众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，构造简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授建议和领导了冲压发动机的开展工作。在60年代就积极着手开展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，*些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。
高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进展，目的是出吸气式组合推进系统的最正确类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。对于获得高超音速的飞行来说，冲压发动机是比拟优秀的选择。美国冲压发动机的实验，马赫数8-10。但是，我们也注意到，试验飞行器被带到高空投放后，飞十几秒钟，燃料也没了。可见这种发动机，耗油率非常大，工作时间非常短，燃烧效率也不高。而现在的航空涡轮发动机，燃烧效率一般都到达了90%以上，主燃烧室的燃烧效率甚至会到达在98到99%。而这种冲压发动机，燃烧效率在60%到70%左右，浪费了很多的燃料，工作时间也非常短。因此，北航的高歌教授认为：采用新的涡轮发动机原理以后，完全有可能在一个比拟短的时间内，获得推重比20的新型航空涡轮发动机，并以此来实现音速4-5倍的飞行器。因为现有冲压发动机或者脉冲震爆发动机有局限性，比方冲压发动机不能从地面起飞，不能
0速启动。而他认为新一代的涡轮发动机能够把这个飞行器的马赫数到达4-5，可以和冲压发动机竞争。未来的涡轮发动机，它也是要充分利用冲压的效果，但是，这个涡轮发动机本身新的原理以后，它的应用零件可以减少70%。
在研制中，我们也遇到了很多问题，一个重要的问题是进气道。开展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的根底上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的开展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度
Ma=2.0；起动速度Ma=1.5～1.8；高度H=0.1～0.5km；发动机直径D=440mm；相对进口面积A1=0.40；相对喉道面积Ah=0.80；相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ
型发动机设计特点如下：
1.使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结
尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩*角为7°36’。进一步的研究说明，经过优化设计，可将当量扩*角提高到9°36’，总压恢复系数仍
保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经历说明，在进气道设计中，要防止结尾正激波和中心锥支
板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。
2.使用带有旋流器的预燃室。预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。
3.使用气膜冷却。燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进展了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考察燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进展了冲压发动机本体性能试验、起动试验、构造考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞
行马赫数可到达4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，
飞行器常以*种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进展了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果说明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。
4.进气道。4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。涡轮发动机
5.富燃推进剂。发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。
6.燃气发生器。固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进展混合。
7.后燃室。固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开场工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进展工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。
8.工况转换。在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进展了飞行试验。试验结果说明，比冲已到达6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。
9.突扩燃烧室的开展。进展了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在开展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R，突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55，燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的根底上，提出
了方案M，增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，构造参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4。热试结果说明： a.在方案
M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围〔α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示，在水洞中进展了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和防止流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型。考虑到
燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸局部。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个根本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比拟带有和不带有第二股进气管道的旋流，可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。
10.加强混合研究。为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在
坡基上安放喷嘴喷管，这种方式可产生旋涡脱落，使气流局局部离，藉以增强混合。进展了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试说明，当燃烧热释放达*一水平，燃烧室会发生堵塞。为了防止堵塞，设计了扩*的后掠斜坡喷嘴，这样燃烧室中形成扩*流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3；氢燃料马赫数Mi=1.7;
主流当地温度T=1200～2000K；当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置
了液体喷嘴。试验结果说明：a.使用扩*型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。
当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩*型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进展，该模型由等直段、扩*段和扩大的等直段组成。喷嘴分别放置在*/h=0、*/h=6.2和*/h=21.3等处。从进气局部到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果说明：a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进展了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力到达马赫数6.5以上，一、二级实行别离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一局部环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停顿工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护构造将是一个
关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。
我们研究了以下涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机局部。飞行器将携带燃料和局部氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机，在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进展换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的