简介
涡轮冲压喷气发动机是一种结合了涡轮（包括涡喷和涡扇）与冲压两种发动机原理的推进系统，正如右图所展示的那样，这两种发动机共同使用进气道和尾喷管。通过将涡轮核心机与冲压发动机以不同的方式结合，相应的组合发动机便能够达到不同的最大工作马赫数。
随着飞行速度的提升，压气机和涡轮的效能迅速降低，此时可将压气机调整为顺桨或风车模式，同时，冲压燃烧室（加力室）仍能独立运作，从而将飞行马赫数范围拓展至4至4.5（详见图(a)）；而当飞行马赫数进一步增加，受到涡轮和压气机叶片材料性能的限制，必须关闭涡轮核心机关，让气流绕过核心，直接进入冲压燃烧室。为了降低空气动力阻力，涡轮与冲压通道需采用同心轴的连接方式，这种结构被称为同轴环包涡轮冲压发动机。该发动机的飞行速度马赫数范围能够扩展至4.5至5之间（参见图(b)）。
随着飞行速度的持续攀升，针对高马赫数设计的进气道在低马赫数状态下会导致涡轮核心机流量超出预期。因此，需要让涡轮和冲压系统同时运作，即实现涡轮与冲压通道的并联配置；在Mamax达到3至3.5的范围内，应关闭涡轮核心机，让冲压发动机独立运行，这种上下并联的涡轮冲压发动机能够持续工作至Mamax为6至7（如图(c)所示）。涡轮冲压发动机具备较高的比冲特性，然而其推重比相对较低，因此特别适合用于以巡航模式为主的超音速飞行需求。
主要结构
在低飞行速度时，最普遍采用的增推力手段主要依靠涡轮喷气发动机的机械压缩功能，这一过程引入的空气流能够对后续的能量释放产生正向的热循环效率。机械压缩带来的温度和压力提升，同样有助于燃料实现高效且稳定的燃烧。右图展示的是一个涡轮冲压发动机的示意图，通常被称为空气涡轮发动机，它是一种充分运用该原理优势的组合循环发动机。
涡轮冲压发动机的主要部件按气流方向从左到右分别为：
这种压缩机，其压比设计得当，常被称作风扇，因其外形与功能均与风扇相近。在自由流马赫数较高，如超过5的情况下，风扇的压比对于热效率的提升已不再必要，然而，其生存性却因所吸入空气的高滞止温度而受到威胁。因此，若此类发动机需应用于更高马赫数的场景，就必须做好将风扇从气流中移除或回收的预案。
该涡轮由独立燃烧室产生的高温高压气体驱动，它在为风扇提供所需动力的同时，其进气条件还具备与飞行状态无关的诸多优势。这种涡轮产生的气流被称为原始气流。风扇与涡轮的运作要求发动机前端设计成轴对称而非平面结构，这样的设计将使得飞行器的整体结构设计变得更加复杂。
混合器促使空气流动与初始气流相互交织，这一过程不仅提升了空气流动的整体温度，还将未完全燃烧的燃料均匀分布至整个气流中进行燃烧。在设计中，原始气流有意被调整至燃料过剩的状态，从而生成易于与空气混合燃烧的热气体燃料。
（4）燃料注射器为气流提供附加的未反应燃料。
燃烧室内设有火焰稳定器，此装置能够确保气流有充足的时间停留，以便完成化学反应。
（6）喷管，适当地膨胀达到环境压力。2
20世纪50年代，俄罗斯开始对高超声速飞行器采用组合动力技术进行深入研究。在70至90年代期间，CIAM机构对涡轮冲压组合循环发动机这一概念进行了探讨，该发动机被用于高超声速飞机和空天飞机的第一级加速器。同时，该机构还对适用于未来高超声速飞机以及两级入轨空天飞机的多种动力装置结构进行了详细的比较和分析。这涵盖了针对以涡喷发动机为技术核心的涡轮冲压发动机、基于涡扇发动机的涡轮冲压发动机，以及结合火箭与涡轮冲压技术的发动机的研究内容。比较分析结果表明，针对马赫数达到6的高超音速飞行器，无论是基于涡喷发动机还是涡扇发动机的涡轮冲压动力系统，还是采用气态氢作为燃料的火箭-涡轮冲压组合动力系统，都会导致飞行器的起飞重量上升18%至20%。然而，若在巡航阶段，该高超音速飞行器持续以马赫数6的速度飞行，那么采用气态氢作为燃料的火箭-涡轮冲压组合动力系统将确保飞行器拥有最轻的起飞重量。
然而，若亚声速飞行阶段的航程达到总航程的20%，采用气态氢作为燃料的火箭-涡轮冲压发动机作为高超声速飞机的动力源，将会显著提升其起飞重量。经过多方面的对比分析，发现基于涡扇发动机的涡轮冲压发动机是高超声速飞机最为理想的动力选择，与其他备选动力装置相比，它能够使高超声速飞机的起飞重量减少5%。
在20世纪90年代，俄罗斯陆续公布了数项高超声速飞行器及其组合动力系统的研发项目，这些项目中，近期（2015至2020年）的重点是针对能够实现两级入轨的高超声速飞行器的研发项目MIGAKC，而更长远（2030年之后）的规划则是针对图-2000高超声速飞机的研发项目。为了支持这些项目的实施，留里卡一土星设计局、CIAM以及图拉耶夫“联盟”设计局各自展开了动力系统的探索。他们针对可能应用于空天飞机的多种组合动力系统进行了研究，包括火箭冲压发动机、基于加力涡喷发动机的涡轮冲压发动机以及基于加力涡扇发动机的涡轮冲压发动机，并分析了这些系统在马赫数0至6范围内的运行特性。
