高超声速飞行的动力装置主要有三种：超燃冲压发动机、组合循环发动机(以火箭基组合循环发动机RBCC和涡轮基组合循环发动机TBCC为代表)和爆震发动机。而超燃冲压发动机因结构简单，应用速度范围广泛，也是马赫数>8时唯一可用的吸气式动力装置，因此，成为世界各军事大国的研究热点。
超燃冲压发动机是一种吸气式动力装置，一般由进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管四部分组成。进气道捕获空气并加压;隔离段位于进气道与燃烧室之间，长短不一，设计的目的是为了实现进气道与燃烧室之间的良好匹配;燃烧室是组织超声速气流燃烧的地方，也称为超声速燃烧室;尾喷管对燃烧室来流进行膨胀并产生推力。
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主要部件 |
特点 |
关键技术 |
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进气道 |
为燃烧室提供气源的结构，其性能高低直接影响发动机的综合性能。超燃冲压发动机的工作条件要求进气道应能在比较宽泛的马赫数范围内具有良好的气动特性，高空气流量捕获系数、高总压恢复系数，与燃烧室有良好的耦合等 |
合理波系配置、边界层的有效控制、与马赫数相匹配的进排气高效调节等 |
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超声速燃烧室 |
燃烧室要在几个毫秒的时间内完成燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混、点火、稳定燃烧一系列过程，且还要能实现高效的能量转化和较小的压力损失，该过程无异于在龙卷风中点火，还要实现火焰的稳定燃烧。 |
流道整体优化设计技术、燃料雾化技术、燃气掺混技术、可靠点火技术、火焰稳定技术及燃烧控制调节技术 |
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尾喷管 |
对气体进行膨胀并产生推力。在飞行速度为马赫数6时，尾喷管产生的推力达到总推力的70％。由于不同飞行马赫数宽泛，尾喷管需要的膨胀比变化大（可达6倍以上），在给定几何尺寸下使出/进口气流冲量差最大 |
喷管机体的一体化设计、气体主动分离技术、控制调节技术等 |
超燃冲压发动机关键部件及技术
How air and fuel mix at supersonic speeds inside a scramjet engine
随着技术的不断进步，许多采用新技术的超燃冲压发动机被提了出来，如双模态超燃冲压发动机、双燃烧室超燃冲压发动机、激波引燃冲压发动机、中心燃烧超燃冲压发动机等。每种发动机都有各自的优势，同样也存在着相应的技术难题。以上几种冲压发动机虽然有各自的优点，但是不可否认的是它的低速性能差，不能自启动。为了解决这个问题，一种综合燃气涡轮发动机和冲压发动机结构特点的新概念发动机——旋转冲压发动机被提出并加以研究。
超燃冲压发动机主要类型
超燃冲压发动机未来研发趋势包括：飞行器和发动机的一体化设计、超燃冲压总体技术、优化高超声速进气道几何构型、燃烧室稳定燃烧技术、高过载/高温度/高强度/耐热/轻质材料以及提高复杂部件的制造水平和工艺。
下面介绍全球重点国家及地区在超燃冲压发动机研制历程及现状。
美国
美国超燃冲压发动机研发工作起步早，50多年的研究中取得许多重要成果，处于世界领先地位。
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计划名称 |
代表飞行器 |
最大飞行速度/Ma |
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高超声速发动机研究（HRE） |
X-15 |
6.72 |
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国家空天飞机（NASP） |
X-30 |
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高超声速飞行器试验计划（Hyper-X） |
X-43 A/B/C |
9.8 |
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高超声速技术（HyTech）计划 |
X-51A |
5.1 |
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高超声速飞行（HyFly）计划 |
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美国超燃冲压发动机研制进程及成果
Hyper-X是NASA重点实施的高超声速推进计划，目的是研究有实用价值的超燃冲压发动机技术和机体一体化设计技术。2001年6月，X-43A第一次试飞失败;2004年3月27日，开始第二次试飞，创造了6.8马赫的记录。2004年11月16号，X-43A试验机在飞行试验中达到9.8马赫，创造了世界纪录。
由计算机生成马赫7下Hyper-X的流场
HyTech计划由美国空军在1995年提出，目的是通过地面试验验证碳氢燃料超燃冲压发动机马赫数4～8时的可操纵性和结构耐用性等。2013年5月，X-51A无人机飞行中启动超燃冲压发动机，在18300米高空加速至5.1倍音速。
X-51A Scramjet Engine Demonstrator
俄罗斯
从20世纪50年代开始，苏联就一直在进行超燃冲压发动机的研究。苏联解体后，俄罗斯主要实施了冷计划、鹰计划、彩虹D2计划和鹰31计划。
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计划名称 |
发动机 |
运载器 |
飞行器 |
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冷计划 |
轴对称亚/超燃冲压发动机模型 |
SA-5甘蒙系统（C-200）中5B28导弹 |
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鹰计划 |
两维三模态再生制冷式超燃冲压发动机 |
SS-19匕首导弹 |
与“暴风雪”航天飞机外形相似的“鹰”有翼试验飞行器 |
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彩虹D2 |
TSAGI的带三级斜面进气道的超燃冲压模型 |
图-22M3飞机 |
彩虹设计局自行研制的AS-4 Kitchen导弹，俄罗斯名为“风暴”导弹X-22 |
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鹰31计划 |
二维双模态冲压发动机 |
米格-31飞机 |
SA-10（C-300A）导弹系统中的40H6导弹 |
俄罗斯超燃冲压发动机飞行试验情况
鹰计划的飞行器采用升力体布局，用3台液氢燃料超燃冲压发动机提供动力，飞行马赫数6以上，2001年6月和2004年2月，以白杨/镰刀(SS-25)导弹作为助推器进行了试飞。
在“彩虹-D2”计划中，中央空气流体动力研究院负责超燃冲压发动机的研制，彩虹设计局负责飞行试验器的研制。后来，德国航空航天公司、德国航空航天研究院、慕尼黑发动机涡轮联合公司也参加了该计划的研究，并在德国进行的试验中取得成功。中央空气流体动力研究院设计的超燃冲压发动机模型进气道呈三级斜面形状，设计飞行马赫数5～7。
“鹰-31”计划是由图拉耶夫联盟设计局、火炬设计局和米格设计局联合进行的。联盟设计局负责研制试验发动机，火炬设计局负责研制试飞器，而米格设计局提供“米格-31”飞机作为试验载机。“鹰-31”计划的试飞器为C-300A地对空导弹系统中的40H6导弹，试验模型是一个二维亚/超燃双模态发动机，由进气道、燃烧室、尾喷管、燃料供应系统、点火装置、燃烧稳定系统和工作过程参数的测量与记录系统组成，曾进行过大量的地面实验。
近期俄罗斯正在进行1项有关超燃冲压发动机推进系统的保密计划，计划中的推进系统可用在洲际弹道导弹上进行导弹防御。
欧洲
法国超燃冲压发动机的研究始于20世纪60年代。60年代末建造了高超声速风洞S4MA，70年代初在ESOPE计划中进行了马赫数7的燃烧实验和马赫数6的直联式实验。90年代初开始实施PREPHA计划，对超燃冲压发动机进行大量试验研究。近年，法国与俄罗斯、德国进行了大量合作，法国与俄罗斯合作开展了马赫数3～12的超燃冲压发动机项目、火箭搭载的飞行试验等，1997年以来，法国与德国合作开展JAPHAR计划。2003年1月，ONERA和MBDA公司开始实施一项名为LEA的飞行试验计划。目前，LEA的首批次地面试验已经在改造后的METHYLE试验设施上完成。
LEA flight testing sequence
德国在空气动力学研究方面有着悠久的历史。1987年开始了一项高超声速技术储备计划;1993年与俄罗斯合作进行了各种马赫数6状态下燃烧室试验，同时在马赫数5和6的状态下对缩尺矩形超燃冲压发动机进行了试验。1990-2003年，对HFK系列(HFK-L1、HFK-L2、HFK-E0、HFK-E1)高超声速导弹进行了多次试验，最大飞行速度马赫数6～7。
目前，欧洲高超声速研究的重点集中在民用高超声速科技计划。下图展示了欧洲近年来的高超声速飞行器研究路线图。
我国的冲压发动机历史可以追溯到1957年12月3日，国防部五院正式批复成立冲压发动机研究室(北京动力机械研究所的前身)。经过多年的努力，我国已形成了超声速导弹和亚燃冲压发动机的综合研究体系，建立了超声速冲压发动机研制、生产、试验基地，为发展高超声速超燃冲压发动机奠定了基础。
超燃冲压发动机方面，我国起步较晚。1987-1992年在863计划“天地往返运输系统”论证中，提出“以飞船起步，以空天飞机为发展方向”，进行了超声速燃烧的初步研究。90年代初，在921工程和863计划的推动下，航天三院31所(北京动力机械研究所)、国防科大、中航工业、中科院等国内多家单位开始了超燃冲压发动机预研工作，在超声速燃料点火、稳定燃烧、高超声速进气道设计、高超飞行器气动、材料、发动机/飞行器一体化总体设计等方面都取得了进展。还建成了一批相关地面设备，如Φ1米高超声速风洞(4～10马赫，中国空气动力研究与发展中心)、Φ1米电弧风洞(50MW，航天科技十一院)、JF-12高超声速激波风洞(9马赫、3000K，中科院力学研究所)、流量100kg/s的高超声速冲压发动机自由射流试车台(北京动力机械研究所))等。
虽然我国超燃冲压发动机起步较晚，但由于各研究机构与研究院所的努力攻坚以及国家的高度重视，我国在超燃冲压发动机领域发展较快。2015年，在习主席访美前夕，中国航空学会网站发布我国在高超音速试飞领域的突破。国防科技大学完成了国家重点专项的高超声速飞行器项目，并组织完成飞行试验。
国外重点国家始终将高超声速飞行技术始终作为国家航空航天重要的发展方向，并将超燃冲压发动机作为高超声速飞行器动力系统的发展重点，展开了一系列与具体应用密切相关的技术方案。并且为降低技术风险，采取多方案并行模式。如美国在DARPA、NASA、海军、空军开展各自的超燃冲压发动机研发的同时，为降低技术风险，还分别进行了并行技术方案研究工作。2001年，ARRMD计划因普惠公司遇到在超声速气流中无法维持稳定燃烧的重大难题而终止后，美国空军和海军不但分别开展了技术方案完全不同的EFSEFD和Hyfly项目，还分别开展Robust Scramjet计划和RATTLRS计划作为降低难度的备份方案。