超燃沖壓噴氣發動機（scramjet），即超聲速燃燒沖壓發動機，是指飛行馬赫Ma>6，以超聲速燃燒為核心技術的沖壓發動機，是發動機內氣流速度始終為超聲速的沖壓發動機。
超燃沖壓發動機采用超聲速燃燒能減少氣流的壓縮和膨脹損失，降低氣流的靜溫和靜壓，減輕發動機結構的負荷。使用液氫或烴類做燃料。可用于高超聲速導彈、高超聲速飛機和可重復使用的天地間運輸系統等高超聲速飛行器。
超燃沖壓發動機被認為是能夠實現飛行器在大氣層內高超聲速飛行的最佳動力裝置，由于其良好的經濟性與結構簡單性，已經成為21世紀航空航天領域研究的重點之一。
發展歷程
誕生背景
空天一體化是航空航天領域未來發展的趨勢，是由現代高新技術發展引發的重大變革。高超聲速飛行器一般是指以馬赫大于5的速度在臨近空間執行任務的有翼或無翼的飛行器，具有突防成功率高的特點，在空天領域有著巨大的軍事價值和潛在的經濟價值。
研發歷程
超燃沖壓噴氣發動機作為高超聲速飛行器研究的熱點和前沿，是各大國爭相追逐的領域。如美國的NASP、Hyper-X、Hyfly、HyTech等一系列的戰略項目，俄羅斯傳承蘇聯的 “冷”（Холод）計劃氫燃料軸對稱超燃沖壓發動機、“鷹”（Οрёл又稱IGLA）、“鷹-31”（Οрёл-31）和彩虹-D2 （Радуга-д2） 計劃等，法 國 的PREOHA項目，德國的SANGER兩級入軌飛行器，以及德法兩國合作的氫燃料雙模沖壓噴氣發動機JAPHAR計劃等。
中國
中國自1980—1990年中期就已開始超燃研究，初步建立了超聲速燃燒和超燃沖壓發動機的基本概念與簡單的性能分析方法等。到20世紀90年代中后期，中原地區的超燃研究日趨活躍，主要研究集中在超聲速燃燒品質上，如超燃理論、點火與火焰穩定、燃料噴注方式、混合增強，以及超聲速燃燒流場數值模擬等內容。
在2015年10月中航集團協會官網公布的第三屆馮如航空科技精英獎獲獎名單與事跡介紹中，關于中國的高超音速飛行器的研究情況中，首次公開證實了中國超燃沖壓發動機研制成功和高超聲速飛行器完成自主飛行試驗的消息。中國成為繼美國之后第二個實現以超燃沖壓發動機為動力的高超聲速飛行器自主飛行的國家。
美國
1964—1975年,美國航空航天局(美國航空航天局)開展了Hypersonic Research Engnine(HRE)計劃。該計劃主要是為了研制X-15試驗機火箭式高超聲速飛行器。HRE計劃的總體目標是在X-15A-2上試驗一個可再生冷卻的、實際飛行尺度的超燃沖壓噴氣發動機,1967年10月3日,X-15A-2飛行試驗達到了馬赫6.72。雖然氣動熱導致X-15A-2飛行器解體,整個X-15計劃也于1968年終止,但是HRE項目對高超聲速飛行器的研制邁出了關鍵一步。
美國1985年開展了國家空天飛機計劃(NASP)。該計劃的目的是開發一種以超燃沖壓發動機提供動力的空天飛機,技術要求是:可完全重復使用、單級推進、水平起降。不幸的是,NASP計劃由于經費問題在1995年下馬。NASP計劃期間進行了大量的發動機試驗,如在1993—1994年對兩臺確定的NASP小組發動機(E22A模型)進行了研制與試驗。
NASP計劃之后,美國開展了高超聲速飛行器試驗(Hyper-X)計劃、高超聲速技術(HyTech)計劃和高超聲速飛行(Hy Fly) 計劃等。Hyper-X是美國航空航天局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,Hyper-X計劃針對燃料供給和控制系統做了大量的研究,在進行飛行試驗之前,Hyper-X Flight Engine(HXFE)控制系統進行了大量的地面試驗,對各項功能模塊進行了逐一驗證。該項計劃中的X-43試驗機在2004年飛行試驗中達到馬赫9.8,創造了世界紀錄。Hy Tech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噴氣發動機馬赫數4~8時的可操縱性和結構耐用性等。Hy Fly計劃由美國海軍研究辦公室和國防預先研究計劃局于2002年啟動,旨在研究高超聲速巡航導彈所必需的一些關鍵技術,在2007年和2008年進行了兩次飛行試驗,但均以失敗告終,不過該計劃并沒有就此結束,而是在為第三次飛行試驗積極準備。
美國為了推行其全球一小時快速打擊戰略,積極研發X-51A高超聲速飛行器。X-51A超燃沖壓發動機是乘波體構型,波音公司負責研制,2007年通過了關鍵設計評審(CDR)并實現了地面點火。2009年4月完成了首架X-51A試驗飛行器的組裝工作,2009年7月開始各項地面試驗,最大模擬馬赫6.5,各項關鍵技術均取得了重大突破,2009年底開始飛行試驗。 自2015年以來，針對可重復使用高超聲速飛行器的應用需求，重點圍繞著先進的發動機部件，拓寬超燃沖壓發動機工作馬赫數范圍，大型超燃沖壓發動機的尺寸縮放規律等問題開展研究。
俄羅斯
自20世紀50年代開始，蘇聯就已經開始超燃沖壓發動機的相關研究。1962年，第一科學研究所(NII-1)建成了第一座大型自由射流試驗設備(BMG)。1969年，中央空氣流體動力研究院(TsAGI)開始建造自由射流設備(T-131B)、直聯實驗臺(T-131V)和小型風洞(SVV-1)配套實驗系統。80年代后，又進行了一系列自由射流實驗。
蘇聯解體后，俄羅斯近年來主要實施了“冷計劃”和“鷹計劃”。1991—1998年，“冷計劃”的飛行器進行了5次飛行試驗，采用氫燃料雙模態發動機，實現了由亞燃向超燃的轉變，最大飛行馬赫數為6.5。“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。
隨后，俄羅斯在高超聲速及超燃沖壓發動機領域的研究相對沉寂。直至2012年，才再次看到俄羅斯完成高超聲速導彈與載機掛架的分離試驗消息。據悉，俄羅斯在開展一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。
法國
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,對超燃沖壓噴氣發動機進行大量試驗研究。
在法國政府的支持下，歐洲導彈集團公司(歐洲導彈集團)在20世紀90年代與俄羅斯莫斯科航空學院(MAI)合作，進行了幾何結構可調的寬馬赫數雙模態超燃沖壓發動機研究。為初步研究高超聲速巡航導彈推進系統設計和使用技術，并能直接考慮某些作戰限制因素，1999年，法國武器采購局決定延長PREPHA的研究工作，設立了為期5年的普羅米希（Promethee）研究計劃，該項目旨在研究烴燃料變幾何亞燃/超燃雙模態沖壓發動機的相關技術難題，計劃總投資6200萬美元，探索空射型導彈的動力可行性。同時，法國還與俄羅斯、德國進行了大量合作，如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。
德國
德國早在1987年就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馬赫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。自1995年起，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，最大飛行馬赫數6～7。
日本
日本20世紀70年代開展了超聲速燃燒的研究,80年代末開始超燃沖壓發動機研究,1993年在Kakuda研究中心的國家航空航天實驗室(NALKRC)建造了自由射流試驗設備(RJTF),能夠模擬馬赫4/6/8的飛行條件 。1997年在NALKRC安裝了一個大型、自由活塞、高激波風洞(HEIST),能夠進行馬赫數8~15速度范圍內的超燃沖壓發動機試驗。20世紀90年代,日本開展了為期10年的超聲速/高超聲速運輸推進系統(HYPR)計劃,美、英、法等國公司也有參與,重點研制大推力高速度的TBCC發動機。2003年，NALKRC與日本宇宙開發事業集團(NASDA)、日本空間科學研究所(IASA)合并為日本宇宙航空研究開發機構(JAXA)，繼續開展超燃沖壓發動機關鍵技術研究。
澳大利亞
澳大利亞在Hy Shot計劃下開展了超燃沖壓發動機的研究,美國、英國、德國、韓國、日本等國也參與了該項計劃。2001年10月和2002年7月進行了兩次飛行試驗,第二次飛行試驗中,利用Terrier Orion Mk70固體火箭搭載超燃沖壓發動機,發動機工作6 s,最大飛行馬赫7.6。
澳大利亞國防科技機構(DSTO)聯合美國空軍研究實驗室牽頭，并有多國國防機構以及科研單位參與，在2006年啟動了HIFiRE (Hypersonic International Flight Research Experimental Programme)項目，旨在采用“經濟、可行、原理性試驗手段”研究重要的高超聲速現象，從而加速遠程精確打擊飛行器的技術發展。項目旨在為X-51以及后續全球遠程高速打擊武器積累技術基礎，近期目標為戰術巡航導彈(5～10年)，中期目標為高超聲速飛機(10～20年)，遠期目標為吸氣式推進的跨大氣層飛行器、空天飛機(20～30年)。
印度
印度近年來也在積極開展超燃沖壓發動機的研究。2005年2月,印度國防研究與發展組織(DR-DO)稱,某項高超聲速導彈試驗計劃已經啟動,在3~5年內可以準備好驗證機。2007年2月,印度布拉莫斯公司表示將在5年或是更短時間內研制高超聲速型布拉莫斯導彈。2007年7月,DRDO代表在跨大氣層高超聲速航空航天器國際大會上宣布,在2008年12月前對其研制的高超聲速空天運輸需氧飛行器進行飛行試驗 。
技術特點
工作原理
超燃沖壓噴氣發動機的結構相對于渦輪噴氣發動機比較簡單，其主要由進氣道、燃燒室和尾噴管組成。當發生燃燒反應時燃燒室內壓力明顯升高，所以在進氣道和燃燒室之間增設隔離段，在燃燒室反壓作用下，隔離段內產生激波串，其長度和位置由前后的馬赫和壓力比決定，前后壓力比在適當范圍內燃燒室壓力升高與波動無法影響進氣道內流體流動，呈現出與燃燒室的隔離狀態。超燃沖壓發動機在理想工作條件下工作時，進氣道內產生一系列的斜激波，高速氣體通過后速度降低，但仍保持超聲速流入燃燒室，與噴注燃料混合并保持超聲速燃燒，燃燒后氣體由尾噴管加速排出產生推力推動飛行器，由于燃燒室內部是燃燒波、膨脹波復雜波系、激波與附面層的相互干擾等三維流動過程，所以流體在壁面邊界層內以亞聲速流動，而燃燒室大部分主流區內流體流速仍保持超聲速。
性能特點
當經過進氣道減速后的氣流馬赫為飛行馬赫數的1/2~1/3時，發動機性能最佳。高超聲速進氣道需要在很寬的馬赫數范圍內工作，并具有自起動能力；超聲速氣流在燃燒室中停留的時間只有幾毫秒，燃料在氣流中的摻混成了關鍵的控制因素；通過對燃燒室中加熱規律的控制和隔離段內激波系的自動調節作用，可使超燃沖壓噴氣發動機在較寬的飛行馬赫數范圍內保持較佳性能。超燃沖壓發動機需要較大的進/出口流通面積，為此可利用前機身的預壓縮作用和后機身的繼續膨脹作用，進行飛行器/發動機的一體化設計。
超燃沖壓發動機在Ma=4~4.5開始投入運行，飛行速度高達Ma=16，使用液氫燃料時理論上最大飛行速度可達Ma=25。推重比可達20以上。這種能在較寬的馬赫范圍（Ma=6~16）內工作并具有自加速能力的超燃沖壓噴氣發動機，適用于加速型和加速/巡航型的推進任務需求，可用于高超聲速飛行器。飛行器單位迎面推力較小，巡航性能優于加速性能，因此多用于遠程巡航飛行器。
研制難點
超燃沖壓發動機的研制還有許多難點。首先是如何保證空氣和燃料實現高效率、低損失混合燃燒。由于高超聲速空氣流過飛行器體的留時間很短，通常只有幾毫秒，要想在這樣短的時間內將其壓縮，增壓，并與燃料在超聲速流動狀態迅速均勻、穩定地完成低損失、高效率混合和燃燒是十分困難的。這要求對發動機尺寸、形狀、燃料種類、噴注器設計、燃燒機理等多方面的因素進行多種綜合性理論和試驗研究。
其次高超聲速導彈和超燃沖壓發動機的一體化設計問題也是一個難點。使用超燃沖壓噴氣發動機必須考慮導彈的氣動性能、結構、隱身和發射平臺等，還要考慮超燃沖壓發動機推進性能與導彈其他分系統如制導系統、戰斗部系統等在性能要求上的兼容性。這就要求必須在發動機結構設計，特別是進氣道和尾噴管的結構形狀設計上采用非常規形式。
另外對超燃沖壓發動機進行地面試驗是非常困難的，滿足高空狀態和高超聲速進氣模擬試驗要求須付出昂貴的代價。為了克服這些難點，必須在高效率推進能力部件、新燃料和新材料等方面有所突破。同時建立先進的試驗設備是開展超燃沖壓噴氣發動機研究所必需的。
基本構造
超燃沖壓發動機由進氣道、燃燒室和尾噴管3大部件組成，其中進氣道通過收縮壁面將高超聲速空氣減速增壓到適合燃燒的狀態，然后氣流與燃料在燃燒室內混合燃燒釋熱，轉變成高溫高壓氣體后通過尾噴管膨脹產生推力。當飛行速度超過5倍音速時，受材料耐溫極限的限制，進氣道不能將高超聲速來流壓縮到適合燃燒的亞聲速，且空氣會開始離解。如果此時進入燃燒室的氣流為超聲速，這些弊端就能得以化解，于是超聲速燃燒沖壓噴氣發動機應運而生。
進氣道
進氣道是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。
燃燒室
超聲速燃燒室是組織超聲速氣流燃燒的地方。來流在燃燒室中滯留時間為毫秒級，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。超聲速燃燒室中有激波存在，激波會改變來流流場狀態，會嚴重影響燃燒的組織和火焰的穩定燃燒。另外，超聲速燃燒過程中還存在嚴重的增問題。
尾噴管
尾噴管對氣體進行膨脹并產生推力。在飛行速度為馬赫6時，尾噴管產生的推力達到總推力的70%，顯然，尾噴管的合理設計非常重要。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。
基本分類
超燃沖壓噴氣發動機通常可分為雙模態沖壓發動機（dual modle ramjet）和雙燃燒室沖壓發動機（dual combustor ramjet）。
雙模態沖壓噴氣發動機是指發動機根據不同的來流速度，其燃燒室分別工作于亞音速燃燒狀態、超聲速燃燒狀態或超聲速燃燒/亞聲速燃燒/超聲速燃燒狀態。對于這種發動機如果其幾何固定，通常能夠跨4個飛行馬赫數工作，目前研究較多的是Ma=3（4）～7（8）的雙模態沖壓噴氣發動機；雙模態沖壓發動機如果幾何可調，則能夠在更寬的馬赫范圍內工作，如Ma=2～12。
雙燃燒室沖壓發動機是指同一發動機同時具有亞燃沖壓和超燃沖壓雙循環的超燃沖壓發動機，采用雙循環的主要目的是用亞燃沖壓發動機點燃超燃沖壓發動機來解決煤油燃料的點火和穩定燃燒等問題。
關鍵技術
超燃沖壓發動機技術涉及到空氣動力學、氣動熱力學、計算流體力學、燃燒學、傳熱學、材料學等多學科前沿問題，并相互交叉，是超聲速燃燒、吸熱型碳氫燃料、結構熱防護、發動機/飛行器一體化設計、地面模擬試驗和飛行演示等眾多高新技術的集成。
發動機/飛行器一體化設計技術
高超聲速飛行條件下，飛行器的阻力會顯著增大。沖壓噴氣發動機在飛行器中的合理布局可明顯減小阻力，獲得大的升阻比（一般要求>3），升阻比會大大影響飛行器的飛行距離。同時，發動機在飛行器中的布局會影響到飛行器外形，對進入發動機的氣流流量大小、流場品質也有重要影響，還會影響到導引頭及控制制導設備的布局。因此，沖壓發動機設計中，必須強調與總體的一體化設計，這是和使用純火箭發動機飛行器設計的重大區別。
一體化研究的主要內容包括發動機在飛行器中的布局，飛行器前體對發動機進氣道性能的影響。根據發動機及彈體參數計算飛行彈道，證明飛行器性能是否滿足總體要求，這個過程可能需要多次反復協調才能完成。
超燃沖壓發動機總體技術
超燃沖壓發動機總體技術主要涉及協調與飛行器總體的關系，約束發動機各部件及性能指標，包括發動機總體性能優化選擇、總體結構形式、熱防護結構各部件形式選擇與性能要求、燃油供應系統控制等。
超燃沖壓發動機在設計點有高的性能，但當偏離設計點時性能迅速下降，這就給發動機設計帶來困難。因此，如何優化設計，使超燃沖壓噴氣發動機在較寬的馬赫范圍內具有較高性能顯得非常重要。
進氣道設計技術
進氣道的功能是利用迎面高速氣流的速度沖壓，有效地將其動能轉換為勢能，提高氣流壓力和溫度。一體化設計要求進氣道不僅是飛行器的部件，同時又是飛行器總體的組成部分，對進氣道的要求應是動力裝置和飛行器兩者對它的要求。
對進氣道的設計要求是：有高的總壓恢復系數（因為總壓代表氣流的做功能力），流量系數大，阻力系數小，出口氣流流場畸變指數小，這些性能要求與進氣道的幾何形狀密切相關。進氣道對邊界層、壁面摩擦、邊界層與激波的相互影響也很敏感，且各指標間相互矛盾。進氣道形式有很多，典型的超聲速進氣道有軸對稱進氣道和二維進氣道等，選擇何種進氣道與飛行器總體有很大關系。
從目前看，超聲速飛行器要實現遠距離飛行，大多采用升力體外形，發動機后置，并采用下額式進氣道，這種布局確實有其優越性，容易拓展到以后的高超速飛行器。
燃燒室設計技術
超燃沖壓噴氣發動機工作時，來流在燃燒室燃燒時以超聲速流動，滯流時間只有幾毫秒在如此短的時間內要實現燃料的噴射、霧化、摻混、點火、穩定燃燒是很難的。
超燃沖壓發動機為適應飛行器不同馬赫下的工作要求，需要在同一燃燒室中實現亞燃和超燃雙模態燃燒，這是超燃沖壓發動機實現工程應用的關鍵技術。實現雙模態燃燒目前有兩種辦法：一種是通過控制燃料噴射位置、燃燒程度來實現。但是燃燒控制非常困難，因為其不僅受到燃料的物理化學狀態、噴射情況、燃料與空氣的摻混情況、燃燒室中渦流及邊界層等因素的影響，且要求在飛行馬赫數及設計油氣比范圍內穩定燃燒。另一種方法是通過調節燃燒室通道的幾何面積來適應雙模態燃燒要求，但由于燃燒室溫度高達2000~3000K，使得幾何調節結構設計相當困難。
超燃沖壓發動機燃燒室關鍵技術主要有：點火技術；燃燒穩定和增強混合技術；冷卻技術等。
超燃沖壓發動機外部是高超聲速氣流，氣動加熱很嚴重，計算表明，當飛行器馬赫達到6時，飛行器頭部來流止溫度達1700K，而發動機內部流場氣流總溫可達3000K以上，因此必須采用主動冷卻的方法來保證發動機正常工作。在發動機冷卻中，只能采用燃料冷卻，而發動機工作中所需的燃料流量很小，這就給發動機的結構熱防護帶來更大困難，尤其是采用碳氫燃料（如煤油）時更是如此。
超燃發動機目前的點火方式有自燃點火、加氣氫輔助點火等，也可以借鑒火箭發動機的研制經驗，考慮用強制點火的辦法（如火炬點火等）實現超燃沖壓噴氣發動機點火。
燃油供應與控制技術
超燃沖壓發動機要求在寬馬赫范圍內工作，其高速度、大空域、機動飛行的特性要求燃油供應系統具有調節能力，以使發動機獲得滿意的性能。這項技術的關鍵是總體確定由哪幾個參數作為反饋來調節油氣比。燃油調節系統可借鑒航空發動機燃油供應系統的設計方法，并利用先進的計算機技術實現控制。
燃料技術
目前使用的燃料可分為兩大類：一類是液氫，另一類是碳氫燃料（如煤油）。
液氫由于有高的性能、易實現點火，且是優良的冷卻劑，在超燃沖壓發動機研制中廣泛應用。但液氫屬于低溫推進劑，使用維護復雜，且密度低（0.07g/cm）、體積大、僅適用于高速飛機及單級人軌空天飛機組合循環系統。
近年來，人們將研究重點集中到吸熱型碳氫燃料的研究中，該燃料的關鍵技術是催化裂解、防止結焦。另外，在吸熱型碳氫燃料中還可考慮加入添加劑的方法，加快相變裂解，以便于點火燃燒。
發動機熱結構設計、耐熱材料
超燃沖壓噴氣發動機的各部分結構要能承受飛行器高速飛行時的氣動加熱及高過載，發動機熱結構設計很關鍵。比較一致的看法是，必須采用燃料主動冷卻的方法來設計熱結構，同時應盡快開展耐熱、高強度材料（如陶瓷、復合材料等）的研制。否則，超燃沖壓發動機將無法實現工程應用。
應用領域
超燃沖壓發動機的應用背景是高超聲速巡航導彈、 高超聲速飛機、 空天飛機等, 預計最先得到應用的將是高超聲速巡航導彈。
高超聲速巡航導彈
高超聲速巡航導彈具有快速反應能力、 相當高的突防概率、 具有很強的穿透力。憑借其高速度, 在很短時間 (不超過10min) 內就能夠打擊近千千米以外的目標。美國發展巡航導彈的重要目標就是增強快速反應與打擊能力, 尤其是打擊機動目標, 如導彈發射架、 航空母艦等高價值機動目標。高超聲速巡航導彈能有效地遏制地基、 機載、 艦載預警及武器系統整體功能的發揮。在滿足命中精度要求的條件下, 高超聲速巡航導彈的巨大動能能有效地提高對加固目標 (包括深埋地下目標) 等目標的毀傷概率。
高超聲速飛機
高超聲速飛機在實時偵察、 遠程快速部署和精確打擊方面具有明顯的軍事價值。高超聲速飛機實施實時偵察有獨特的優越性。目前, 各國主要依靠衛星和常規偵察機執行偵察任務, 這兩種偵察手段均有局限性, 特別是在對一些重大突發事件的實時偵察方面存在明顯不足。高超聲速飛機具有突防能力強, 被攔截概率小, 能深入敵縱深進行偵察的特點。
高超聲速戰斗機配掛防區外攻擊武器, 以高空、 高速進入或退出目標區, 或戰斗機配掛高超聲速防區外攻擊武器, 利用武器的高超聲速實施突防、 攻擊, 都必將大大提高航空武器系統的突防概率、 作戰生存力和作戰效能。當然, 高超聲速戰斗機配掛高超聲速巡航導彈則更是如虎添翼。
超燃沖壓噴氣發動機技術進一步發展還可能用在洲際飛機上, 這種洲際飛機飛行速度約為Ma=5~6, 航程達數萬公里, 各大洲之間約2h即可到達, 有很大的潛在市場。美、 日、 俄、 法等國曾研究過各種以渦輪為基礎的吸氣式組合循環 (TBCC) 推進系統作為其動力裝置, 美、 日等國至今仍在以國際合作的形式繼續進行研制。
空天飛機
空天飛機的特點是: 能夠象普通飛機一樣起飛, 以高超音速在大氣層中飛行, 在30km~100km高空的飛行速度可達12~25倍聲速; 能夠直接加速進入地球軌道; 能安全返回并再入大氣層, 象普通飛機一樣在大氣層中滑翔并降落; 能夠重復使用。
空天飛機 (包括跨大氣層飛機) 將作為反衛星武器平臺、 監視和偵察平臺、 天基系統的支援平臺, 在未來的空間控制和空間戰中將發揮重要作用: 迅速回收或更換與國家安全密切相關的失效或失誤的航天器 (如衛星等) ; 檢查來歷不明和可疑的軌道飛行目標; 捕捉或摧毀不友好的航天器; 當航天器觀察到地面或空間出現嚴重事件時, 可用空天飛機迅速查明情況, 救援處于困境或生病的宇航員或使他們擺脫困境。
空天飛機將為未來的航天發射服務。在快速發射和降低航天發射費用方面具有明顯的潛力, 特別適應未來信息化戰爭的需要, 可以低成本地快速部署小衛星星座和回收衛星。
發展趨勢
發動機整體設計
包括機身/發動機一體化,進氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管之間的耦合設計,發動機是一個整體,進行綜合設計才能性能最優。
新型熱防護材料
新型耐高溫材料的開發,如C/C、C/Si C陶瓷基復合材料,質量輕,且耐高溫,是未來主動熱防護技術的發展方向。其使用可以減輕發動機質量并且與再生冷卻等被動熱防護技術相比結構簡化,減少設計制造時間。
變幾何結構設計
超燃沖壓噴氣發動機的工作范圍非常寬泛,要同一種結構在不同馬赫數下都有最佳性能是不現實的。進氣道和尾噴管都要能夠進行結構調節才能適應飛行條件和發動機功率不斷變化的需求,甚至包括隔離段和燃燒室。
發動機控制技術
良好的控制系統能有效提高超燃沖壓發動機運行的可靠性和經濟性,提高運行效率,拓寬工作范圍。發動機一體化控制技術、進氣道控制調節技術、尾噴管向量調節控制技術、燃燒室推力增益控制等是今后的研究重點。
新型燃料
燃料也可以作為未來超燃沖壓發動機性能提高的一個研究方向。目前使用的燃料有兩種:碳氫燃料和氫燃料,碳氫燃料發動機速度有限,氫燃料放熱多導致熱防護困難。鑒于這種情況,不妨開發新型燃料。
參考資料 >
先進的熱防護方法及在飛行器的應用前景初探 .中國航天期刊平臺.2023-11-18
超燃沖壓發動機技術發展現狀及相關建議.中國科學技術發展戰略研究院.2023-11-17
世界第二 中國突破高超聲速沖壓發動機自主飛行.鳳凰網.2023-11-17