冲压推进技术（笔记自留）-第一至第二章
第一章 绪论
1.1 喷气发动机的分类和工作原理
- 定义：依靠自身喷出高速射流产生反作用力的发动机。
- 分类：根据自身携带的能源和工质不同，现代喷气发动机可分为四大类：吸气式发动机、吸水式发动机、火箭发动机和组合式发动机。
吸气式发动机利用飞行器周围气体与自身携带的燃料燃烧产生高温燃气，并通过喷管把燃气加速为高速射流而得到反作用推力。
空气喷气发动机根据有无压气机，分为有压气机式和无压气机式两种。有压气机的空气喷气发动机主要有涡轮喷气发动机和涡轮涡扇发动机。依靠涡轮带动压气机使空气增压，保证空气和燃料在一定压强下燃烧。无压气机的空气喷气发动机有冲压发动机和脉动空气喷气发动机。冲压发动机依靠空气进气装置（进气道/进气扩压器/扩压器）使气流减速把部分动能变为压力势能，提高空气压强，保证空气和燃料在一定压强下燃烧。
冲压发动机按适用飞行速度可分为亚声速冲压发动机和超声速冲压发动机。前者适用于亚声速飞行的飞行器，后者适用于超声速飞行的飞行器。在超声速冲压发动机中，通过进气道内外的激波系使得空气温度升高，速度降低，以亚声速进入燃烧室，在燃烧室中与发动机自身携带的燃料燃烧。根据所使用的燃料，可分为液体燃料冲压发动机、固体燃料冲压发动机和核冲压发动机。
液体燃料冲压发动机利用升温的空气与液体燃料在燃烧室燃烧产生高温燃气。
固体燃料冲压发动机利用升温的空气通过固体药柱中心孔与药柱燃烧产生高温燃气。
核冲压发动机又称原子能冲压发动机，利用反应堆中可控的裂变反应对空气加热，生成高温空气高速排出产生反作用推力。
冲压发动机按燃烧组织方式，可分为亚声速燃烧冲压发动机（压燃冲压发动机）和超声速燃烧冲压发动机（超燃冲压发动机）。
亚燃冲压发动机在亚声速气流中组织燃烧。超燃冲压发动机在超声速气流中组织燃烧，根据燃烧方式，可以分为外燃式超燃冲压发动机和管道内燃烧的超燃冲压发动机两种方式。
后者又分为通过激波燃烧（爆震燃烧）和超声速内流中燃烧两种形式。冲压发动机不能独立启动，也不能再低速下工作，必须依靠火箭助推器或其他方法（如机载发射）把它加速到接近其设计飞行速度后才能有效工作。压燃冲压发动机有效工作马赫数一般为2~6，超燃冲压动机有效工作马赫数一般大于6。
火箭发动机按能源和工质，可分为化学火箭发动机和非化学火箭发动机。
组合发动机由两种或两种以上不同类型的发动机组合而成，用于组合的发动机类型有冲压发动机、涡轮喷气发动机和火箭发动机。
1.2 冲压发动机主要性能指标对比分析
评定发动机性能是，必须考虑其推、阻特性。
1.2.1 单位迎面推力
单位迎面推力定义为RF=F/Amax。式中，F为发动机推力，根据需要可用各种定义的推力，如净推力、有效推力等；Amax为发动机最大迎风面积。
超音速飞行中，飞行器运载一定有效载荷所需的推力相当大。发动机阻力占整个飞行器阻力很重要的一部分，发动机最大迎风面积基本反映了发动机阻力，所以在选择动力装置时，单位迎面推力是一个重要的指标。单位迎面推力RF越大，表明发动机本身阻力就相对比较小。
火箭发动机单位迎面推力由推进剂性质和燃烧室压强即可求出。空气喷气发动机单位迎面推力与飞行速度、高度以及尾喷管排出的燃气温度、压强有关。燃气温度由燃料性质和燃气组成决定；燃气压强有飞行速度、进气道性质和压气机工作状态决定。超音速冲压发动机单位推挤除与燃料性质和燃气组成有关外，还与进气道压缩迎面气流的完善程度有很大关系。
1.2.2 单位重量推力
单位重量推力定义为：RW=Fnet/Wnet。
式中，Fnet为发动力净推力，Wnet为发动机净重。
对产生同样净推力的发动机而言，发动机重量越轻，单位重量推力越大，给予飞行器可携带的有效载荷越多。
火箭发动机单位重量推力最小，且与飞行速度无关。在宽广的工作范围内，特别是超音速飞行时，冲压发动机单位重量推力比涡轮喷气发动机大得多。
1.2.3 燃料比冲
燃料比冲定义为：Isp=F/mf·。
式中，mf·为每秒燃料（或推进剂）消耗量。
由上式可以看出，燃料比冲为每秒燃料单位重量燃料（或推进剂）所产生的推力，其物理意义为发动机消耗单位重量的燃料（或推进剂）产生单位推力所工作的时间。
火箭发动机取决于推进剂性质、燃烧室内压强和发动机结构；空气喷气发动机燃料比冲取决于燃料性质、发动机结构、飞行高度和速度。
1.2.4 航程参数
假设飞行器在达到一定速度后进行巡航飞行，可以利用大气层内巡航飞行的飞行器在平等飞行段的航程表达式推出飞行器动力装置所需的比冲，进而计算推力等相关参数。
飞行器等速平飞段射程表达式为：L=V·Isp/g·(Y/X)·In(Mi/Ms)。
式中，V为飞行器飞行速度，Y/X为飞行器升阻比；Mi为飞行器在巡航起点的质量；Ms为飞行器在巡航终点的质量。该式的推导条件为等速平飞，即V和Y/X都假定为常数。
航程参数定义为飞行速度V和燃料比冲Isp的乘积，其物理意义为，发动机消耗单位重量的燃料（或推进剂）产生单位推力推动飞行器飞行的距离。航程参数的数值取决于发动机类型和飞行速度，其数值大小反映了飞行器航程的远近。
1.3 冲压发动机的特点
与涡轮喷气发动机或火箭发动机相比较，冲压发动机有许多优点，归结为：
1 . 构造简单，重量轻，成本低。
2 . 在高速飞行状态下（Ma>2）经济性好，燃料消耗率低。
3 . 无转动部件，不存在高温转动部件的冷却问题，进气道和发动机可以设计成任何形状的。
4 . 能源前途广阔，既可以用内部加热的化学燃料化学能、原子能等，也可以用外部加热的激光能、太阳能等。
冲压发动机也具有固有缺点：
1 . 低速时推力小，燃料消耗率高，静止时不能产生推力，不能自行起飞，需要助推器或其他飞行器把它加速到一定飞行速度后，冲压发动机才能自行有效工作。
2 . 冲压发动机工作过程对飞行状态的变化很敏感，工作包线窄，需要完善的调节系统以适应飞行状态的变化。
3 . 与火箭发动机相比较，冲压发动机推力系数较小，单位迎面推力较小。随着推力增加，发动机体积和直径都越来越大，在有些情况这个问题会使得冲压发动机难以装入弹体，给飞行器气动布局带来了困难并增大了阻力。
此外，冲压发动机的研制过程存在一系列技术难点，如，高性能进气道、高效稳定燃烧组织、可靠点火启动、发动机热防护等问题。
1.4 冲压发动机发展简史
第二章 冲压发动机热力循环和理论性能
冲压发动机本质是一种热力机械，利用空气作为工质进行压缩、加热、膨胀和放热过程，这些过程组成发动机热力循环而对外做功。
2.1 冲压发动机理想循环
2.1.1 理想循环概念
理想冲压发动机的工作过程无动能消耗和热量损失，这种假设有利于分析冲压发动机性能。工质流过理想冲压发动机是所构成的热力循环称为理想循环或勃莱顿循环。具体假设如下：
- 在循环各过程中，工质为1kg/s空气，是热力学上完全气体，具有恒定不变的定压比热、定容比热。
- 发动机各部分的效率皆等于1.0。即进气道中压缩过程是等熵过程；在喷管中膨胀过程是等熵膨胀；在燃烧室燃烧过程是等压加热过程；放热过程实际上在发动机之外进行，也假定为等压放热过程。即发动机各截面气流总压均与自由来流总压相等。
- 假设发动机各部件内气流是一维定流，喷管出口静压等于外界大气压强。
- 为讨论方便，除进口自由截面和喷管出口截面采用气流的静参数之外，发动机的其他特征截面采用滞止参数（总参数）。
2.1.2 理想循环功
- 循环功与加、放热量的关系
理想循环p-v过程曲线所包围的面积定义为理想循环功，用Lid表示。根据热力学第一定律：对系统加热量dq（若放热则dq为负值）等于系统内能U变化量CvdT与容积改变功pdv之和，即dq=CvdT+pdv，根据物理量焓定义H=U+pv，则dH=dU+d(Pv)或CpdT=CvdT+pdv+vdp，上式可写成dq=CpdT-vdp。即对系统加热量等于系统焓增量与多变压缩功（若是等熵过程则为等熵压缩功）之差。
将上式应用于冲压发动机理想循环，则有∮dq=∮CpdT-∮vdp。式中，q1为等压加热过程加热量，q2为等压放热过程放热量，-∮vdp-循环过程曲线所包围的面积Lid。显然∮dq=q1-q2，∮CpdT=0。
所以，Lid=q1-q2。上式说明，理想循环功由加热量转换而来，但是加热量q1并没有全部转换成理想循环功而总是伴随着热量损失q2。
等压加热过程加热量为q1=∫(2-4)Tds=h4-h2。
另外，加热量可以表示为燃料燃烧释放热量q1=ηbmfHu/ma=ηbfHu=h4-h2。
式中，mf,ma,f分别是燃料质量流量、空气流量和油气比（mf/ma）；Hu、ηb分别为燃料热值和燃烧效率。
等压放热过程放热量为q2=∫(0-5)Tds=h5-h0。
则用焓变化表达的有效循环功为Le=∫(2-4)Tds-∫(0-5)Tds=h4-h2-(h5-h0) - 循环功与进出口气流速的关系
根据从0-0截面到5-5截面气流能量守恒可以写出CpT0+V0^2/2+q1=CpT5+V5^2。式中，V0是0-0截面上气流速度；V5是5-5截面上气流速度。
改写上式得q1-q2=(V5^2-V0^2)/2，最后得Lid=(V5^2-V0^2)/2。
这说明理想循环功主要用于工质动能增加。 - 理想循环功的影响因素
首先推导热力循环过程参数与理想循环功Lid关系式。
Lid=CpT5(T04/T5-1)-CpT0(T02/T0-1)，式中，T02、T04分别表示2-2截面和4-4截面气体总温。
点0-点2和点4-点5均是等熵过程，且2-2截面和4-4截面总压相等（p02=p04），喷管出口压强与环境大气压强相等（p5=p0），则T04/T5=T02/T0。
把关系式代入上式得，Lid=CpT0(T02/T0-1)((T04/T0)/(T02/T0)-1)。
令（p02/p0）^(k-1/k)=e，其中p02/p0=π是循环过程中增压比，亦即发动机进气道压缩过程中增压比。
令T04/T0=△，称为循环过程（或发动机）加热比，由上式得到Lid=CpT0(e-1)(△/e-1)。
上式包含了影响Lid的所有因素，其中两个主要影响因素是发动机增压比π和加热比△。
下面具体分析这两个因素对理想循环功Lid的影响。
1 . 理想循环的热效率
理想循环功和加热量之比称为理想循环热效率ηth。即
ηth=1-1/π^(k-1/k)。
上式表明，理想热循环效率只与增压比有关，而与加热比无关。随着增压比加大，热效率ηth单调上升。增压比较小时，热效率ηth上升速度很快，而后上升速度逐渐变慢。当增压比趋向无穷大时，热效率ηth趋向1.0。
2 . 加热比的影响
若其他因素不变，提高加热比△可以提高理想循环功Lid。加热比△提高意味燃烧室出口总温T04增加，加热量q1增加，故Lid增加。理想循环功Lid主要增加气流动能，因此T04增加，发动机单位推力将相应增加。在要求发动机同样推力条件下，单位推力大则需要空气质量流量小，发动机储存小、质量轻，为推重比加大。所以，燃烧室出口总温应尽可能高。
3 . 发动机增压比的影响
发动机增压比π对理想循环功Lid的影响，当π=1时，Lid=0，这是因为π=1，则循环热效率等于零。由此可知，欲获得循环功（或推力）必须先对工质增压而后加热。
当π=πmax时，Lid=0。在其他条件不变仅π值增加时，压缩终了时总温T02相应增加，当增加到π=πmax时对应T02=T04，加热量q1=0，故循环功Lid=0。
从物理意义分析，影响理想循环功Lid的主要因素是加热量q1和热效率。当增压比π从1开始增加时，热效率急剧增加，使循环功Lid增加，一直达到最大值；此后增压比π继续增加则加热量q1的减小起了主导作用，使循环功Lid减小。
对应最大理想循环功的增压比称为最佳增压比，以πopt表示。最佳增压比可由Lid=CpT0(e-1)(△/e-1)对e求导数，并令其等于零求得，即πopt=△^k/2(k-1)。
4 . 关于理想循环的几点结论
(1) 增加燃烧室出口总温是增加理想循环功主要途径之一，但该温度受燃料热值和燃烧室壳体冷却条件的限制。
(2) 在加热比和其他因素不变的情况下，存在最佳增压比是的理想循环功最大。
(3) 最佳增压比随着加热比升高而升高，所以欲获得尽可能大的理想循环功，应当在提高燃烧室出口总温的同时提高增压比。
(4) 理想循环热效率只是增压比的函数，随增压比的增大而单调增大。
上述结论的前三点也适用于实际循环定性分析，而实际循环热效率不仅与增压比有关，而且也与加热比有关。
2.2 冲压发动机实际循环
2.2.1 理想循环和实际循环的差异
与理想循环相比，实际循环存在如下主要特点：
- 工质流过发动机各部件的过程均不是理想过程而是伴随着有流动损失的实际过程。例如进气道压缩过程不是等熵压缩而是多变压缩；喷管膨胀过程不是等熵膨胀而是多变膨胀；由于燃烧室存在流动阻力和加热阻力，使加热过程伴随着气流总压降低（p02>p04）。
- 循环过程中工质成分会发生变化，进入燃烧室之前工质是空气，经燃烧室后变成多组分高温燃气，且实际循环工质的比热、比热比等参数均会随气体成分和温度变化而改变。
2.2.2 实际循环的指示功与有效功
按照工程热力学定义，实际循环过程p-v曲线所包围的面积为指示功，以Li表示。根据从发动机0-0截面值5-5截面气流的能量守恒可以写出CpT0+V0^2/2+q1-Lrp-Lrc=CpT5+V5^2/2。式中，Lrp为膨胀过程中摩擦功，Lrc为压缩过程中摩擦功。
与理想循环功推导类似可以得到指示功表达式Li=(c5^2-c0^2)/2+Lrp+Lrc。
上式表明实际循环的指示功用于增加气流动能和克服摩擦力。
实际循环有效功，以Le表示，即Le=(c5^2-c0^2)/2。
即实际有效功完全用于增加流动发动机气流动能。像理想循环功一样，对流过发动机气流应用能量守恒可以得到Le=q1-q2。
上式表明，实际循环有效功是燃料通过燃烧在系统中释放热量q1与系统放热量q2之差。与理想循环相比，由于实际循环存在摩擦损失，在循环参数增压比和加热比相同情况下，实际循环排气温度T5比较高，因而放热量q2较大。
2.2.3 实际循环的热效率
实际循环热效率定义为有效功Le与加热量q1之比，即ηth=Le/q1。
由于实际循环过程存在损失，实际循环热效率总是低于理想循环热效率。
2.2.4 影响实际循环有效功和热效率的因素
气动损失、热损失等越小，实际循环过称越趋近于理想循环，理想循环是实际循环的极限。理想循环功随增压比和加热比的变化规律，定性地适用于实际循环。与理想循环热效率不同，实际循环热效率不仅与增压比有关，而且还与加热比有关。加热比高有利于提高循环热效率。
由实际循环热效率曲线可以看出：
- 在加热比为常数的情况下，随着增压比增加，实际循环热效率总是先增加后减小。对应ηti最大时增压比以π’opt表示。当增压比较小时，进气道出口总压和燃烧室出口总压均较低，气流在喷管膨胀程度很小，因而排气静温很高，大部分加热量被喷管喷射出来的高温气体带走后消耗在周围环境大气中，而没有被用于转化为喷管出口气流动能，循环过程热效率很低；当增压比过大时，进气道出口总温接近燃烧室出口总温，加热量很小，发动机部件流动损失占加热量的比重增加。极限情况下，加热量仅够克服流动损失而无有效循环功，此时热效率等于零。因此，存在一个增压比使得实际循环热效率最高。
- 在同样发动机增压比条件下加热比越大，实际循环热效率越高。这是因为增压比一定，加热比越高则加热量q1越大，发动机部件损失占加热量的比重减小，故循环热效率提高。
- 对应于有效功最大值的最佳增压比πopt远小于对应于最大热效率的增压比π’opt。实际循环热效率定义式中加热量q1可近似写为q1=Cp(T04-T02)。
随着增压比增加，进气道出口温度Tw增加，在加热比即T04不变条件下，加热量单调地下降。另一方面，在πopt附近，有效功Le变化较平坦，所以在πopt附近随着增压比增加热效率仍将继续上升，这就意味着π’opt要大于πopt。
2.3 理想冲压发动机气体动力学
由理想冲压发动机性能参数表达式所得值是当机械损失和热损失无限减小时实际发动机各参数所趋近的上限。因此对理想冲压发动机性能的研究，是研究实际发动机的一种手段。通过理想冲压发动机气体力学，获得发动机各截面气流参数，在此基础上上才能获得发动机理论性能。
用速度V∞、温度T∞、压强p∞和密度ρ∞表示以相对速度流向发动机、未受扰动气流的各个参数。
未受扰动气流马赫数为Ma∞=V∞/a∞=V∞/sqrt(kRT∞)。
未受扰动气流速度系数为λ∞=V∞/acr∞=V∞/sqrt(2KR/k+1·T0∞)。
未受扰动气流滞止参数为T0∞/T∞=1/τ(λ∞)，p0∞/p∞=1/π(λ∞)，ρ0∞/ρ∞=1/ε(λ∞)。
根据理想冲压发动机假设，进口截面处压强等于未受绕动气流压强(p0=p∞)。因此，根据伯努利方程可知，V0=V∞，Ma0=Ma∞，λ0=λ∞。
流过进口截面A0空气流量用来流速度系数表示为m0·=sqrt(2k/(k+1)RT0∞)p0∞λ∞ε(λε)A0
在开始加入热量前发动机通道总温为常数，则进气道出口截面气流总温等于自由来流总温。T02=T00=T0∞
气流在理想冲压发动机中的压缩没有总压损失，则进气道出口截面气流总压等于自由来流总压。p02=p00=p0∞
进气道出口截面处空气流量为m0·=sqrt(2k/(k+1)RT02)p02λ2ε(λ2)A2。
根据进气道流量守恒可知，进气道出口截面面积与入口面积之比为A2/A0=Ma∞/Ma2·[1+k-1/2·Ma2^2/1+k-1/2·Ma∞^2]^k+1/2(k-1)。
当来流速度马赫数小于1（Ma∞<1），气流在扩张通道内减速增压；当来流马赫数大于1（Ma∞>1），气流在收缩通道呢哦减速增压，直至减速到气流马赫数为1，此后，可在以扩展通道内继续减速增压。
进气道出口截面处气流速度、静温、静压、密度分别为
V2=acr2λ2=λ2sqrt(2kR/k+1*T0∞)。
T2/T∞=1+k-1/2*Ma∞^2/1+k-1/2*Ma2^2。
p2/p∞=π(λ2)/π(λ∞)。
ρ2/ρ∞=ε(λ2)/ε(λ∞)。
在进气道中减速增压后的空气进入燃烧室内与燃料反应放热，总温增加。被加热气体总温T04与自由来流总温T0∞之比，定义为加热比θ。θ=T04/T0∞=T04/T02。
气流在理想冲压发动机燃烧室加热没有总压损失1，总压保持不变，p04=p02。
对燃烧室进口截面和出口截面应用流量方程，则m4·/m2·=p04q(λ4)A4/p02q(λ2)A2·sqrt(T04/T02)。式中，q(λ)为流量函数。
有此可得A4/A2=q(λ4)/q(λ2)·βsqrt(θ)，式中，β为队燃烧室出口截面和进口节目安流量之比，β=m4·/m2·=m4·/m0·。
高温气体在喷管中膨胀加速，理想冲压发动机喷管出口气流压强与环境大气压相等，即p5=p∞。
并且由于理想冲压发动机喷管膨胀过程没有总压损失，则p05=p04=p02=p00=p0∞。
由上式可知，在理想冲压发动机中，喷管内气流膨胀比等于自由来流滞止的增压比，即p05/p5=p0∞/p∞。
整理可得Ma5=Ma∞或λ5=λ∞。
由此可得，理想冲压发动机进口与出口马赫数或速度系数相等。考虑到λ5=λ∞=λ0，β=m4·/m0·以及θ=T04/T0∞，则根据流量公式可得出进出口截面积之比为A5/A0=βsqrt(θ)。
理想冲压发动机燃烧室能量方程为(1+f)h04=h02+fhf+fhu。
式中，hf为加入燃烧室燃料的静焓。
由于气动加热影响，假设燃料静温为未受扰动气流总温。在理想冲压发动机中气体定压比热Cp为定值，则由上式可以求得发动机油气比f=(T04/T00-1)/(Hu/CpT00)-(T04/T00-1)。
而油气比f通常可以表示为f=1/αL。式中，α为余气系数，L为1kg燃料燃烧所需理论空气量。
则θ=T04/T0∞=1+(Hu/CpT00)/(1+αL)。
燃烧室内燃料燃烧时气体温度升高△T为△T=T04-T00=Hu/Cp(1+αL)。
燃烧产物定压比热随着温度增加而增加，但在理想冲压发动机分析中气体定压比热Cp为常值，则加热比与飞行马赫数具有一定关系。随着飞行速度的增加，加热比减小；当飞行速度足够快时，加热比将接近1，此时通过燃料燃烧没有办法使得燃烧室气体温度升高。
2.4 理想冲压发动机性能参数
2.4.1 理想冲压发动机推力
根据气体动力学原理，冲压发动机推力可表示为F=ma·[(1+f)V5-V0]+(p5-p0)A5。
式中，ma·为进入发动机空气流量，mf·为发动鸡消耗燃料流量，V5为喷管出口气流速度，p5为喷管出口气流压强，A5为喷管出口面积，V0为空气自由来流速度，p0为环境气体压强。
对于理想冲压发动机气体动力学只是可知，有V5=sqrt(T04/T00)·V0。
理想冲压发动机推力可表示F=kp0Ma0^2A5(1-1/βsqrt(θ))。
理想冲压发动机单位迎面推力为RF=F/Amax=kp0Ma0^2A5/Amax·(1-1/βsqrt(θ))。
对于超声速冲压发动机，通常Amax=A5。
理想冲压发动机推力系数CR=2A5(1-1/βsqrt(θ))。
从上式可以发现，随着飞行速度增加，加热比θ减小，推力系数也减小。
理想冲压发动机燃料比冲为Isp=F/m·f=αLV0(βsqrt(θ)-1)=αLMa0sqrt(kRT0)(βsqrt(θ)-1)。
2.4.2 理想冲压发动机热效率
冲压发动机理想循环热效率为ηth=1-1/π^(k-1/k)。式中，p02/p0=π。
由于理想冲压发动机进气道出口截面总压与自由来流总压相等，则ηth=(k-1/k+1)·λ0^2。
这说明，理想冲压发动机热效率只与自由来流速度系数的平方成正比。当λ0=0时，ηth=0；当λ0=λmax时，λ0=λmax=sqrt(k+1/k-1)(Ma0→∞)，ηth=1。热效率随着飞行速度增加而迅速增加，这是冲压发动机一个重要特点。
此外，理想冲压发动机热效率还可以表示为ηth=[(1+f)(V5^2/2)-V0^2/2]/fHu。
2.4.3 理想冲压发动机推进效率
与火箭发动机相同，冲压发动机功能是将燃料化学能最终转变为工质气体的推进功。冲压发动机单位时间内对包括发动机本身在内的飞行器系统所做的功，称为推进功率，用下式表示Ne=FV0。式中，Ne为发动机推进功率，F为发动机推力，V0为飞行器飞行速度。
喷管出口高速气流动能只有一部分能转变成推进功率，则冲压发动机推进效率为ηp=FV0/ma·[(1+f)(V5^2/2)-V0^2/2]。
在冲压发动机中，油气比非常小，可以忽略不计，则冲压发动机推进效率可简化为ηp=2/(sqrt(θ)+1)。
通过上式可以发现，当V0/V5=1时，发动机推进效率最大。而实际上V0/V5→1时，发动机推力接近零。因此对冲压发动就而言，不能单独追求推进功率最高，需要考虑发动机综合性能。另外上式还说明理想冲压发动机推进效率只与加热比有关，加热比越大，推进效率越低。在自由来流一定的情况下，增加喷口出口气流速度或增加空气流量都可以增大推力；但增加喷管出口气流速度，需要增加加热比，这样会降低推进效率。因此，一般采用增加空气流量以实现增大推力目的，这样可以保持较高推进效率。
2.4.4 理想冲压发动机总效率
从能量转换角度而言，冲压发动机能量利用总效率与推进剂化学能量供应率之比，即：η0=推进功率/化学能量供应率=Ne/mf·Hu=FV0/mf·Hu=ηthηp=k-1/k+1·λ0^2·2/(sqrt(θ)+1。
总效率与自由来流速度系数平方成正比，同时随着加热比增加而减小。加热比减小时发动机总效率虽增加，但推力系数可能小于飞行器阻力系数，从而导致飞行器不能继续飞行。
总效率直接描述了发动机对所携带燃料原始化学能的利用程度，或者说对于给定飞行任务，需要装载多少燃料才能够满足飞行任务的要求。对上式进行变化，得到发动机需要携带的燃料为mf=FL/η0Hu。式中，L为飞行器航程。
根据发动机燃料比冲定义，可得η0=IspgV0/Hu。
可见，对于在一定高度以一定马赫数飞行的冲压发动机而言，燃料比冲和总效率均与燃料种类有关。当燃料种类选定后，总效率与燃料比冲间存在如上式所述的正比关系。有热力学第一定律可知，发动机总效率不可能大于1，由此得到最大理论燃料比冲表达式为Ispth=Hu/gV0。
由此式可以看出，燃料热值越高，比冲越高；对于给定燃料，飞行器飞行速度越低，其比冲越高，经济型越好。
冲压发动机总效率是实际比冲与理论比冲之比，即η0=ISP/ISPth。
2.5 理想冲压发动机工作特性
理想冲压发动机性能与飞行马赫数、飞行高度、气体加热比等一系列参数有关。
2.5.1 速度特性
冲压发动机速度特性是研究在飞行高度和余气系数不变条件下，发动机性能参数与飞行马赫数的关系。
在余气系数不变的情况下，空气自由来流总温随着飞行马赫数增加而增加，加热比θ也会随之下降，发动机出口和进口面积之比A5/A0也会随之下降。当飞行马赫数继续增加，Ma→∞，λ∞→sqrt(k+1/k-1)时，A5/A0→1，此时发动机变为圆筒形。发动机推力系数会随着加热比增加而减小。比冲是冲压发动机重要的性能参数，直接影响飞行器射程和有效载荷。冲压发动机比冲不仅与推进剂性质和发动机结构有关，还与其飞行状态密切相关。一方面飞行马赫数增加会提高燃烧室压力，从而增加比冲；但另一方面飞行马赫数增加会使加热比降低，从而导致发动机出口速度降低、发动机比冲降低。受此两方面影响，随着飞行马赫数增加，发动机比冲先增加后减小。在马赫数3.0左右，冲压发动机比冲最高。与其他喷气式发动机相比，冲压发动机比冲较高。并且，发动机热效率、推进效率和总效率均随马赫数升高而增大。
2.5.2 高度特性
冲压发动机高度特性是研究在飞行马赫数和预期系数不变条件下，发动机性能参数与飞行高度的关系。
在余气系数不变情况下，随着飞行高度增加，空气温度下降，加热比增加，发动机比冲和推力系数均增加，而发动机推进效率和总效率将降低。冲压发动机热效率仅与飞行马赫数有关，不会随着飞行高度和余气系数变化。当达到空气同温层时，空气温度就变成了常数，加热比就不再变化，此时发动机性能参数也不变化。
2.5.3 节流特性
冲压发动机节流特性是研究在飞行马赫数和飞行高度不变条件下，发动机性能参数与余气系数的关系。
飞行马赫数和飞行高度不变条件下，理想冲压发动机空气流量保持不变。当燃油流量为零时，发动机油气f=0，余气系数α→∞，加热比θ=1，发动机推力系数CR=0。随着余气系数减小，发动机比冲和效率均降低，但推力系数增加。
2.5.4 气动损失对冲压发动机性能影响
冲压发动机工作过程可以大致分为进气道压缩过程、燃烧室内加热（燃烧）过程和喷管膨胀过程。在冲压发动机实际工作过程中，发动机各部件的效率均小于1.0。进气道压缩过程不再是等熵压缩，冲压进入进气道的气流减速增压时，伴随着能量损失，进气道出口总压低于来流总压，可以用总压恢复系数σd表示这种差异，σd=p02/p00。
同样，燃烧室总压恢复系数rc、喷管总压恢复系数rn可以表示为σc=p04/p02，σn=p05/p04。
发动机总的总压恢复系数为p05/p00=σdσcσn。
并且，实际喷管出口压强可能不等于环境大气压。假定气体比热比γ为常值，则喷管出口马赫数可写为Ma5^2=2/k-1·[(1+k-1/2Ma0^2)(p05/p00·p0/p5)^(k-1/k)-1]。
引入发动机总的总压恢复系数，则上式为Ma5^2=2/k-1·[(1+k-1/2Ma0^2)(σdσcσn·p0/p5)^(k-1/k)-1]。
假设冲压发动机内为绝热流动过程，不考虑其对外界传热，则出口喷管速度为V5=Ma5·sqrt(kRT04/(1+γ-1/2·Ma5^2))。
冲压发动机燃烧室中燃料化学能不能全部转化为燃烧室出口高温燃气热能，存在燃烧效率ηb，则油气比f可写为f=(T04/T00-1)/[(ηbHu/CpT00)-(T04/T00-1)]。
由冲压发动机推力表达式可得流过发动机单位质量空气流量产生的特征推力F/ma·=[(1+f)V5-V0]+1/ma·*(p5-p0)A5。
由上式可以表达为F/ma·=(1+f)sqrt(2kRT04(m-1)/(k-1)m)-Ma0·sqrt(kRT0)+p5A5/ma·*(1-p0/p5)。
式中m=(1+k-1/2Ma0^2)(σdσcσn·p0/p5)^(k-1/k)。
依据上述各式可分析发动机性能随飞行马赫数变化规律。考虑冲压发动机各部件气动损失和燃料燃烧效率后，发动机比冲下降了10%左右，发动机热效率、推进效率和总效率均有一定下降。