冲压喷气发动机（英文名：Ramjet, stovepipe jet, athodyd，简称冲压发动机）是一种喷气发动机。1913年，法国雷恩·罗兰（Rene Lorin）首次提出了冲压发动机的概念，并给出了相应的博莱顿热力循环，并获得专利。

英国和美国于20世纪50年代初开始研制用于导弹的第一代冲压发动机。1969年，中国首型冲压发动机飞行试验成功。2010年5月26日，由普惠公司研制，波音公司制造的冲压发动机驱动的高超声速X-51A“乘波者”飞行器首飞成功。2017年，波音公司公布其高超声速情报监视侦察/打击飞机和民用飞机概念及研制方案，采用涡轮冲压组合动力形式。

冲压喷气发动机可以被理解为一种“简化的、更适用于超音速飞行的涡轮喷气发动机”，其“压气机”由收缩形状的进气道来代替。冲压喷气发动机一般使用煤油做为燃料，推力的产生与涡轮喷气发动机一样，是由于高速排气所产生的反作用力。

冲压发动机的优势在于构造简单、重量轻、体积小、推重比大、成本低，因此常用于无人机、靶机、导弹等低成本或一次性的飞行器。同时由于推重比远大于其他类型的喷气发动机，冲压发动机非常适合驱动高超音速飞行器，如天地往返飞行器、先进反舰导弹等。但冲压发动机没有压气机，就不能在地面静止情况下启动，所以不适合作为普通飞机的动力装置，通常要增加一个助推器，使飞行器获得一定的飞行速度，然后再启动冲压发动机，最常见的助推器为火箭发动机。此外也可由其他飞行器挂载仅装有冲压发动机的飞行器，飞行到一定速度后，再将仅用冲压发动机的飞行器投放。

1913年，法国雷恩·罗兰（Rene Lorin）首次提出了冲压发动机的概念，并给出了相应的博莱顿热力循环，并获得专利。

1929年，苏联斯捷奇（B. S. Stechkin）金奠定了冲压发动机的理论基础。但冲压发动机最适用于超声速飞行，而当时高速空气动力学尚处于萌芽阶段，加之地面试验设备缺乏，只能靠速度较低的空中飞行试验，所以很长时间未能有进展。

1935年，法国工程师雷内·莱杜克完成了世界上首次冲压发动机地面点火试验，证明了冲压发动机作为推进装置的可行性，之后，德国、英国、美国以及苏联等国都积极开展了相关理论和试验研究。

1944年9月，美国马夸特公司开始研制的MA -19G亚声速冲压发动机，曾装在洛克希德·马丁公司F-80直升机旋翼转子两端部完成了首次有人驾驶飞行。在飞行期间，F-80战斗机常规动力装置被关闭以实现冲压喷气飞行。同年，美国西勒公司也开始研究8RJ2B冲压发动机，并与1950年8月装在原型“大黄蜂”旋翼转子两端部进行了飞行试验。此后，随着空气动力学的发展和地面试验设施的不断兴建、完善，50年代终于进入实用研究阶段。

1949年4月21日，搭载冲压发动机的法国“莱迪”010型试验飞机首次空投试飞成功，成为世界上第一架以冲压发动机为动力的飞机。英国和美国分别于20世纪50年代初开始研制在弹体外部安装发动机的第一代冲压发动机导弹“警犬”-2和“波马克”CIM -10B，并分别于50年代末和60年代初装备部队。“警犬”-2的动力装置是两台罗·罗公司研制的“雷神”式冲压发动机和四台布里斯托尔·西德利公司的可分离的固体助推器。“雷神”超声速冲压发动机，由于其100%的启动可靠性而得到充分发展，并被认为适合用于制导武器和有人驾驶飞机；“波马克”CIM -10B的动力装置是两台马夸特公司的RJ43 - MA -7 冲压发动机（每台推力为53350牛）和一台西奥科尔公司的整体式固体助推器。

英国和美国于20世纪50年代初开始研制用于导弹的第一代冲压发动机。在钱学森倡导下，中国1957年组建北京动力机械研究所的前身冲压发动机研究室，1960年实现第一台冲压发动机成功点火。

20世纪60年代初，英国、美国、苏联开始研制第二代冲压发动机。之后，各航空航天大国的研究工作一直没有停止过，开辟了许多新的应用领域。英国、美国和苏联都进行了整个导弹以冲压发动机为主体，合理地布置其他各分系统的所谓整体式布局第二代冲压发动机导弹的研制。其典型代表有美国的“黄铜骑士”、英国的“海标枪”和苏联的“加涅夫”。“黄铜骑士”的动力装置是本迪克斯公司710毫米直径的冲压发动机和阿莱基尼公司的可脱落的串联固体火箭助推器；“海标枪”的动力装置是罗·罗公司的奥丁冲压发动机和串联的可脱落固体火箭助推器。由于奥丁冲压发动机置于导弹的第二级后段，超声速进气道在导弹的头部，中间有一个细长比大于6的中心圆柱形管道，故可使发动机能在迎角14°之内安全可靠地工作，并给出足够的推力。

1969年，中国首型冲压发动机飞行试验成功。

2002年7月30日，澳大利亚试验了一种应用于高超声速飞机的冲压发动机获得基本成功。2004年3月27日，美国航宇局进行了采用冲压发动机的X-43A无人驾驶飞行器的飞行试验，也曾达到7倍音速的飞行速度。澳美试验的冲压发动机都是用氢气作为燃烧剂的。2010年5月26日，由普惠公司研制，波音公司制造的冲压发动机驱动的高超声速X-51A“乘波者”飞行器首飞成功。

2014年，英国公布其佩刀发动机验证机的发展方案，该发动机的深度预冷技术是解决涡轮冲压发动机推力陷阱的有效手段。

2017年，波音公司公布其高超声速情报监视侦察/打击飞机和民用飞机概念及研制方案，其中高超声速民用飞机方案采用大三角翼飞机和双垂尾脊形上表面布局，采用涡轮冲压动力形式。

2023年10月，美国赫缪斯公司正在积极研发一种可重复使用、既能军用又能商用的高超音速飞机。其原型机“夸特马”“夸特马”长约40英尺（1英尺约合0.3米），被称为“奇美拉”涡轮基联合循环（TBCC）发动机提供动力。这种吸气式喷气发动机可以被视为两台发动机合二为一：一台是涡轮喷气发动机，另一台是冲压式喷气发动机。前者擅于在从完全静止加速到大约3马赫这一阶段为飞机提供动力。在高速阶段，则由冲压式喷气发动机接手；根据设计，“奇美拉”的冲压式喷气发动机能在高达9.5万英尺高空将“夸特马”加速至4马赫以上，甚至有可能超过5马赫。

冲压喷气发动机可以被理解为一种“简化的、更适用于超音速飞行的涡轮喷气发动机”，其“压气机”由收缩形状的进气道来代替。冲压喷气发动机一般使用煤油做为燃料。推力的产生与涡轮喷气发动机一样，是由于高速排气所产生的反作用力。冲压发动机是靠吸收空气中的氧气，燃烧本身携带的燃烧剂生成燃气，高速向后喷出产生反作用推力而工作的；不同之处是没有压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气是利用高速飞行时冲压作用来增压的。

当飞行器快速飞行时，就会有大量空气吹入，让飞行器速度加快，由于没有风扇的阻隔限制，随着飞行速度不断加快，就会有更多空气进来，参与燃烧，以此形成良性循环。其燃烧原理与喷气式发动机几乎相当，所以我们可以把冲压发动机理解为没有风扇的喷气式发动机，这就是冲压发动机飞行速度远超涡轮风扇发动机的理论依据。

空气以超音速进入发动机后，由于自身的动能而继续向发动机内部流动；根据拉瓦尔原理，超音速空气被收缩形状的流道所压缩并减速；同时空气也会撞击由压气锥产生的激波面而显著减速增压。换言之，压缩空气的能量来自于进入的空气本身的动能。理论研究表明，其最高速度可达23倍音速。航空器飞行时迎面气流在通过进气道的过程中将动能转变为压力能，经压缩后的空气进入燃烧室与燃烧剂混合进行等压燃烧，生成的高温燃气在喷管中膨胀加速后排出。当飞机运动时，空气流以高速冲进发动机中，于是空气速度就下降，压力便上升。当压力刚刚达到最大值时，就由喷油嘴喷射燃料（煤油），开始燃烧，使得发动机燃烧室中空气温度和压力急速地增大，然后这种炙热的空气与燃烧产物相混合的气体，便以更大的速度从发动机喷管喷射出来。喷气流的速度比进口的空气速度大得多，因而就造成反作用推力，使得飞机运动。气流喷出速度愈大，推力也就愈大。虽然它只由很简单的三个管道形的部件构成，但是它可以发出非常大的推力，并且推力随飞行速度的增大而迅速增大。例如，一个横截面只有1平方米的冲压发动机在11公里高空，以速度为3.5倍音速飞行时（M=3.5），可以产生推力大约是30000公斤（即30吨）。这时它推进的功率达到414000匹马力，这相当于200个机车的功率。若是在低空飞行，由于空气密度大功率还要增加。

冲压发动机没有压气机，就不能在地面静止情况下启动，所以不适合作为普通飞机的动力装置。通常的解决方法是增加一个助推器，使飞行器获得一定的飞行速度，然后再启动冲压发动机，最常见的助推器为火箭发动机。此外也可由其他飞行器挂载仅装有冲压发动机的飞行器，飞行到一定速度后，再将仅用冲压发动机的飞行器投放。例如，在飞行器上装固体火箭发动机，或将飞行器吊装在其它飞行中的飞机上。它是空气和燃料间歇地供入燃烧室的无压气机喷气发动机。当一股空气顶开进气活门进入燃烧室后，进气话门在弹簧作用下关闭，此时喷进燃油并点火燃烧，燃烧后的高温燃气由尾喷管高速喷出，产生推力，吸开进气活门，空气又进入发动机燃烧室，重复上述过程，因此燃烧与喷气是断续的。

冲压喷气式发动机是一种构造非常简单、整个发动机只有三个主要部件——扩压器，燃烧室和尾喷管。

冲压发动机的进气道的主要作用是引入空气,利用速度冲压作用来实现对气流的增压，即利用高速气流的滞止过程而使气流压力提高。在理想情况下，高速气流速度完全滞止下来。当迎风气流速度从Ma=2降到零时，压力可提高7.8倍，从Ma=3降到零时，压力可提高36.8倍；从Ma=5降到零时，压力可提高52.9倍，这种增压比是非常大的。虽然实际情况还会存在压力损失，且气流速度不会滞止到零，也就是增压比不会达到上面所说的那样高的数值，但随着飞行速度增大，增压比是急剧上升的。

进气道是空气进入的通道，是冲压发动机的一个关键性组成部分，常采用超音速进气道，超声速进气道按在设计工作状态下，超声速滞止到亚声速过程相对于进气道进口截面进行分类，可分为三种：若超声速气流在进口截面之外滞止为亚声速，称为外压式进气道；若滞止过程在进口截面以内进行，称为内压式进气道;若滞止过程跨于进口截面内外，则称为混合式进气道。

这三种类型的进气道，超声速进气道还可按压缩表面的几何形状分类。根据进气道压缩表面的几何形状可分为平面式和空间式两类，常称为二元和轴对称式。超声速非轴对称进气道还有须下进气道和半圆锥进气道。这两种进气道都得到了应用。如美国研制的先进战略空中发射导弹（ASALM）采用了与弹体结构相结合的颜下进气道。俄罗斯的马斯基特反舰导弹采用了四个后置半圆锥进气道。

冲压发动机的燃烧室是空气与燃油混合燃烧，生成燃气的地方。燃烧室一般制成圆筒体，里腔装有预燃室、燃油喷嘴环，点火器以及火焰稳定器等组件。从进气道流入的空气，与燃油喷嘴喷出的雾化燃油混合，形成可燃的混合气体。发动机启动时，点火器工作，放射火花点燃预燃室中的燃气，形成一个点火“火炬”，然后由它进一步把整个可燃的混合气体点燃。混合气体在燃烧室中的燃烧温度可达1500～2000℃。

由于燃烧室中气流流动速度很高，燃烧在高速气流中进行，火焰很容易被吹灭。因此，一要合理确定燃烧室进口的气流速度。速度过低，将使燃烧室截面积增大，使导弹阻力增大；速度过高，不利于稳定火焰。二是要有火焰稳定装置，一般采用火焰稳定器。火焰稳定器的作用是使燃气通过它形成回流区，用以“挂住”火焰，并使火焰易于传播和稳定，保证稳定而完全地燃烧。火焰稳定器由单锥体和流线形支架组成，也有由V形环组成的。

燃料所形成的液滴群在燃烧室中边运动，边蒸发，边扩散，边掺合；在稳定器后方形成一定的气态燃油分布，符合着火条件后由点火器点燃。在冲压发动机上，多使用烟火点火器。它的工作过程：先由指令信号，使点火器的发火系统启动工作，发火系统再点燃主烟火药，产生足以保证点燃预燃室所需的高温产物。高温产物通过热传导、对流和辐射，将热量传给预燃室的可燃混气，使可燃气达到着火点，启动预燃室。预燃室是为使液体燃料冲压发动机可靠点火和稳定燃烧而在燃烧室中设置的小燃烧室。工作时，先用点火器点燃预燃室，形成先锋火炬，再点燃整个燃烧室。由于预燃室排出的未燃混气可以在燃烧室中继续燃烧，所以不要求预燃室有高的燃烧效率，只要求有良好的着火性能，并发出足够的火炬温度和热量，以点燃主燃烧室。为了保护燃烧室不被烧坏，常常把它做成双层结构（内层用耐热合金材料），利用两层之间的通道引进从进气道流入的部分空气来达到冷却的目的。

冲压发动机的尾管的作用是使高温高压燃气进行膨胀而加速喷出，产生发动机推力。亚声速发动机尾喷管是收缩的，超声速发动机尾喷管是拉瓦尔喷管。

冲压发动机的喷嘴喷油受燃油供给系统控制，供给系统感受外界气流参数（速度、温度、压力），根据需要供给适量的燃油，以保证正常燃烧。供油量应随飞行状态变化，保证发动机在助推段中，在较贫的状态下稳定点火；在加速段中，在较富状态下工作，以得到所需推力；在巡航阶段中，在最经济状态下工作，以降低能耗，增加射程。自动调节系统可以根据不同的弹道调节供油，还可以根据需要调节进气道和尾喷管。

它不能在静止状态或低速下起动，需要用其他助推器使航空器达到一定速度后才能起动并开始有效工作，例如，在飞行器上装固体火箭发动机，或将飞行器吊装在其它飞行中的飞机上。通常用它作为导弹的动力。不宜作为普通飞机的动力装置。由于该发动机速度能够远远超出其他吸空气式发动机，所以空天飞机多选用它为航空飞行阶段提供主要推力。

由于它具有这种优良的特点——推力大、重量轻，因此非常适合于高空高速飞行。目前的最高速度约为4倍音速（相当于4400公里/小时），高度可达30公里以上。但这数值还不是它的极限，估计以后它的飞行高度、速度还要进一步提高。根据使用的范围，冲压式发动机可以分为亚音速及超音速两种。随着导弹武器的发展，冲压发动机在高空（H=20~40km），高速（Ma≥2.5~4）的拦截导弹和低空（地效航空母舰和贴地）超声速（Ma =2左右），大射程（大于100km）对舰（地）导弹领域内具有良好的适用性和优越的性能。

冲压发动机的工作对飞行状况的变化很敏感。飞行速度、高度、迎角及燃烧后空气的剩余量等参数变化都直接影响发动机的工作。体积和直径都比较大，当高度大于30km后，由于空气密度、气压骤降，发动机性能变坏，甚至无法工作。因此，它的工作范围较窄，或者要求有完善的自动调节系统才能适应飞行状况的变化。

这种发动机在飞行速度大于3倍音速的条件下使用，有较高的经济性。冲压发动机的适用范围为，Ma=0.5～6，高度为0～40 km，耗油率为0.26～0.3 kg/（N.h），推重比可达10以上，超声速飞行时经济性好、耗油率低，是超声速飞行（Ma2.0 ~ 6.0）的理想动力，与火箭发动机相比，不需要自带氧化剂，工作时间比火箭发动机长得多，但是，在低速度飞行时经济性差。

冲压发动机大体上讲不需要任何旋转部件，结构大大简化、重量减轻、阻力减小。然而由于依赖进入空气的自身动能进行压气，不过在超音速状态下，它的表现全面优于其它类型的发动机。冲压发动机无转动部成本低、使用维护方便，与火箭发动机相比，它的单位迎面推力小，阻力大。随着推力增加，发动机的体积和直径增大，它给导弹的部位安排和气动布局带来很大困难，还会给导弹带来额外的阻力。

根据燃料的形式，冲压发动机分为固体冲压发动机和液体冲压发动机两大类。

冲压发动机采用的固体燃料称为贫氧推进剂，又称富燃料推进剂，是特种固体推进剂的一种。其主要特点是氧化剂含量比常规固体火箭推进剂低，作为燃料的黏合剂和添加剂的含量相对较大。

液体冲压发动机采用高密度﹑高体积热值的经类液体燃料。与普通喷气燃料相比，经类液体燃料能有效提高燃料单位体积的热值，在燃料箱容积一定时，能有效地增加导弹所携燃料的能量，降低发动机的油耗比，从而满足导弹航速和远射程的要求；或在导弹航速和射程不变的情况下，减小发动机燃料箱容积，使导弹小型化，从而提高导弹的机动性和突防能力。

冲压发动机按应用范围划分可以分为亚音速、超音速、高超音速三类。亚声速冲压发动机，使用扩张型进气道和收敛型喷管，以航空煤油作为燃料，增压比不超过1.89。超声速冲压发动机飞行速度在Ma1.5 ~6.0之间，采用多激波系超声速进气道和收敛型或收敛―扩张型喷管。　

亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形尾喷管，飞行时增压比不超过1.89，飞行Ma\u003c0.5时一般不能正常工作。超声速冲压发动机也称亚燃式冲压发动机，采用超声速进气道，进气道采用反拉瓦尔喷管，超声速气流经进气道进入燃烧室时，速度降为亚声速，燃烧在亚声速气流中进行，尾喷管的形状为收敛形或收敛扩散形，其适应的飞行速度为1~6倍声速，采用冲压发动机的导弹基本都是这种形式。

超音速冲压发动机采用超音速进气道（燃烧室入口为亚音速气流）和收敛形或收敛扩散形喷管，用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音速～6倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹（一般与固体火箭发动机相配合）。

高超声速冲压发动机也称超燃式冲压发动机，使用碳氢燃料或液氢燃料，燃烧室入口的气流为超声速，燃烧在超声速气流中进行，尾喷管的形状为扩张形，飞行Ma可达5~16。高超声速冲压发动机燃烧室中静温静压都较低，所以大大减轻了热传导和结构负荷、构造简单、质量小、但其在燃烧室稳定燃烧比较困难。

涡轮/冲压发动机是把燃气涡轮发动机和冲压发动机结合在一起，能在各自最佳飞行速度范围内充分发挥性能的一种发动机。目前，涡轮/冲压发动机有两种类型；一类以加力涡喷发动机为基础；另一类以加力涡扇发动机为基础。这两种类型发动机基本原理相同，都把加力燃烧室同时作为冲压发动机的燃烧室。相比较而言，以加力涡扇为基础的涡轮/冲压发动机纵向尺寸稍小、重量稍轻，具有较高的热效率，在起飞和低速飞行时噪声水平较低，推力的变化范围也比较大。世界上第一台涡轮/冲压发动机是法国人研制的，安装在“猎犬”超声速研究机上，于1955年9月完成首飞。

火箭/冲压发动机是一种由火箭发动机和冲压发动机组合而成的发动机，主要部件有：空气进气道、燃气发生器（火箭室）、补燃室和尾喷管。火箭/冲压发动机的性能介于火箭发动机与冲压发动机之间。除了普通火箭/冲压发动机之外，目前在重点发展可变模态火箭/冲压复合循环发动机，这种发动机一般由三维压缩高超声速进气道、隔离段、双模态燃烧室和可调喷管等组成，其特点是：工作范围很宽（从零速起飞到高超声速），既能大推力起飞加速（火箭引射模式），又能作高比冲巡航飞行，还能关闭冲压通道用火箭模式加速到轨道速度。普通型火箭/冲压发动机可用于各种巡航导弹，可变模态火箭/冲压复合循环发动机有望用于高超声速航空器和航天运输。

主要包括涡轮、火箭冲压、冲压三通道组合方案。马赫为0~2.5时，涡轮通道工作;马赫数为2.5~4时火箭冲压通道工作;马赫数为4~6及以上时，冲压通道工作。涡轮火箭冲压组合发动机可实现宽速域、大空域工作。涡轮火箭冲压组合发动机还有一种方案，即ATR+DMR并联组合。ATR（air-turbo-火箭）为空气涡轮火箭发动机；DMR （dual-mode ramjet））是双模冲压发动机。ATR发动机和DMR发动机分别处于完全独立的低速和高速通道中，马赫在0~4范围，ATR通道工作，完成起飞和低速爬升；马赫数在4~8范围，双模冲压通道工作，完成高速爬升和高超声速巡航。ATR+DMR并联组合发动机主要利用了ATR发动机在马赫数0~4的宽范围工作能力，其速度上限高，解决了与冲压发动机的速度衔接问题。此外，低速通道起动和关机过程简单迅速，模态转换难度低。

亚音速冲压发动机主要用于靶机、近距巡航导弹等；超声速冲压发动机主要用于超声速巡航导弹、高速无人机（或靶机），或用作某些超声速飞机的助推器等。冲压发动机更广泛的用途，还在于和其他动力样式构成组合式动力装置，如涡轮―冲压、火箭―冲压和涡轮―火箭―冲压组合等。

将亚音速冲压发动机装在直升机的旋翼尖端，可以用来转动旋翼。这种型式的动力装置除了构造简单以外，并且直升机不承受旋翼转动的反作用力矩，因而也就没有必要像一般直升机一样，在尾巴上安装抗扭螺旋桨。

由于冲压发动机可在高速下飞行，并且经济性很好，作为远程导弹，无论从军事上或经济上来考虑都很好。因此各国都在积极的从事研究。有一种正在研究中的洲际飞航导弹，其飞行速度为音速的3.0～3.5倍，高度为21~24km，航程大于8000 km。

超音速飞机主要用作歼击机与轰炸机的动力装置。例如正在研究中的一种，是把冲压式发动机与涡轮喷气发动机组合使用，后者放在冲压发动机的进气道内。起飞时使用涡轮喷气发动机，冲压发动机在M=0.4时起动，设计的飞行速度为音速的4倍。此外还有一种在研究中的轰炸机，其设计飞行速度为M=4，巡航高度H=30000公尺，最大航程为16000公里，目前尚未获得成功。装有冲压式发动机的超音速飞机　洲际飞航导弹由于冲压发动机可在高速下飞行，并且经济性很好，做为远程导弹，无论从军事上或经济上来考虑都很好，所以各国都在积极的从事研究。有一种正在研究中的洲际飞航导弹，其飞行速度约为音速的3.0-3.5倍，高度约为21-24公里，航程大于8000公里。

中程近程导弹在射程从几十公里直到2400公里范围内的中程及近程导弹上，经常采用冲压发动机。这种导弹可以是地对地，空对空，也可以是地对空。例如有一种装有冲压式发动机的地对地导弹飞行速度M=3.5，飞行高度24公里，航程2400公里。另一种空空导弹从歼击机发射，可以用来攻击战略轰炸机或其他飞机，速度是音速的3倍。还有一种正在生产中的防空导弹，由地面发射，速度为M=2－2.5，这些导弹均采用冲压式发动机作为动力装置。

亚音速冲压发动机，由于经济性差，目前很少作为飞机的动力装置。但是它构造简单，发动机制造成本很低，因此常作为靶机（靶机是防空部队打靶时作为射击目标用的飞机，里面没有人）的动力装置。为了训练歼击机及导弹武器射击用的超音速靶机，使用冲压发动机也是非常经济的，因为这种发动机成本比其他发动机要便宜得多。苏联在喷气技术上已经大大超过资本主义国家，在冲压喷气发动机的生产、科学研究的成果上也远远走在资本主义国家的前面。

冲压发动机是一种用于高速飞行的、尖端航空科学技术。它正在日新月异的迅速发展。在这个领域内，有着广泛的复杂问题需要研究解决。随着飞行速度的提高，就要求设计制造出更有效的部件——扩压器，燃烧室，尾喷管。有的国家正在计划把冲压发动机的飞行速度提高到5－7倍音速，甚至更高（约5300－7400公里/小时）。这就需要解决一系列新的问题。例如，首先要求解决热障问题，在M=5飞行时，发动机壁面与空气摩擦后温度可以达到1000℃左右。燃烧室加热以后的温度将达到2500－2800℃左右，这就需要耐温能力更高的材料。其次，为了使燃烧室中能加温到更高的温度，目前所采用的燃料（煤油）是不行的，这就需要高能量的燃料。随着已进入核能时代，在冲压发动机上使用原子能吸引着许多科学家，使他们进行不懈的研究。不久的将来这种理想就会变为现实。在地球大气的上层，由于太阳和宇宙线的作用，部分空气分解成为离子，当这些离子再合成分子时，就会放出大量的能量，因此就有可能在发动机内喷入少量的催化剂，使离子再结合成分子，放出能量而推动飞机，这样就根本不必携带燃料。这种离子冲压发动机的航程，可以认为是无限的。