超燃冲压喷气发动机（scramjet），即超声速燃烧冲压发动机，是指飞行马赫Ma\u003e6，以超声速燃烧为核心技术的冲压发动机，是发动机内气流速度始终为超声速的冲压发动机。

超燃冲压发动机采用超声速燃烧能减少气流的压缩和膨胀损失，降低气流的静温和静压，减轻发动机结构的负荷。使用液氢或烃类做燃料。可用于高超声速导弹、高超声速飞机和可重复使用的天地间运输系统等高超声速飞行器。

超燃冲压发动机被认为是能够实现飞行器在大气层内高超声速飞行的最佳动力装置，由于其良好的经济性与结构简单性，已经成为21世纪航空航天领域研究的重点之一。

空天一体化是航空航天领域未来发展的趋势，是由现代高新技术发展引发的重大变革。高超声速飞行器一般是指以马赫大于5的速度在临近空间执行任务的有翼或无翼的飞行器，具有突防成功率高的特点，在空天领域有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。

超燃冲压喷气发动机作为高超声速飞行器研究的热点和前沿，是各大国争相追逐的领域。如美国的NASP、Hyper-X、Hyfly、HyTech等一系列的战略项目，俄罗斯传承苏联的 “冷”（Холод）计划氢燃料轴对称超燃冲压发动机、“鹰”（Οрёл又称IGLA）、“鹰-31”（Οрёл-31）和彩虹-D2 （Радуга-д2） 计划等，法 国 的PREOHA项目，德国的SANGER两级入轨飞行器，以及德法两国合作的氢燃料双模冲压喷气发动机JAPHAR计划等。

中国自1980—1990年中期就已开始超燃研究，初步建立了超声速燃烧和超燃冲压发动机的基本概念与简单的性能分析方法等。到20世纪90年代中后期，中原地区的超燃研究日趋活跃，主要研究集中在超声速燃烧品质上，如超燃理论、点火与火焰稳定、燃料喷注方式、混合增强，以及超声速燃烧流场数值模拟等内容。

在2015年10月中航集团协会官网公布的第三届冯如航空科技精英奖获奖名单与事迹介绍中，关于中国的高超音速飞行器的研究情况中，首次公开证实了中国超燃冲压发动机研制成功和高超声速飞行器完成自主飞行试验的消息。中国成为继美国之后第二个实现以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器自主飞行的国家。

1964—1975年,美国航空航天局(美国航空航天局)开展了Hypersonic Research Engnine(HRE)计划。该计划主要是为了研制X-15试验机火箭式高超声速飞行器。HRE计划的总体目标是在X-15A-2上试验一个可再生冷却的、实际飞行尺度的超燃冲压喷气发动机,1967年10月3日,X-15A-2飞行试验达到了马赫6.72。虽然气动热导致X-15A-2飞行器解体,整个X-15计划也于1968年终止,但是HRE项目对高超声速飞行器的研制迈出了关键一步。

美国1985年开展了国家空天飞机计划(NASP)。该计划的目的是开发一种以超燃冲压发动机提供动力的空天飞机,技术要求是:可完全重复使用、单级推进、水平起降。不幸的是,NASP计划由于经费问题在1995年下马。NASP计划期间进行了大量的发动机试验,如在1993—1994年对两台确定的NASP小组发动机(E22A模型)进行了研制与试验。

NASP计划之后,美国开展了高超声速飞行器试验(Hyper-X)计划、高超声速技术(HyTech)计划和高超声速飞行(Hy Fly) 计划等。Hyper-X是美国航空航天局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,Hyper-X计划针对燃料供给和控制系统做了大量的研究,在进行飞行试验之前,Hyper-X Flight Engine(HXFE)控制系统进行了大量的地面试验,对各项功能模块进行了逐一验证。该项计划中的X-43试验机在2004年飞行试验中达到马赫9.8,创造了世界纪录。Hy Tech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喷气发动机马赫数4~8时的可操纵性和结构耐用性等。Hy Fly计划由美国海军研究办公室和国防预先研究计划局于2002年启动,旨在研究高超声速巡航导弹所必需的一些关键技术,在2007年和2008年进行了两次飞行试验,但均以失败告终,不过该计划并没有就此结束,而是在为第三次飞行试验积极准备。

美国为了推行其全球一小时快速打击战略,积极研发X-51A高超声速飞行器。X-51A超燃冲压发动机是乘波体构型,波音公司负责研制,2007年通过了关键设计评审(CDR)并实现了地面点火。2009年4月完成了首架X-51A试验飞行器的组装工作,2009年7月开始各项地面试验,最大模拟马赫6.5,各项关键技术均取得了重大突破,2009年底开始飞行试验。 自2015年以来，针对可重复使用高超声速飞行器的应用需求，重点围绕着先进的发动机部件，拓宽超燃冲压发动机工作马赫数范围，大型超燃冲压发动机的尺寸缩放规律等问题开展研究。

自20世纪50年代开始，苏联就已经开始超燃冲压发动机的相关研究。1962年，第一科学研究所(NII-1)建成了第一座大型自由射流试验设备(BMG)。1969年，中央空气流体动力研究院(TsAGI)开始建造自由射流设备(T-131B)、直联实验台(T-131V)和小型风洞(SVV-1)配套实验系统。80年代后，又进行了一系列自由射流实验。

苏联解体后，俄罗斯近年来主要实施了“冷计划”和“鹰计划”。1991—1998年，“冷计划”的飞行器进行了5次飞行试验，采用氢燃料双模态发动机，实现了由亚燃向超燃的转变，最大飞行马赫数为6.5。“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。

随后，俄罗斯在高超声速及超燃冲压发动机领域的研究相对沉寂。直至2012年，才再次看到俄罗斯完成高超声速导弹与载机挂架的分离试验消息。据悉，俄罗斯在开展一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。

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,对超燃冲压喷气发动机进行大量试验研究。

在法国政府的支持下，欧洲导弹集团公司(欧洲导弹集团)在20世纪90年代与俄罗斯莫斯科航空学院(MAI)合作，进行了几何结构可调的宽马赫数双模态超燃冲压发动机研究。为初步研究高超声速巡航导弹推进系统设计和使用技术，并能直接考虑某些作战限制因素，1999年，法国国防部正式启动PEOMETHEE项目，该项目旨在研究固冲发动机的相关技术难题。同时，法国还与俄罗斯、德国进行了大量合作，如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。

德国早在1987年就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马赫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。自1995年起，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，最大飞行马赫数6～7。

日本20世纪70年代开展了超声速燃烧的研究,80年代末开始超燃冲压发动机研究,1993年在Kakuda研究中心的国家航空航天实验室(NALKRC)建造了自由射流试验设备(RJTF),能够模拟马赫4/6/8的飞行条件 。1997年在NALKRC安装了一个大型、自由活塞、高激波风洞(HEIST),能够进行马赫数8~15速度范围内的超燃冲压发动机试验。20世纪90年代,日本开展了为期10年的超声速/高超声速运输推进系统(HYPR)计划,美、英、法等国公司也有参与,重点研制大推力高速度的TBCC发动机。2003年，NALKRC与日本宇宙开发事业集团(NASDA)、日本空间科学研究所(IASA)合并为日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)，继续开展超燃冲压发动机关键技术研究。

澳大利亚在Hy Shot计划下开展了超燃冲压发动机的研究,美国、英国、德国、韩国、日本等国也参与了该项计划。2001年10月和2002年7月进行了两次飞行试验,第二次飞行试验中,利用Terrier Orion Mk70固体火箭搭载超燃冲压发动机,发动机工作6 s,最大飞行马赫7.6。

澳大利亚国防科技机构(DSTO)联合美国空军研究实验室牵头，并有多国国防机构以及科研单位参与，在2006年启动了HIFiRE (Hypersonic International Flight Research Experimental Programme)项目，旨在采用“经济、可行、原理性试验手段”研究重要的高超声速现象，从而加速远程精确打击飞行器的技术发展。项目旨在为X-51以及后续全球远程高速打击武器积累技术基础，近期目标为战术巡航导弹(5～10年)，中期目标为高超声速飞机(10～20年)，远期目标为吸气式推进的跨大气层飞行器、空天飞机(20～30年)。

印度近年来也在积极开展超燃冲压发动机的研究。2005年2月,印度国防研究与发展组织(DR-DO)称,某项高超声速导弹试验计划已经启动,在3~5年内可以准备好验证机。2007年2月,印度布拉莫斯公司表示将在5年或是更短时间内研制高超声速型布拉莫斯导弹。2007年7月,DRDO代表在跨大气层高超声速航空航天器国际大会上宣布,在2008年12月前对其研制的高超声速空天运输需氧飞行器进行飞行试验 。

超燃冲压喷气发动机的结构相对于涡轮喷气发动机比较简单，其主要由进气道、燃烧室和尾喷管组成。当发生燃烧反应时燃烧室内压力明显升高，所以在进气道和燃烧室之间增设隔离段，在燃烧室反压作用下，隔离段内产生激波串，其长度和位置由前后的马赫和压力比决定，前后压力比在适当范围内燃烧室压力升高与波动无法影响进气道内流体流动，呈现出与燃烧室的隔离状态。超燃冲压发动机在理想工作条件下工作时，进气道内产生一系列的斜激波，高速气体通过后速度降低，但仍保持超声速流入燃烧室，与喷注燃料混合并保持超声速燃烧，燃烧后气体由尾喷管加速排出产生推力推动飞行器，由于燃烧室内部是燃烧波、膨胀波复杂波系、激波与附面层的相互干扰等三维流动过程，所以流体在壁面边界层内以亚声速流动，而燃烧室大部分主流区内流体流速仍保持超声速。

当经过进气道减速后的气流马赫为飞行马赫数的1/2~1/3时，发动机性能最佳。高超声速进气道需要在很宽的马赫数范围内工作，并具有自起动能力；超声速气流在燃烧室中停留的时间只有几毫秒，燃料在气流中的掺混成了关键的控制因素；通过对燃烧室中加热规律的控制和隔离段内激波系的自动调节作用，可使超燃冲压喷气发动机在较宽的飞行马赫数范围内保持较佳性能。超燃冲压发动机需要较大的进/出口流通面积，为此可利用前机身的预压缩作用和后机身的继续膨胀作用，进行飞行器/发动机的一体化设计。

超燃冲压发动机在Ma=4~4.5开始投入运行，飞行速度高达Ma=16，理论上最大飞行速度可达Ma=25左右，推重比可达20以上。这种能在较宽的马赫范围（Ma=6~16）内工作并具有自加速能力的超燃冲压喷气发动机，适用于加速型和加速/巡航型的推进任务需求，可用于高超声速飞行器。飞行器单位迎面推力较小，巡航性能优于加速性能，因此多用于远程巡航飞行器。

超燃冲压发动机的研制还有许多难点。首先是如何保证空气和燃料实现高效率、低损失混合燃烧。由于高超声速空气流过飞行器体的留时间很短，通常只有几毫秒，要想在这样短的时间内将其压缩，增压，并与燃料在超声速流动状态迅速均匀、稳定地完成低损失、高效率混合和燃烧是十分困难的。这要求对发动机尺寸、形状、燃料种类、喷注器设计、燃烧机理等多方面的因素进行多种综合性理论和试验研究。

其次高超声速导弹和超燃冲压发动机的一体化设计问题也是一个难点。使用超燃冲压喷气发动机必须考虑导弹的气动性能、结构、隐身和发射平台等，还要考虑超燃冲压发动机推进性能与导弹其他分系统如制导系统、战斗部系统等在性能要求上的兼容性。这就要求必须在发动机结构设计，特别是进气道和尾喷管的结构形状设计上采用非常规形式。

另外对超燃冲压发动机进行地面试验是非常困难的，满足高空状态和高超声速进气模拟试验要求须付出昂贵的代价。为了克服这些难点，必须在高效率推进能力部件、新燃料和新材料等方面有所突破。同时建立先进的试验设备是开展超燃冲压喷气发动机研究所必需的。

超燃冲压发动机由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成，其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气减速增压到适合燃烧的状态，然后气流与燃料在燃烧室内混合燃烧释热，转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力。当飞行速度超过5倍音速时，受材料耐温极限的限制，进气道不能将高超声速来流压缩到适合燃烧的亚声速，且空气会开始离解。如果此时进入燃烧室的气流为超声速，这些弊端就能得以化解，于是超声速燃烧冲压喷气发动机应运而生。

进气道是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。

超声速燃烧室是组织超声速气流燃烧的地方。来流在燃烧室中滞留时间为毫秒级，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。超声速燃烧室中有激波存在，激波会改变来流流场状态，会严重影响燃烧的组织和火焰的稳定燃烧。另外，超声速燃烧过程中还存在严重的增问题。

尾喷管对气体进行膨胀并产生推力。在飞行速度为马赫6时，尾喷管产生的推力达到总推力的70%，显然，尾喷管的合理设计非常重要。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。

超燃冲压喷气发动机通常可分为双模态冲压发动机（dual modle ramjet）和双燃烧室冲压发动机（dual combustor ramjet）。

双模态冲压喷气发动机是指发动机根据不同的来流速度，其燃烧室分别工作于亚音速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。对于这种发动机如果其几何固定，通常能够跨4个飞行马赫数工作，目前研究较多的是Ma=3（4）～7（8）的双模态冲压喷气发动机；双模态冲压发动机如果几何可调，则能够在更宽的马赫范围内工作，如Ma=2～12。

双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机，采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。

超燃冲压发动机技术涉及到空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、传热学、材料学等多学科前沿问题，并相互交叉，是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、结构热防护、发动机/飞行器一体化设计、地面模拟试验和飞行演示等众多高新技术的集成。

高超声速飞行条件下，飞行器的阻力会显著增大。冲压喷气发动机在飞行器中的合理布局可明显减小阻力，获得大的升阻比（一般要求\u003e3），升阻比会大大影响飞行器的飞行距离。同时，发动机在飞行器中的布局会影响到飞行器外形，对进入发动机的气流流量大小、流场品质也有重要影响，还会影响到导引头及控制制导设备的布局。因此，冲压发动机设计中，必须强调与总体的一体化设计，这是和使用纯火箭发动机飞行器设计的重大区别。

一体化研究的主要内容包括发动机在飞行器中的布局，飞行器前体对发动机进气道性能的影响。根据发动机及弹体参数计算飞行弹道，证明飞行器性能是否满足总体要求，这个过程可能需要多次反复协调才能完成。

超燃冲压发动机总体技术主要涉及协调与飞行器总体的关系，约束发动机各部件及性能指标，包括发动机总体性能优化选择、总体结构形式、热防护结构各部件形式选择与性能要求、燃油供应系统控制等。

超燃冲压发动机在设计点有高的性能，但当偏离设计点时性能迅速下降，这就给发动机设计带来困难。因此，如何优化设计，使超燃冲压喷气发动机在较宽的马赫范围内具有较高性能显得非常重要。

进气道的功能是利用迎面高速气流的速度冲压，有效地将其动能转换为势能，提高气流压力和温度。一体化设计要求进气道不仅是飞行器的部件，同时又是飞行器总体的组成部分，对进气道的要求应是动力装置和飞行器两者对它的要求。

对进气道的设计要求是：有高的总压恢复系数（因为总压代表气流的做功能力），流量系数大，阻力系数小，出口气流流场畸变指数小，这些性能要求与进气道的几何形状密切相关。进气道对边界层、壁面摩擦、边界层与激波的相互影响也很敏感，且各指标间相互矛盾。进气道形式有很多，典型的超声速进气道有轴对称进气道和二维进气道等，选择何种进气道与飞行器总体有很大关系。

从目前看，超声速飞行器要实现远距离飞行，大多采用升力体外形，发动机后置，并采用下额式进气道，这种布局确实有其优越性，容易拓展到以后的高超速飞行器。

超燃冲压喷气发动机工作时，来流在燃烧室燃烧时以超声速流动，滞流时间只有几毫秒在如此短的时间内要实现燃料的喷射、雾化、掺混、点火、稳定燃烧是很难的。

超燃冲压发动机为适应飞行器不同马赫下的工作要求，需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃双模态燃烧，这是超燃冲压发动机实现工程应用的关键技术。实现双模态燃烧目前有两种办法：一种是通过控制燃料喷射位置、燃烧程度来实现。但是燃烧控制非常困难，因为其不仅受到燃料的物理化学状态、喷射情况、燃料与空气的掺混情况、燃烧室中涡流及边界层等因素的影响，且要求在飞行马赫数及设计油气比范围内稳定燃烧。另一种方法是通过调节燃烧室通道的几何面积来适应双模态燃烧要求，但由于燃烧室温度高达2000~3000K，使得几何调节结构设计相当困难。

超燃冲压发动机燃烧室关键技术主要有：点火技术；燃烧稳定和增强混合技术；冷却技术等。

超燃冲压发动机外部是高超声速气流，气动加热很严重，计算表明，当飞行器马赫达到6时，飞行器头部来流止温度达1700K，而发动机内部流场气流总温可达3000K以上，因此必须采用主动冷却的方法来保证发动机正常工作。在发动机冷却中，只能采用燃料冷却，而发动机工作中所需的燃料流量很小，这就给发动机的结构热防护带来更大困难，尤其是采用碳氢燃料（如煤油）时更是如此。

超燃发动机目前的点火方式有自燃点火、加气氢辅助点火等，也可以借鉴火箭发动机的研制经验，考虑用强制点火的办法（如火炬点火等）实现超燃冲压喷气发动机点火。

超燃冲压发动机要求在宽马赫范围内工作，其高速度、大空域、机动飞行的特性要求燃油供应系统具有调节能力，以使发动机获得满意的性能。这项技术的关键是总体确定由哪几个参数作为反馈来调节油气比。燃油调节系统可借鉴航空发动机燃油供应系统的设计方法，并利用先进的计算机技术实现控制。

目前使用的燃料可分为两大类：一类是液氢，另一类是碳氢燃料（如煤油）。

液氢由于有高的性能、易实现点火，且是优良的冷却剂，在超燃冲压发动机研制中广泛应用。但液氢属于低温推进剂，使用维护复杂，且密度低（0.07g/cm）、体积大、仅适用于高速飞机及单级人轨空天飞机组合循环系统。

近年来，人们将研究重点集中到吸热型碳氢燃料的研究中，该燃料的关键技术是催化裂解、防止结焦。另外，在吸热型碳氢燃料中还可考虑加入添加剂的方法，加快相变裂解，以便于点火燃烧。

超燃冲压喷气发动机的各部分结构要能承受飞行器高速飞行时的气动加热及高过载，发动机热结构设计很关键。比较一致的看法是，必须采用燃料主动冷却的方法来设计热结构，同时应尽快开展耐热、高强度材料（如陶瓷、复合材料等）的研制。否则，超燃冲压发动机将无法实现工程应用。

超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、 高超声速飞机、 空天飞机等, 预计最先得到应用的将是高超声速巡航导弹。

高超声速巡航导弹具有快速反应能力、 相当高的突防概率、 具有很强的穿透力。凭借其高速度, 在很短时间 (不超过10min) 内就能够打击近千千米以外的目标。美国发展巡航导弹的重要目标就是增强快速反应与打击能力, 尤其是打击机动目标, 如导弹发射架、 航空母舰等高价值机动目标。高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、 机载、 舰载预警及武器系统整体功能的发挥。在满足命中精度要求的条件下, 高超声速巡航导弹的巨大动能能有效地提高对加固目标 (包括深埋地下目标) 等目标的毁伤概率。

高超声速飞机在实时侦察、 远程快速部署和精确打击方面具有明显的军事价值。高超声速飞机实施实时侦察有独特的优越性。目前, 各国主要依靠卫星和常规侦察机执行侦察任务, 这两种侦察手段均有局限性, 特别是在对一些重大突发事件的实时侦察方面存在明显不足。高超声速飞机具有突防能力强, 被拦截概率小, 能深入敌纵深进行侦察的特点。

高超声速战斗机配挂防区外攻击武器, 以高空、 高速进入或退出目标区, 或战斗机配挂高超声速防区外攻击武器, 利用武器的高超声速实施突防、 攻击, 都必将大大提高航空武器系统的突防概率、 作战生存力和作战效能。当然, 高超声速战斗机配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添翼。

超燃冲压喷气发动机技术进一步发展还可能用在洲际飞机上, 这种洲际飞机飞行速度约为Ma=5~6, 航程达数万公里, 各大洲之间约2h即可到达, 有很大的潜在市场。美、 日、 俄、 法等国曾研究过各种以涡轮为基础的吸气式组合循环 (TBCC) 推进系统作为其动力装置, 美、 日等国至今仍在以国际合作的形式继续进行研制。

空天飞机的特点是: 能够象普通飞机一样起飞, 以高超音速在大气层中飞行, 在30km~100km高空的飞行速度可达12~25倍声速; 能够直接加速进入地球轨道; 能安全返回并再入大气层, 象普通飞机一样在大气层中滑翔并降落; 能够重复使用。

空天飞机 (包括跨大气层飞机) 将作为反卫星武器平台、 监视和侦察平台、 天基系统的支援平台, 在未来的空间控制和空间战中将发挥重要作用: 迅速回收或更换与国家安全密切相关的失效或失误的航天器 (如卫星等) ; 检查来历不明和可疑的轨道飞行目标; 捕捉或摧毁不友好的航天器; 当航天器观察到地面或空间出现严重事件时, 可用空天飞机迅速查明情况, 救援处于困境或生病的宇航员或使他们摆脱困境。

空天飞机将为未来的航天发射服务。在快速发射和降低航天发射费用方面具有明显的潜力, 特别适应未来信息化战争的需要, 可以低成本地快速部署小卫星星座和回收卫星。

包括机身/发动机一体化,进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管之间的耦合设计,发动机是一个整体,进行综合设计才能性能最优。

新型耐高温材料的开发,如C/C、C/Si C陶瓷基复合材料,质量轻,且耐高温,是未来主动热防护技术的发展方向。其使用可以减轻发动机质量并且与再生冷却等被动热防护技术相比结构简化,减少设计制造时间。

超燃冲压喷气发动机的工作范围非常宽泛,要同一种结构在不同马赫数下都有最佳性能是不现实的。进气道和尾喷管都要能够进行结构调节才能适应飞行条件和发动机功率不断变化的需求,甚至包括隔离段和燃烧室。

良好的控制系统能有效提高超燃冲压发动机运行的可靠性和经济性,提高运行效率,拓宽工作范围。发动机一体化控制技术、进气道控制调节技术、尾喷管矢量调节控制技术、燃烧室推力增益控制等是今后的研究重点。

燃料也可以作为未来超燃冲压发动机性能提高的一个研究方向。目前使用的燃料有两种:碳氢燃料和氢燃料,碳氢燃料发动机速度有限,氢燃料放热多导致热防护困难。鉴于这种情况,不妨开发新型燃料。