提出的进气道设计工具进一步设计了马赫数12的REST发动机以及应用于HIFiRE 7飞行发动机的REST发动机。Landsberg等重新设计了马赫数12 REST超燃冲压发动机壁面，去除了隔离段与燃烧室之间的后向台阶并缩短了燃烧室长度，对原始长燃烧室与短燃烧室进行了数值计算与实验验证；结果表明去除台阶后流动Damk?hler数保持在较高水平，与保留台阶的几何相比燃烧效率更高，从而可缩短燃烧室长度。Jin等在圆形燃烧室中设计了一种旋转斜坡概念，斜坡位于燃烧室凹腔前方，通过斜坡旋转与旋转运动激波产生的大尺度涡增强混合；通过计算流体动力学模拟发现，该旋转斜坡可引起凹腔剪切层周期性上下振荡，有利于提高凹腔质量交换率。Billig等提出了一种整体式火箭双燃烧冲压发动机，将突扩式亚音速燃烧冲压发动机嵌入主超燃冲压发动机中，一方面无需高活性硼烷燃料而可使用常规烃燃料，另一方面火箭助推级推进剂被封裝在超燃冲压发动机燃烧室内，优化了推进系统的空间利用。Wu等验证了该双模态发动机的燃烧模式，实验证明该发动机确实具有无热壅塞的超燃模式与有热壅塞的冲压模式两种燃烧模式，且其模态转换可通过调节点火效率实现。

在总结与展望部分，文章指出圆形燃烧室流道性能由混合效率、燃烧效率、总压恢复与推力增量四项相互依存的指标支配，没有一种构型能同时最大化四项指标。增强混合无论通过支板穿透、凹腔剪切层卷吸还是波纹壁压缩波实现，均不可避免地诱导更强弓形激波与更大黏性耗散，从而降低总压恢复；燃烧效率随混合提高但趋于饱和，进一步混合努力主要增加热损失与壁面热载荷而无成比例推力增益；因此推力增量是放热增加减去堵塞、激波损失与热壅塞综合代价后的净结果，而非混合或燃烧效率的直接代理。这一普遍权衡已在矩形燃烧室中得到记载，在圆管中还因周向曲率而进一步改变，该曲率闭合了二维激波反射模式。文章以表格形式在混合、火焰稳定性、压力损失、热载荷、推力与可用证据类型六个性能维度上比较了壁面几何、凹腔与支板三种主要火焰稳定途径，并指出关于凹腔停留时间与激波结构的结论主要是几何性的，而吹熄极限与自点火行为主要受燃料化学支配，因此乙烯、氢气与煤油工况之间报道的差异不应与圆形几何效应混为一谈。文章将本综述的主要发现归纳为：壁面构型调控激波串位置与热壅塞发生，因而设定超燃与冲压模式之间的边界，但无法单独在宽范围内稳定火焰；开式凹腔在低压力损失下提供中等当量比窗口，但燃烧是否位于凹腔内由雷诺数、当量比与喷注位置共同支配；支板提供最深穿透与最强混合增强，代价是最高堵塞、激波损失与中心体热载荷，其可工作当量比窗口最窄，实际上只有与凹腔配对才能有效拓宽；圆形几何消除了角流与弯曲应力，但闭合了矩形管道设计准则所假设的二维激波反射模式，因此为矩形管道建立的凹腔长深比准则与支板堵塞准则均不能在未经重新验证的情况下定量迁移。文章提出五项未解决问题构成近期议程：第一，在匹配飞行条件下将壁面扩张角、凹腔长深比与支板堵塞同混合效率、总压恢复及吹熄极限关联起来的经验证设计图谱仍然缺失，现有数据分散于冷流试验、矩形管道模拟与孤立飞行衍生硬件之中；第二，瞬态火焰稳定性，包括模态转换动力学、周期性回火与当量比突变下的贫油吹熄，仅在孤立凹腔实验中得到研究，需要在壁面、凹腔与支板构型上开展系统表征；第三，从当前百毫米级模型燃烧室到飞行相关尺度的尺度效应尚未量化，凹腔停留时间、支板阻力与激波串长度的雷诺数缩放是否在圆管中遵循相同规律仍属未知；第四，支板与中心体的热管理是圆形燃烧室中最严酷的热源，仅在概念硬件上得到演示，支板与型面壁面的主动冷却、长耐久解决方案仍然缺失；第五，需要开展混合、压力损失、热载荷与推力的耦合多目标优化而非单参数扫描，代理模型优化已在孤立凹腔参数上得到演示，但尚未扩展至壁面-凹腔-支板耦合布置。文章还指出三个对圆形燃烧室特别有前景的新兴方向：第一，人工智能辅助优化设计，包括代理模型、贝叶斯优化与伴随驱动形状优化，可探索参数扫描无法到达的耦合三维设计空间，尤其适用于迄今因网格问题而在圆管中研究受阻的波纹壁与型面凹腔；第二，增材制造所实现的复杂几何现已消除曲面波纹壁、型面凹腔与内部冷却通道无法制造的历史障碍，并允许在圆形流道中建造与测试矩形经验表明有益的三维构型；第三，宽范围可调变形构型，即飞行中调节扩张角、凹腔开度或支板堵塞的周向同步变几何，原则上可弥合目前有利于矩形燃烧室的工作包线差距，并将圆形截面从结构高效但不灵活的选择转变为适应高速飞行的设计。