有一则关于某型高超音速无人机的试射新闻，毫无悬念地，它能被算作本年度的十大新闻之一。只是，由于官方透露的信息极为有限，对于该无人机而言，存在着诸多谜团。外界那些言之凿凿可却只是猜测的数据，只是猜测罢了。但是，把这些喧嚣抛开来看，在未来的一段时间以内，在我国国防工业高速发展的这个时代背景之下，“高超音速”必定会是频繁出现的技术标签。甚至，在飞行器技术发展进程里，促成了又一次技术革命，从这当中，繁衍出高超音速巡航导弹，还繁衍出高超音速有人飞机、无人飞机，另外还繁衍出空天飞机，以及“太空战”领域里的空天导弹等诸多方面的装备概念。
在钱学森所倡导的情况下，我国于1957年组建了冲压发动机研究室，1960年我国达成了第一台冲压发动机的成功点火，1969年我国首型冲压发动机获取了飞行试验成功，进而成为少数拥有冲压发动机技术的国家。在同期的50年代，我国航空工业就曾尝试过高空高速飞行器技术，其中最为典型的代表就是由北京航空学院(现今的北京航空航天大学)负责的“北京四号”，它是新中国第一架高空高速靶机。，“北京四号“启动研制工作，时间为1958年4月，其设计马赫数是2.5，采用冲压喷气发动机。
高超音速飞行，要解决气动布局方面的基本问题，还要解决热防护（材料）方面的基本问题，以及动力方面的基本问题。然而，相比较而言，高超音速飞行器发展的指导思想是“动力先行”。鉴于高速与高空的应用场景，高超音速飞行的动力主要是吸气式发动机或者是其组合发动机。
具有高超音速特性的飞行器，其高超音速定会和“高高度”并存，它的飞行高度，要么处于空天、跨大气层领域，要么是与外太空环境相似的临近空间，要么就算是在大气层内，那也是高达3万米的高空。这样的环境，和目前绝大多数常规飞机的飞行范围，已然天差地别，如此一来，涡轮喷气式发动机，就会因为没有充足空气进入发动机燃烧室，并且涡轮叶片会因高速飞行产生的高温而烧蚀，从而无法投入使用。所以，另一种吸气式发动机——冲压发动机，便成了发展高超音速飞行器的，基础性的、关键性的动力技术。
冲压发动机，它是由进气道、燃烧室以及尾喷管共同构成的，高速迎面气流经过进气道时会减速增压，之后直接进入燃烧室，在燃烧室里与燃料混合燃烧，产生高温燃气，这些高温燃气经过尾喷管膨胀加速后排出，进而产生推力。冲压发动机在结构方面没有了压气机和涡轮等旋转部件，这样就规避了上述活动部件的烧蚀问题，再加上其工作环境要求的速度更高，于是有了更多的空气能够进入，进而解决了稀薄空气中燃烧时的氧化剂问题。冲压发动机的概念被当时法国的工程师雷内・劳伦于1913年首次给提了出来，从那时以后法兰西和冲压发动机就有了紧密且难以分开的联系，而且后来出现了“冲压狂人”雷内・勒杜克并且世界上首个以冲压发动机为动力的那种喷气式飞机在法国诞生了。
当然，当高音速飞行器的飞行高度渐渐持续向上提升，处于近太空以及更高的环境状况下，冲压发动机就没办法再被使用了，此时就必须要使用火箭发动机。那么，在诸如空天飞机，或者是那种需要跨越大气层也就是跨介质飞行的高超音速飞行器上面，为了能够适应不一样的环境，就需要多种不同动力装置来进行组合。比如说，最早的SR - 71上面，有涡轮发动机与冲压发动机组合而成的J58，还有把涡轮发动机、冲压发动机以及火箭发动机进行组合的情况。
冲压发动机并非新技术，其已在空空导弹领域成功应用，防空导弹领域也有它的身影融入，反舰导弹领域更是不在话下啦，特别是以苏系来代表的那种，对超音速反舰导弹技术就有着持续不断的追求，冲压发动机在这些方面皆有成功应用。相较于在导弹领域常见的固体火箭发动机，冲压发动机明显有着优势，它不需要自身携带氧化剂，热效率极其高，比冲大，推力效果十分优异。然而，这些应用当中的冲压发动机基本上都是“亚燃”的，在超音速飞行的时候，进口处设置了扩散装置，这个装置是用来把将来的气流速度降低到声速以下的，这样一来，气流进入燃烧室和油气进行燃烧的时候，就处于亚音速状态了，所以就被称作“亚燃”。图展示的是“流星”主动雷达空空导弹，冲压发动机跟固体火箭助退器组合在一起，使得它兼顾了远射程以及高速度，在有着优异性能的情况下，也变成了欧洲三代战机以及引入的F-35四代机上的标配中距空战武器。
但是，亚燃冲压发动机的应用场景，是在5、6马赫以下的飞行器当中，比如说上述提到的超音速导弹之上。而飞行速度高于这个数值的高超音速飞行器，其所使用的冲压发动机，就是“超燃”的那种了，如此一来它不需要迎面而来的气流仅仅被减速到3马赫左右，而是以仍然很高的超音速吸入发动机进行压缩，接着与燃料混合燃烧从而产生巨大的推力。这样就使得“亚燃”里因剧烈压缩气流流速抵达亚音速而致的高超音速激波损失得以减少，并且因这种情况致使动能转化为热能的燃料室温度急剧攀升的状况也得到缓解，还减轻了冲压发动机的结构载荷。所以超燃冲压动机的速度，并非仅仅局限于5马赫以上，在材料以及相关条件许可的情况下理论上是没有限度的。
所以，超燃冲压发动机的研发，早在冷战时期七十年代到八十年代就已经开始了，成为当下最为早发展且成熟的高超音速动力技术。俄罗斯最早开展超燃冲压发动机飞行试验“冷”计划 ，随后本世纪美国展开 X - 43A、X - 51A 飞行试验 ，近年来德法日澳英等国家也都有飞行或发动机试验项目。仅把美国拿来看超燃冲压动机技术，那其从上个世纪70年代就在开展研制，可是一直到2010年5月的时候，才有X - 51A动力飞行试验出现“相对成功”的情况，这样子才有超燃冲压发动机由科学试验进到工程验证阶段实现实用化，这背后所存在的技术难度以及成熟度由此可见一斑。图展示的是德国的SHEFEX发展规划图，并且在研制进度方面，SHEFEXⅡ在2012年进行的飞行试验里，于大气层内达成了11马赫这样的高速，还经受住了2500℃的高温。
“冷”计划的试飞器，是借助已退役的远程防空系统萨姆 -5（C -200）的5B28导弹改装弄成的，拆卸掉战斗部、制导等系统后，增添发动机模型以及相关测量设备等，1991年11月27日，俄罗斯首次开展了亚燃超燃冲压发动机发动机模型的系留试验，试验期间达成了发动机从亚音速朝着超音速燃烧的转变，这标明超燃冲压发动机从地面理论的试验研究迈向了应用开发阶段，确立了那时俄罗斯在这一专业技术领域的领先位置。
超燃冲压发动机的技术难度，是围绕其高超音速使用环境的，这其实很容易理解。在远比喷气式发动机恶劣的应用环境下 ，它对结构和材料要求极高。所以目前超燃冲压发动机的工作窗口极其狭窄 ，最大工作使用时间是以短短的几分钟、百余秒来计量的。如何进一步提高发动机工作时间 ，便是超燃冲压发动机下一步研制的重点和难点。图为兰利8英寸高温风洞中的X-43A全比例模型。
气流进入发动机时处于高超音速状态，这是在高超音速情况下，高速气流在发动机内滞留时间仅有几毫秒，要在这么短时间内让燃料与空气充分混合且燃烧，还要保证燃烧室不被高速气流熄灭，是非常困难的，所以发动机燃烧室技术的提升，燃料燃烧效率的提高，进一步增加发动机推力同样是下一步研制重点，图为J58的地面台架测试。
超燃冲压发动机工作时温度很高，这就意味着需要耐高温的材料。就像图中的涡轮喷气与亚燃组合的J58，其发动机结构的温度达到了3200华氏度，将近1800℃，这种高温下材料不仅要能承受住考验，还得在高温状况下维持其性能以及拥有较长工作寿命，所以钛合金成了高音速度飞行器上常见的材料。然而要是想提升超燃冲压发动机的工作时间，使其达到几分钟以上，发动机的材料依旧是首要需解决的技术障碍。
虽然冲压发动机，尤其是超燃冲压发动机，为高超音速飞行器技术体系里的核心关键技术，然而冲压发动机需在较高飞行马赫数才可起动工作，所以要与其他类型动力系统组合，来解决起飞加速至冲压发动机工作接力点间的动力问题。在现阶段现役的一次性使用超音速导弹上，是以固体火箭当作加速的助推器，当加速至接力点后助推器分离，超燃冲压发动机起动工作达成超音速的巡航飞行。04年11月16日，有图显示，载机NB-52B挂载着X-43A与“飞马座”火箭，之后升空，在13157米的高空，火箭点火发射，达到了X-43A超燃冲压发动机的气动速度，最终冲刺的X-43A达到了9.65或9.68马赫的新纪录。
但针对于多次能够重复加以使用的航天运载器，或者高超音速飞行器而言，这就需要在飞行器之上布置别的动力系统，跟冲压发动机构成组合推进系统，达成全飞行包线之内的有动力飞行。当前解决这个问题的途径主要能够分成两大类别：一种是火箭基组合循环发动机推进系统RBCC；另一种是涡轮基组合循环发动机推进系统TBCC。X-51A的SJX-61碳氢燃料超燃冲压发动机，依旧离不开火箭的助推。
可是在这般冲压发动机接力点的下限速度那儿，先前的“亚燃”处于3马赫的范围，然而高超音速飞行器动力核心的“超燃”在刚开始工作的下限速度方面是5马赫。因而在涡轮发动机与超燃冲压发动机的TBCC组合循环发动机之内，好像还得要亚燃冲压发动机去填补。所以，在TBCC涡轮基组合循环发动机当中，就规定冲压发动机既具备超燃工作模式，又具备亚燃工作模式所必需的。
这样一种亚燃以及超燃的搭配存在着两种概念，其中一种是亚燃与超燃双燃烧室冲压发动机，借助运用不一样的燃烧室达成亚燃以及超燃一同发挥作用，在结构以及原理方面是，发动机的进气道划分成两个部分，一部分引领部分来流进入亚声速燃烧室，另一部分引领其余来流进入超音速燃烧室，亚燃燃烧室不但用于3马赫区间的飞行，并且在4、5马赫阶段还能够为超燃燃烧室点火以及保持稳定燃烧。该种方案，技术方面风险微小，发展所需费用相对较低，然而其工作马赫数的范围同样较小，比较贴合高超音速巡航导弹这类仅作一次性使用的飞行器，比如说美国的HyFly计划。
有一种是亚燃以及超燃双模态冲压发动机，其应用前景比较广泛并且也获得了广泛意义的研究。双模态冲压发动机在结构机理方面是超燃冲压发动机，在6马赫数以上的时候以正常的超燃状态来工作，而当马赫数低于6的时候，会运用相应技术在进气道内部产生正激波，借助激波使得气流速度减慢、减至声速以下，这时双模冲压发动机的工作模式就转变为了“亚燃”。工作之时可跨越四个飞行马赫数的双模态冲压发动机，像当下研究较多的有可运行在3至7马赫或者4到8马赫之间并在后来的技术发展中有着更宽如2至12马赫马赫数工作范围的模式 ，这被称为是双模态冲压发动机。X - 51A的超燃冲压发动机在风洞中模拟直面气流的超级高速度环境时的示意图谱显示了这样的情况。
亚超燃冲压发动机，在TBCC涡轮基循环发动机推进系统里，冲压发动机启动速度能进一步下潜。这样一来，超燃冲压发动机与涡轮喷气式发动机的组合就有了可能性。进而充分发挥那两种发动机的性能优势 所以高超音速飞行器具备了跨介质飞行的，能力 美国在HTV系列高超音速飞行器研制方面 HTV-3X是重要节点 乘波体 短翼和垂尾下有跑道起降能力 尤其是机身下部有2台涡喷-超燃冲压组合的TBCC。
已有成熟问世的能够创造3马赫以上高速长时间巡航飞行关键技术的涡轮基组合循环发动机，是在SR-71“黑鸟”上所用到的J58发动机。从结构方面来瞧，它是靠涡轮喷气发动机以及加力燃烧室/亚燃冲压发动机串联而构成的。在速度处于2马赫以下进行飞行期间，主要工作的部件是那个涡轮喷气发动机，空气会经由涡轮叶片、压气机等然后进入到燃烧室里面进行燃烧。随着飞行速度攀升至声速的三倍，众多的空气不再经由前端的压气机结构，而是径直冲入串联着安装于后部方位的亚燃冲压发动机，在这个时刻，处于前端位置的涡轮喷气发动机仅仅能够供给总推力之中的百分之十七，亚燃冲压发动机摇身变作了主要的动力来源。
现在，串联式涡轮基组合循环发动机，存在这样的情况，除了在J58上的冲压燃烧室处于涡轮发动机后面的那种串联式，还有冲压燃烧室处于涡轮发动机外涵管道中的环绕式，串列式的组合循环发动机，具备结构紧凑、便于安装、重量较轻以及技术相对成熟等特点，然而，因为两种不同类型发动机的共用流道部分较多，使得相互间的控制和协调工作问题变得极为复杂。并且，涡轮发动机被要求具备更大的工作范围，通常情况下，这个时候就需要运用可变循环技术。因此，当下新的高超音速飞行器项目里，TNCC大多呈现为并联式。
相较于串列式，更为典型的存在还有并联式涡轮基组合循环发动机，在采用方式上，主要运用的呈现为上下并联。通常来讲，多是涡轮发动机所处位置为组合发动机的上半部分，冲压发动机所处位置是下半部分，并且二者之间也是共同使用进气道与喷管方式，然而鉴于适应两型发动机的需求，进气道和喷管皆为可进行调整的结构形式。这种类型的组合发动机具有优势，优势在于控制方面相对简单，两型发动机的切换相对容易，对涡轮发动机的要求降低了一些。然而，这种并联导致了机体结构上的复杂问题，造成了空间上尺寸大的情况，致使与飞行器一体化设计存在困难等问题。图展示的是 SR -72 上的并列式 TBCC，同样地，两型发动机工作状态的平稳切换是外界持续不断猜测的技术要点之一。
RBCC这种火箭基组合循环发动机，实际上，是在亚燃以及超燃发动机的基础之上，增添了一个火箭发动机。增添了火箭发动机之后，整个火箭基组合循环发动机的工作过程，跟涡轮基相比，那就有了特别大的变化，具体分为火箭引射、亚燃、超燃以及纯火箭这四个工作状态。图展示的是NASA盖伦研究中心所研制的GTX飞行器方案，其RBCC在飞行器上的布置，选择的是轴对称构型，三个RBCC吊舱紧紧地贴附在飞行器的主体周围。
工作进程方面，先是与亚燃/超燃发动机并联的火箭发动机点火，高超音速飞行器自地面开始起飞，此刻速度处于0到3马赫之间，这时亚燃/超燃发动机均未达到工作条件。火箭一方面自身产生推力，另一方面火箭产生的高温燃气混合部分空气，从旁边并联的进气道进入亚燃/超燃发动机的燃烧室，与燃料一同燃烧，起到补燃的补充作用，此时主要推力源自火箭。
当高超音速飞行器速度达到3马赫后，火箭排气量相应减少，空气正常进入亚燃/超燃发动机，依次先后进入亚燃工作状态、超燃工作状态，最后高超音速飞行器速度达到8马赫（或10/12马赫）并飞出大气层，此时亚燃/超燃发动机进气道彻底关闭，再次点燃火箭发动机。
提到TBCC涡轮基组合循环发动机与RBCC火箭基相较来看，当下前者于安全性、可靠性以及经济性方面展现得更为显著，从技术难度或者可行性来讲，要是后者当作可重复使用的设计方案，那么技术研发的难度是极大的。可后者在整体结构层面相对简易，在体积与质量角度易于把控，这便更有助于在可靠性与可维护性方面得以提升，而最大的优势在于火箭发动机具备优势的高推重比，以及能够在大气层外太空轨道环境里使用。
先简单盘点一下围绕“高超音速飞行器”的相关动力技术，然后来看此前试飞的神秘无人机，仅从动力技术推进进度这个方面来看，从乐观的角度而言，技术的节点便是超燃技术的初步尝试。以更为理性的视角，参照美国在这个领域几十年的深入钻研来看，某些媒体对于该型无人机过于乐观、甚至无限拔高的言论，那只能是不负责的情绪煽动。就国内冲压发动机技术的发展而言，最近的那种类似官样文章风格的新闻所涉及的是荣获“冯如奖”的王振国，而相较于更早之前的相关信息，则是中国工程院院士、身为中国冲压发动机事业主要开创者之一的刘兴洲所说的“中国以自主研发为根基，冲压发动机技术维持了与国际先进技术水准的同步状态。”。
源于已故刘兴洲院士所提设想，我国高超声速技术发展分三步进行：其一，在2020年以前，研发出高超声速巡航导弹，其最大速度是6马赫。射程处于1000至2000千米范围，能够多平台装载；其二，在2020年至2030年期间，研制出高超声速飞机，其巡航速度超过5马赫，航程达上万公里，达成1至2小时全球抵达；其三，到本世纪中叶，基于前两步技术研制出空天飞机，它可重复使用，能进行跨大气层飞行，高空速度可达12至25马赫，可直接进入地球轨道，完成任务后再入大气层滑翔、水平降落。 (作者：拦阻着舰)
