超燃衝壓發動機

超燃衝壓發動機是指燃料在超聲速氣流中進行燃燒的衝壓發動機。在採用碳氫燃料時，超燃衝壓發動機的飛行Ma數在8以下，當使用液氫燃料時，其飛行Ma數可達到6~25。超聲速或高超聲速氣流在進氣道擴壓到馬赫4的較低超聲速，然後燃料從壁面和/或氣流中的突出物噴入，在超聲速燃燒室中與空氣混合併燃燒，最後，燃燒后的氣體經擴張型的噴管排出。

高超聲速飛行器（飛行M數超過聲速5倍的有翼和無翼飛行器）是未來軍民用航空器的戰略發展方向，被稱為繼螺旋槳、渦輪噴氣推進飛行器之後航空史上的第三次革命。超燃衝壓發動機是實現高超聲速飛行器的首要關鍵技術，是21世紀以來世界各國競相發展的熱點領域之一。

國外發展較多的超燃衝壓發動機包括亞燃/超燃雙模態衝壓發動機和亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機。亞燃/超燃雙模態衝壓發動機可以在亞燃和超燃衝壓兩種模式工作。當發動機飛行M數大於6時，實現超音速燃燒，當馬赫數低於6時。實現亞音速燃燒。美國、俄羅斯都研究了這種類型的發動機，NASA正在進行飛行試驗的就是這種類型的發動機。亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞音速燃燒室，另一部分引導其餘來流發動機制動原理進入超音速燃燒室。這種發動機適用於巡航導彈這樣的一次性使用的飛行器。

儘管超燃衝壓發動機有許多優勢，是高超音速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超音速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念，這種方案的馬赫數範圍是0－15，用於可在地面起降的有人駕駛空天飛機。國外已經研究過的組合式超燃衝壓發動機主要有渦輪/超燃衝壓和火箭/超燃衝壓等。這種組合發動機可能成為21世紀從地面起降的可重複使用的空天飛機的動力。

用超燃衝壓發動機來做推動力並不是一個新概念。國外超燃衝壓發動機技術的發展已有50多年的歷史。20世紀90年代，，最早的專利就記錄在案了。60年代中期，一些超燃衝壓發動機已經進行過飛行試驗，最高速度達到馬赫數7.3。通用電氣公司、聯合技術公司、馬夸特公司、約翰·霍普金斯大學APL實驗室以及NASA蘭利研究中心等研製出典型的氫燃料超燃衝壓發動機（相同燃料也用於太空梭和其他液體火箭助推器）。

80年代中期，美國政府啟動了以超燃衝壓發動機為動力的國家空天飛機計劃。但是，隨著冷戰結束、財政緊縮，美國政府不得不在1994年取消這個計劃，當時他們已經投資了近20億美元。2004年，NASA的HyperX計劃完成，成功地進行了兩次氫燃料超燃衝壓發動機的飛行試驗。這兩次飛行都是在單一速度和高度下，持續了數秒。

同年末，X－43A超燃衝壓發動機試驗飛行器創造了馬赫數9.6的記錄。美國空軍正在試圖利用下一代超燃衝壓發動機技術，在一定速度和高度的範圍內加速飛行器，並採用液體碳氫燃料作為發動機的燃料，另外還要用它來冷卻發動機。超燃衝壓發動機，可以在攀升過程中從大氣里獲取氧氣。放棄攜帶氧化劑，從飛行中獲取氧氣，從而節省重量。

已從概念和原理探索階段進入了以飛行器為應用背景的先期技術開發階段。預計，到2010年，以此發動機為動力的高超聲速巡航導彈將問世。到2025年，以此為動力的高超聲速轟炸機和空天飛機將有可能投入使用。

一是超燃衝壓發動機具有結構簡單、重量輕、成本低、單位推力（單位質量流量推進劑產生的推力）高和速度快的優點。與火箭發動機相比，超燃衝壓發動機無需攜帶氧化劑。

因此，有效載荷更大，適用於高超聲速巡航導彈、高超聲速航空器、跨大氣層飛行器、可重複使用的空間發射器和單級入軌空天飛機的動力。由於有重要的軍事和航空航天應用前景，超燃衝壓發動機備受世界各國重視。昂貴的試驗費用是制約超燃衝壓發動機研製的主要因素之一。

二是超燃衝壓發動機的缺點是在靜止狀態下不能自行啟動，須用助推方法將其推進到一定速度后才能有效工作，且其低速性能不好。

噴氣式發動機的燃料燃燒需要氧氣，但大氣層外沒有足夠的氧氣來維持燃燒。因此，飛往太空需要火箭推進，還要攜帶燃料和氧化劑。即使像太空梭這樣當今最先進的發射系統，液氧和固體氧化劑也佔去了發射重量的一半，這才保證了在進入地球軌道的整個航程中，燃料能持續燃燒。超聲速燃燒衝壓式發動機可能是解決方法之一。它簡稱超燃衝壓發動機，可以在攀升過程中從大氣里獲取氧氣。放棄攜帶氧化劑從飛行中獲取氧氣。節省重量，就意味著在消耗相同質量推進劑的條件下，超燃衝壓發動機能夠產生4倍於火箭的推力。經過幾十年間歇式的發展，超燃衝壓發動機終於插上翅膀，成為現實。研究人員計劃在2007年、2008年進行關鍵的全尺寸發動機地面試驗，並在2009年展開一系列突破技術屏障的飛行試驗。

經過多年的發展，國外已研究設計過多種超燃衝壓發動機的方案。主要包括普通超燃衝壓發動機、亞燃/超燃雙模態衝壓發動機、亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機、吸氣式預燃室超燃衝壓發動機、引射超燃衝壓發動機、整體式火箭液體超燃衝壓發動機、固體雙模態衝壓發動機和超燃組合發動機等。其中，雙模態衝壓發動機和雙燃燒室衝壓發動機是研究最多的兩種類型。

亞燃/超燃雙模態衝壓發動機是指發動機可以亞燃和超燃衝壓兩種模式工作的發動機。當發動機的飛行M數低於6時，在超燃衝壓發動機的進氣道內產生正激波，實現亞聲速燃燒；當M數大於6時，實現超聲速燃燒，使超燃衝壓發動機的M數下限降到3，擴展了超燃衝壓發動機的工作範圍。美國、俄羅斯都研究了這種類型的發動機，俄羅斯多次飛行試驗的超燃衝壓發動機就是這種類型的發動機。NASA即將進行飛行試驗的也是這種類型的發動機。這種超燃衝壓發動機可用於高超聲速的巡航導彈、無人駕駛飛機和有人駕駛飛機。

對於採用碳氫燃料的超燃衝壓發動機來說，當發動機在M3~4.5範圍工作時，會發生燃料不易著火的問題，為解決這一問題。人們提出了亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機概念。這種發動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞聲速燃燒室，另一部分引導其餘來流進入超聲速燃燒室。突擴的亞聲速燃燒室起超燃燃燒室點火源的作用，使低M數下，燃料的熱量得以有效釋放。由於亞燃預燃室以富油方式工作，不存在亞燃衝壓在貧油條件下的燃燒室-進氣道不穩定性。這種方案技術風險小，發展費用較低，較適合巡航導彈這樣的一次性使用的飛行器。掌握該技術的主要是美國霍布金斯大學的應用物理實驗室。

儘管超燃衝壓發動機有許多優勢，是高超聲速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超聲速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念。早在50年代對超燃衝壓概念進行論證時，人們就提出了以超燃衝壓為主的組合式動力的方案，這種方案的M數範圍是0~15甚至25。用於可在地面起降的有人駕駛空天飛機。已經研究過的組合式超燃衝壓發動機類型很多，包括渦輪/亞燃/超燃衝壓、火箭/超燃衝壓等。這種發動機將成為21世紀從地面起降的空天飛機的動力。

流過超燃衝壓發動機的氣流速度始終為超聲速，空氣流過飛行器體內通常只有幾毫秒的滯留時間，要想在這樣短的時間內完成壓縮、增壓，並與燃料在超聲速流動狀態迅速、均勻穩定地完成低損失、高效率的摻混、點火併燃燒是十分困難的，燃料與空氣的摻混好壞直接影響發動機的長度和熱負荷。因此，應對發動機尺寸、形狀、燃料種類、噴注器設計、燃燒機理等多方面的因素進行綜合性理論和試驗研究。

由於來流不均勻，超燃衝壓發動機的燃燒室的工作非常複雜。因此，燃燒室的設計和試驗特別是超聲速燃燒過程的研究非常重要。儘管數值模擬技術已發展到了相當高的水平，但這種發動機燃燒室的研究發展還主要依靠試驗。高超聲速推進系統研究對試驗設備的要求很高，要模擬的氣動參數變化範圍大。而且，只有有限的試驗可在地面進行，大部分問題必須通過飛行試驗解決。

超燃衝壓發動機的機體/發動機的一體化設計是非常複雜的技術，包括氣動力一體化、結構設計一體化、燃料供應和冷卻系統設計一體化和調節控制設計一體化。

這兩項技術是超燃衝壓發動機的基本技術，由於高超聲速推進系統極高的熱負荷，因此需要耐高溫的陶瓷基複合材料、碳/碳複合材料，同時需要燃料在工作過程中完成許多部件的冷卻任務。低溫液氫是吸引人的燃料和冷卻劑，但它的密度太小，需要較大的容積。對於導彈來說，由於機動性和長時間儲存要求，需要更合適的吸熱燃料。

研究人員在工作中進行了標準和并行的設計。如果SJX61－1工作的好，將保持現有的設計不變，但是，如果性能比預想的差，將用SJX61－2做替代。

在採用碳氫燃料的超燃衝壓發動機中，燃料還作為冷卻劑。達到一個熱平衡，使發動機攜帶的燃料與燃燒所需的燃料量相當是非常重要的。但是，在"魯棒的超燃衝壓發動機"計劃下，冷卻的燃油需求量可能超出燃燒所需的燃料量，這意味著用於冷卻的燃料量將比燃燒消耗的燃料多。這樣，熱的多餘燃料必然堆積在發動機的某處，這將有可能使飛行器的航程受影響。替代的方案是在更低的速度下飛行，以減少達到正確熱平衡的熱負荷。

在"魯棒的超燃衝壓發動機"計劃下，出於結構上的考慮，發動機的流路可能是圓形的或橢圓形的。這將加劇燃料進入燃燒流的問題。解決這個問題的方案是採用在第一級噴射器後有第二級噴射器的串聯噴射器，或者採用帶冷卻的掛架或支柱。但是，由於這些結構有非常高的熱負荷，因此也帶來了其他一些問題。AFRL推進部正在與材料部和DARPA一起工作研究基於陶瓷的帶燃油冷卻的結構。

研究人員已經在實驗室條件下利用非干涉的基於光學的診斷技術在一台運行的超燃衝壓發動機種確定了火焰的實際位置以及在核心流中發生的燃燒反應。這些設備用於飛行系統上是有可能的，甚至有可能用於燃氣渦輪發動機上。

衝壓發動機的原理比渦輪噴氣發動機的原理髮現要早很多，無非就是空氣以超音速進入發動機燃燒室與燃料混合點燃，由於其本身的能量，空氣已經不需要再壓縮，所以可以完全省略渦輪和相關的複雜設計，把噴氣發動機的結構最簡化。

與一般的衝壓發動機不同的是發動機進氣前與進氣后其氣流都維持在5馬赫的高超音速以上。而一般的衝壓發動機則需要把氣流減速增壓。但氣流速度一旦達到了5馬赫的高超音速以上時，氣流減速增壓所帶來的高壓強高溫度會超過發動機材料承受極限。所以解決最好的辦法就是以高超音速吸氣后經過燃燒后馬上高超音速噴出。這樣發動機內滯留的靜壓靜溫就不會威脅發動機正常運作。而其中超燃衝壓發動機關鍵技術難點之一是點火技術，在高超音速中添加燃料並點火無異於在龍捲風中點燃一根火柴！

從20世紀50年代人們就開始研究超燃衝壓發動機，最初的應用目標是單級入軌的飛行器、遠程高速飛機和遠程高超聲速導彈。從90年代開始，重點轉向巡航導彈用超燃衝壓發動機的發展。美國、法國、俄羅斯、加拿大、德國、印度、義大利等國都在發展M數4~8、射程1000km以上的巡航導彈用超燃衝壓發動機。採用碳氫燃料、M數3~8的雙模態超燃衝壓發動機已結束地面試驗驗證，進行了飛行試驗。預計，到2010年，以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速巡航導彈將問世。到2025年，以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速空天飛機將有可能投入使用。

在2015年10月中國航空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迹介紹中，關於我國的高超音速飛行器的研究情況中，首次公開證實了我國超燃衝壓發動機研製成功和高超聲速飛行器完成自主飛行試驗的消息。我國成為繼美國之後第二個實現以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速飛行器自主飛行的國家。

第三屆“馮如獎”評審通知於2015年5月中旬向全會各級組織發出。截止2015年7月1日，有關單位會員、地方航空學會和專業分會共推薦提名27位候選人。經材料審查和徵求人選所在單位及有關方面意見，學會於2015年7月24日召開了第九屆理事會人才工作委員會第一次會議，進行第三屆馮如獎評審。會議採取兩輪無記名投票方式產生了9位擬授獎人選，經學會網站進行了為期20天的公示。通過中國航空學會九屆三次常務理事會審定，9位代表成功當選，依據得票依次為：王永慶、黃維娜、梁曉庚、馮軍、楊朝旭、黃長強、王振國、昂海松、李孝堂。 2015年9月16日，2015（第二屆）中國航空科學技術大會上舉行了隆重的頒獎儀式。

王振國，國防科學技術大學教授，高超聲速推進技術領域專家，曾獲科技部“十一五”國家科技計劃執行突出貢獻獎。承擔國家863計劃、國家重大專項××工程等多項重大攻關項目，在超燃衝壓發動機及其地面試驗、飛行試驗技術等方面進行了開拓性研究，實現了技術水平的跨越。獲國家技術發明二等獎2項（1，1）、國家科技進步二等獎2項（1，3）、授權專利60餘項；出版專著5部，發表論文199篇；培養博士28名，其中3人獲全國優秀博士學位論文。

俄羅斯從60年代開始研究超燃衝壓發動機，目標是M數5~7的民用運輸機、單級入軌太空梭和高超聲速巡航導彈。

俄羅斯中央航空發動機研究院是超燃衝壓發動機的權威研究單位，20世紀80年代，該研究院與中央空氣流體動力研究所等單位合作進行了“冷”高超音速技術發展計劃，主要研究試驗用矩形和軸對稱雙模態超燃衝壓發動機。1991~1998年，共進行了5次超燃衝壓發動機的驗證性飛行試驗，飛行M數最高6.5，發動機使用的是氫燃料。其中第2、3次與法國合作，第4、5次與美國合作。據稱第二次是最成功的，獲得的數據最全。該研究院正在進行速度為6~7倍聲速的高超聲速飛行器用超燃衝壓發動機的技術研究，應用目標是軍民用高超聲速飛行器。

該研究院正在研製高超聲速有翼飛行器，採用3台超燃衝壓發動機。該項目還處在基礎研究階段，其縮比模型已進行了風洞試驗。

中央航空流體動力研究所是俄羅斯重要的超燃衝壓發動機技術研究機構。該研究所正與俄彩虹設計局及德國一些部門合作進行導彈用M數5~7的超燃衝壓發動機的研究，這種發動機的進氣道呈三級斜面形狀，已經進行了連接式和自由射流式試驗，今後將進行飛行試驗。同時，該機構將為俄羅斯空間局（RSA）的一項飛行試驗計劃（“鷹”計劃）研製M數6~14、氫燃料、雙模態的超燃衝壓發動機。該計劃將發展一種與NASA的Hyper-X相似的機體/發動機一體化的高超聲速試驗飛行器，發動機由三個模塊組成，進氣道的噴管位於機體下方。還未找到合作夥伴。

“聯盟”航空發動機科研生產聯合體是俄航空發動機的重要研製單位，近年來，除為中央航空發動機研究院試製軸對稱超燃衝壓發動機外，還獨立開發試驗發動機，該單位設計了M數5~6的雙模態衝壓發動機，計劃在導彈改裝的試飛器上進行飛行試驗。

美國是開展超燃衝壓發動機技術研究較早的國家，NASA、空軍和海軍都有自己的發展計劃。

NASA從1965年開始研究超燃衝壓發動機技術，目標是有人駕駛飛行器和單級入軌飛行器的動力。1996年，美國NASA在歷時8年、耗資30億美元的NASP（國家空天飛機）計劃被終止之後，又開始實施投資1.7億美元的高超聲速飛行器試驗計劃（Hyper－X），研究用於高超聲速飛行器（M數10）和其他可重複使用的天地往返系統的超燃衝壓發動機與一體化設計技術。該計劃將對3架無人駕駛研究機X－43進行飛行試驗，發動機採用氫燃料的雙模態衝壓發動機，機身和發動機採用一體化設計。X-43A的第1次飛行試驗發生在2001年6月，不過，試飛以失敗告終。2004年3月27日，X-43A在第2次飛行試驗中成功地達到M數7的速度，成為世界上飛行速度最快的以空氣噴氣發動機為動力裝置的飛行器。預計，2004年9月或10月，該計劃將進行最後一次M數10的飛行試驗。

為保持NASA高超聲速技術的持續發展，NASA計劃從2006年開始一個適度的Hyper-X後繼計劃。新計劃將是在X-43A之後非常低水平的高超聲速技術發展計劃，將進行基礎性的技術研究，發展新的可變幾何、能在更大M數範圍工作的超燃衝壓發動機。還將重點發展重量更輕、耐高溫性能更好的發動機新材料。第一個5年的工作重點可能是M數5~6的飛行器，第二個5年的工作重點是M數8~9的飛行器，第3個5年將發展M數13~15的飛行器。計劃的目標是經過5年的發展，技術準備達到能發展真實飛行器的水平。

美國空軍在50年代末開始超燃衝壓發動機的研究，目標是單級入軌的飛行器。1995年，美國空軍開始實施高超聲速技術計劃（HyTech），目標是驗證能夠在M數4~8範圍飛行、射程1400km的高超聲速導彈用液體碳氫燃料雙模超燃衝壓發動機的適用性、性能和結構耐久性。2003年，該計劃完成了世界首台飛行重量的碳氫燃料超燃衝壓發動機的地面試驗。地面驗證發動機（GDE-1）進行了M4.5和M6.5的試驗。下一步將發展採用完全一體化燃油系統的GDE-2驗證機。2004年將開始GDE-2的首次全尺寸試驗。2007年夏天，一種利用GDE-2改型的發動機將開始M數6~7的自由飛行試驗，超燃發動機的工作時間為5~10分鐘。如果成功，接下來將在6~9個月後再進行兩次飛行試驗。該計劃將於2010年結束，2010~2015年，高超聲速空對地巡航導彈初步具備作戰能力。

美國海軍的超燃衝壓發動機研究始於60年代初，目標是艦載導彈用發動機。最初設計的超燃衝壓發動機採用分模塊式進氣道、軸對稱燃燒室，尾噴管設計考慮了實際氣體和粘性的影響。70年代，海軍認為該方案所用燃料太活潑、有毒，不適於艦載導彈，改為使用碳氫燃料的雙燃燒室衝壓發動機方案。1997年5月，海軍提出了高超聲速攻擊導彈計劃。採用M數8的超燃衝壓發動機，射程1000km。海軍的超燃衝壓發動機一直由約翰霍普金斯大學的應用物理實驗室研製，為雙燃燒室衝壓發動機，2000年設計和製造了一個全尺寸直連式燃燒室試驗件。正在進行全尺寸燃燒室的試驗。2001年，美國DARPA和海軍開始了為期4年的“高超聲速飛行驗證計劃（HyFly）”，目標是發展最高巡航M數6、射程1110km、採用普通碳氫燃料的巡航導彈用超燃衝壓發動機。正在進行不同飛行狀態（M數6.5、3.5和4）的地面試驗。2003年，作為該計劃的主要子承包商，航空噴氣公司在NASA蘭利研究中心和空軍阿諾德工程發展中心（AEDC）進行了多種速度（M數3.5、4.1和6.5）和重要狀態的自由射流超燃衝壓發動機的試驗。試驗模擬了不同的飛行條件，包括不同的飛行高度和不同的燃油噴射器結構，取得了巨大成功。今後，該公司將對實際飛行重量的發動機製造方法繼續進行研究和評估。在自由射流發動機試驗結束后，將進行飛行重量的發動機的地面試驗。2004年將對最終設計進行驗證並開始飛行試驗，該計劃將於2005年結束。

法國自20世紀60年代以來一直未間斷過高超聲速技術的研究。1992年，法國政府開始了為期6年的國家高超聲速研究與技術計劃（PREPHA），目的是通過地面試驗，驗證M數4~8的超燃衝壓發動機的性能，該發動機的發展目標是單級入軌的太空梭。"小羚羊"（Chamois）超燃衝壓發動機在相當於M數6的速度下進行了多次試驗。

1999年，法國武器採購局決定延長PREPHA的研究工作，設立了為期5年的普羅米希（Promethee）研究計劃，目的是探討M數1.8~8的烴燃料變幾何亞燃/超燃雙模態衝壓發動機作為一種空射型導彈的動力的可行性，計劃總投資6200萬美元。M數7.5的超燃衝壓發動機試驗獲得成功，發動機運行了10s。在超燃衝壓發動機技術的發展中，法國與俄羅斯、德國開展了合作。

澳大利亞昆士蘭大學從1999年領導了一項國際合作的氫燃料超燃衝壓發動機飛行試驗計劃--HyShot計劃。2002年7月，HyShot計劃的飛行試驗成功實現了超聲速燃燒，試驗M數達到7.6。美國、澳大利亞、德國、韓國、英國和日本參與了該計劃。

日本從1984年開始研究超燃衝壓發動機技術，已建成可模擬飛行高度35km、飛行速度M數8的高超聲速自由射流試驗台，進行了大量高M數的模擬試驗。日本制定了以超燃衝壓發動機為動力的單級入軌空天飛機（SSO）計劃，這是一種有人駕駛的可像普通飛機一樣起飛和著陸的可載客10人的民用飛機，計劃到2005年結束。

此外，德國和印度也在超燃衝壓發動機技術方面進行了大量的基礎性研究。印度國防部正在實施的先進吸氣式跨大氣層飛行器（AVATAR）計劃，該計劃將採用渦扇/超燃衝壓發動機組合動力。

由於超燃衝壓發動機的巨大的軍事及經濟應用前景，早在六十年代，美國就開展了與此有關的大規模的研究工作，並逐步完成了發動機樣機的建造，驗證超燃設計方法的可行性，並且根據實驗結果提出了發動機與機身一體化的設計概念，得到了廣泛的認可。到八十年代，其中一個重要的研究成果就是所謂的雙模態發動機（Dual-mode scramjet），它是一種適用於中等飛行馬赫數（4~8）的，既可以進行亞音速燃燒又可以進行超音速燃燒的衝壓發動機，拓寬了超燃衝壓發動機的應用下限。它是一種環形進氣道結構，包括亞音速和超音速兩個進氣道，在不同的飛行馬赫數和燃料當量比情況下，發動機自動實現亞燃和超燃的模態轉化。

以莫斯科中央航空發動機研究院為首，俄羅斯也進行了大量的超燃發動機的研究工作，已進行了5次飛行試驗，其中4次獲得成功。其他國家也都積極的開展了有關超燃發動機的研究。國內在這一領域的研究已經起步，進行了一些基礎性的實驗和數值模擬研究，並且準備開展超燃衝壓發動機的初步設計工作。借鑒國外的研究經驗，中國先進行低馬赫數下，採用普通航空煤油的超燃衝壓發動機研究，技術難度相對較小，且具有很好的可行性和很強的實用性，有望在不遠的將來研製成功中國的高超音速巡航彈用超燃衝壓發動機，服務於我軍的國防現代化。事實上，我國已經初步具備高超音速戰略打擊能力，這不得不歸功於衝壓發動機的成功研製。從中國國情看，中國已實現載人航天飛行，建立太空空間站和登月計劃正有條不紊地實施，光學、雷達偵察衛星技術有相當發展，北斗衛星定位導航系統已投入使用，正和歐盟聯合開發伽利略全球衛星定位導航系統，而且在上個世紀九十年代中國就研製出C101、C301以衝壓噴氣發動機為動力的超音速反艦巡航導彈；中國的科技實力在世界上也稱得上科技大國了，中國研發超燃衝壓發動機還是具備一定人才、技術條件和技術儲備的。

太空梭的極速夢想，有一天將以低於當今火箭的費用，把人員和貨物送入太空。而這個夢想將建立在超聲速燃燒衝壓發動機的成功之上。

為了讓超燃衝壓發動機達到高超聲速飛行，世界上許多研究小組正在努力克服巨大的技術挑戰。本文的討論將集中在美國空軍和普拉特·惠特尼集團公司(Pratt & Whitney）的高超聲速技術（HyTech）超燃衝壓發動機計劃上，這是我最熟悉的計劃之一。

另外，還有大量研發工作在美國海軍、美國國家航空航天局（NASA）、美國國防部高級研究項目局（DARPA），以及澳大利亞、英國、日本等地展開。國內這方面研究重點單位主要有哈爾濱工業大學，北京航空航天大學，西北工業大學、國防科技大學等，並且為中國培養了一大批這方面的基礎人才，相信不久的將來隨著技術的成熟，超燃衝壓發動機將會有更廣闊的應用。