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高超聲速飛行器飛行速度快、作戰半徑大、隱蔽性能好、突防能力強、攻擊精度高、作戰效能大，一直廣泛受到世界各軍事強國的高度重視。
高超聲速飛行的動力裝置主要有三種：超燃沖壓發動機、組合循環發動機(以火箭基組合循環發動機RBCC和渦輪基組合循環發動機TBCC為代表)和爆震發動機。而超燃沖壓發動機因結構簡單，應用速度范圍廣泛，也是馬赫數>8時唯一可用的吸氣式動力裝置，因此，成為世界各軍事大國的研究熱點。 超燃沖壓發動機是一種吸氣式動力裝置，一般由進氣道、隔離段、燃燒室、尾噴管四部分組成。進氣道捕獲空氣并加壓;隔離段位于進氣道與燃燒室之間，長短不一，設計的目的是為了實現進氣道與燃燒室之間的良好匹配;燃燒室是組織超聲速氣流燃燒的地方，也稱為超聲速燃燒室;尾噴管對燃燒室來流進行膨脹并產生推力。 為燃燒室提供氣源的結構，其性能高低直接影響發動機的綜合性能。超燃沖壓發動機的工作條件要求進氣道應能在比較寬泛的馬赫數范圍內具有良好的氣動特性，高空氣流量捕獲系數、高總壓恢復系數，與燃燒室有良好的耦合等 合理波系配置、邊界層的有效控制、與馬赫數相匹配的進排氣高效調節等 超聲速燃燒室 燃燒室要在幾個毫秒的時間內完成燃料的噴射、霧化、蒸發、摻混、點火、穩定燃燒一系列過程，且還要能實現高效的能量轉化和較小的壓力損失，該過程無異于在龍卷風中點火，還要實現火焰的穩定燃燒。 流道整體優化設計技術、燃料霧化技術、燃氣摻混技術、可靠點火技術、火焰穩定技術及燃燒控制調節技術 尾噴管 對氣體進行膨脹并產生推力。在飛行速度為馬赫數6時，尾噴管產生的推力達到總推力的70％。由于不同飛行馬赫數寬泛，尾噴管需要的膨脹比變化大（可達6倍以上），在給定幾何尺寸下使出/進口氣流沖量差最大 噴管機體的一體化設計、氣體主動分離技術、控制調節技術等 隨著技術的不斷進步，許多采用新技術的超燃沖壓發動機被提了出來，如雙模態超燃沖壓發動機、雙燃燒室超燃沖壓發動機、激波引燃沖壓發動機、中心燃燒超燃沖壓發動機等。每種發動機都有各自的優勢，同樣也存在著相應的技術難題。以上幾種沖壓發動機雖然有各自的優點，但是不可否認的是它的低速性能差，不能自啟動。為了解決這個問題，一種綜合燃氣渦輪發動機和沖壓發動機結構特點的新概念發動機——旋轉沖壓發動機被提出并加以研究。 超燃沖壓發動機未來研發趨勢包括：飛行器和發動機的一體化設計、超燃沖壓總體技術、優化高超聲速進氣道幾何構型、燃燒室穩定燃燒技術、高過載/高溫度/高強度/耐熱/輕質材料以及提高復雜部件的制造水平和工藝。 下面介紹全球重點國家及地區在超燃沖壓發動機研制歷程及現狀。 美國 美國超燃沖壓發動機研發工作起步早，50多年的研究中取得許多重要成果，處于世界領先地位。 Hyper-X是NASA重點實施的高超聲速推進計劃，目的是研究有實用價值的超燃沖壓發動機技術和機體一體化設計技術。2001年6月，X-43A第一次試飛失敗;2004年3月27日，開始第二次試飛，創造了6.8馬赫的記錄。2004年11月16號，X-43A試驗機在飛行試驗中達到9.8馬赫，創造了世界紀錄。 HyTech計劃由美國空軍在1995年提出，目的是通過地面試驗驗證碳氫燃料超燃沖壓發動機馬赫數4～8時的可操縱性和結構耐用性等。2013年5月，X-51A無人機飛行中啟動超燃沖壓發動機，在18300米高空加速至5.1倍音速。 俄羅斯 從20世紀50年代開始，蘇聯就一直在進行超燃沖壓發動機的研究。蘇聯解體后，俄羅斯主要實施了冷計劃、鷹計劃、彩虹D2計劃和鷹31計劃。 鷹計劃的飛行器采用升力體布局，用3臺液氫燃料超燃沖壓發動機提供動力，飛行馬赫數6以上，2001年6月和2004年2月，以白楊/鐮刀(SS-25)導彈作為助推器進行了試飛。 在“彩虹-D2”計劃中，中央空氣流體動力研究院負責超燃沖壓發動機的研制，彩虹設計局負責飛行試驗器的研制。后來，德國航空航天公司、德國航空航天研究院、慕尼黑發動機渦輪聯合公司也參加了該計劃的研究，并在德國進行的試驗中取得成功。中央空氣流體動力研究院設計的超燃沖壓發動機模型進氣道呈三級斜面形狀，設計飛行馬赫數5～7。 “鷹-31”計劃是由圖拉耶夫聯盟設計局、火炬設計局和米格設計局聯合進行的。聯盟設計局負責研制試驗發動機，火炬設計局負責研制試飛器，而米格設計局提供“米格-31”飛機作為試驗載機�！苞�-31”計劃的試飛器為C-300A地對空導彈系統中的40H6導彈，試驗模型是一個二維亞/超燃雙模態發動機，由進氣道、燃燒室、尾噴管、燃料供應系統、點火裝置、燃燒穩定系統和工作過程參數的測量與記錄系統組成，曾進行過大量的地面實驗。 近期俄羅斯正在進行1項有關超燃沖壓發動機推進系統的保密計劃，計劃中的推進系統可用在洲際彈道導彈上進行導彈防御。 歐洲 法國超燃沖壓發動機的研究始于20世紀60年代。60年代末建造了高超聲速風洞S4MA，70年代初在ESOPE計劃中進行了馬赫數7的燃燒實驗和馬赫數6的直聯式實驗。90年代初開始實施PREPHA計劃，對超燃沖壓發動機進行大量試驗研究。近年，法國與俄羅斯、德國進行了大量合作，法國與俄羅斯合作開展了馬赫數3～12的超燃沖壓發動機項目、火箭搭載的飛行試驗等，1997年以來，法國與德國合作開展JAPHAR計劃。2003年1月，ONERA和MBDA公司開始實施一項名為LEA的飛行試驗計劃。目前，LEA的首批次地面試驗已經在改造后的METHYLE試驗設施上完成。 德國在空氣動力學研究方面有著悠久的歷史。1987年開始了一項高超聲速技術儲備計劃;1993年與俄羅斯合作進行了各種馬赫數6狀態下燃燒室試驗，同時在馬赫數5和6的狀態下對縮尺矩形超燃沖壓發動機進行了試驗。1990-2003年，對HFK系列(HFK-L1、HFK-L2、HFK-E0、HFK-E1)高超聲速導彈進行了多次試驗，最大飛行速度馬赫數6～7。 目前，歐洲高超聲速研究的重點集中在民用高超聲速科技計劃。下圖展示了歐洲近年來的高超聲速飛行器研究路線圖。 我國的沖壓發動機歷史可以追溯到1957年12月3日，國防部五院正式批復成立沖壓發動機研究室(北京動力機械研究所的前身)。經過多年的努力，我國已形成了超聲速導彈和亞燃沖壓發動機的綜合研究體系，建立了超聲速沖壓發動機研制、生產、試驗基地，為發展高超聲速超燃沖壓發動機奠定了基礎。 超燃沖壓發動機方面，我國起步較晚。1987-1992年在863計劃“天地往返運輸系統”論證中，提出“以飛船起步，以空天飛機為發展方向”，進行了超聲速燃燒的初步研究。90年代初，在921工程和863計劃的推動下，航天三院31所(北京動力機械研究所)、國防科大、中航工業、中科院等國內多家單位開始了超燃沖壓發動機預研工作，在超聲速燃料點火、穩定燃燒、高超聲速進氣道設計、高超飛行器氣動、材料、發動機/飛行器一體化總體設計等方面都取得了進展。還建成了一批相關地面設備，如Φ1米高超聲速風洞(4～10馬赫，中國空氣動力研究與發展中心)、Φ1米電弧風洞(50MW，航天科技十一院)、JF-12高超聲速激波風洞(9馬赫、3000K，中科院力學研究所)、流量100kg/s的高超聲速沖壓發動機自由射流試車臺(北京動力機械研究所))等。 雖然我國超燃沖壓發動機起步較晚，但由于各研究機構與研究院所的努力攻堅以及國家的高度重視，我國在超燃沖壓發動機領域發展較快。2015年，在習主席訪美前夕，中國航空學會網站發布我國在高超音速試飛領域的突破。國防科技大學完成了國家重點專項的高超聲速飛行器項目，并組織完成飛行試驗。 國外重點國家始終將高超聲速飛行技術始終作為國家航空航天重要的發展方向，并將超燃沖壓發動機作為高超聲速飛行器動力系統的發展重點，展開了一系列與具體應用密切相關的技術方案。并且為降低技術風險，采取多方案并行模式。如美國在DARPA、NASA、海軍、空軍開展各自的超燃沖壓發動機研發的同時，為降低技術風險，還分別進行了并行技術方案研究工作。2001年，ARRMD計劃因普惠公司遇到在超聲速氣流中無法維持穩定燃燒的重大難題而終止后，美國空軍和海軍不但分別開展了技術方案完全不同的EFSEFD和Hyfly項目，還分別開展Robust Scramjet計劃和RATTLRS計劃作為降低難度的備份方案。 通過對國外超燃沖壓發動機發展歷程特點的分析，對于我國超燃沖壓發動機發展問題，得出以下啟示： 統籌規劃，充分重視頂層設計：超燃沖壓發動機研制工作研發投入大、風險高，卻對國家航空航天技術整體發展和戰略利益有巨大作用。美國超燃沖壓發動機幾次起落均源于國家戰略的重大調整。并且超燃沖壓發動機研制過程中，不僅僅只涉及到超燃沖壓發動機本身，并且機體/彈體的設計很大程度上影響了超燃沖壓發動機的性能，還涉及到其與機體/彈體的一體化問題。因而在超燃沖壓發動機研制過程中，需要重視統籌規劃以及頂層設計。 持之以恒，確保技術延續繼承：自“航天飛機”項目完成之后，美國4個大型航天項目(NASP、X-33、ISTP和星座計劃)都未獲得圓滿成功。這些計劃持續時間從5年到9年不等，缺乏連貫性，NASP計劃和ISTP計劃是吸氣式動力為主，而X-33和星座計劃，則采用了相對成熟的火箭動力。這些計劃的交錯進行，無疑對美國高超聲速技術持續性發展產生了不利影響。可見，隨著國際國內環境的改變以及科學技術的進步，發展戰略可能也應該及時調整，但由于超燃沖壓發動機是事關國家未來技術發展的關鍵技術，應給予持續不斷的支持。如此，方能不斷促進超燃沖壓發動機技術的進步。否則，容易出現各種前進、停止再前進的情況。并且超燃沖壓發動機的研制工作，需要數十年的不斷努力，需要數十年的支持，并需做好技術延續繼承工作。 加強基礎，注重關鍵技術攻關：雖然超燃沖壓發動機的研制工作，在超音速條件下碳氫燃料的點火與穩定燃燒、吸熱型碳氫燃料技術、發動機產生足夠推力、超燃下的壓力振蕩等技術難題方面陸續取得重大進展。但是，在進氣道、發動機啟動與模態轉換等方面，尚待繼續研究�；A研究以及關鍵技術攻關，仍然非常重要。
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