近年來高超聲速飛行器因其優越的作戰能力成為世界各國爭相研究的熱點課題，而研發高超聲速飛行器的最大阻礙之一就是其動力系統的開發，目前的航空航天動力系統難以滿足高超聲速飛行器動力系統的寬範圍、高可控、高可靠的需求。不過世界各國也對此提出了許多的新型高超聲速飛行器動力系統的概念。
本文介紹了八種高超聲速飛行器動力系統概念原型，具體包括四個TBCC（ATREX，ATRDC，MIPCC，火箭基增強型渦輪機），兩個RBCC（KLIN，AspiRE），超燃衝壓發動機和火箭發動機。這些概念中有四個必須具有液態氫作為燃料（ATREX，ATRDC，KLIN，AspiRE），而其他循環用於烴類燃料或不特定於某種燃料選擇。
ATREX循環
20世紀80年代，日本研究者引入了ATREX循環作為TSTO空天飛機的推進系統。ATREX是一個原始的組合循環，低速時類似渦輪噴氣發動機，在高超音速飛行時則更類似衝壓發動機。ATREX發動機用作TSTO空天飛機的反激式增壓器的推進系統。該發動機能夠在35公裡高度從海平麵條件到6馬赫的飛行條件下產生有效推力，當預冷器中的渦輪入口溫度降低到160K且壓力恢復係數為0.9時，ATREX發動機與在海平麵條件下的非預冷發動機相比，其推力和比衝分別增加2倍和1.5倍。此外，ATREX採用頂尖的渦輪機配置，可以減少渦輪機械的重量和尺寸。
ATREX預冷循環發動機的示意圖
ATREX的帶有預冷器的渦輪機械結構已成功地在各種組裝配置或單獨單元中進行了演示（例如進氣口和噴管）。
試驗臺上的ATREX發動機
空氣預冷對發動機飛行性能的影響如下圖所示，並以海平麵條件下兩種空氣預冷狀態作為比較，即T2=220K和T2=160K，還顯示了沒有進氣預冷的地面測試用ATREX-500發動機性能。
預冷ATREX發動機的飛行性能
（ATREX-ACC-30-160K：採用碳複合材料作為風扇結構材料的先進ATREX發動機，風扇直徑30釐米，在海平麵條件下預冷至160K;
ATREX-ACC-30-220K：發動機預冷至220K;
ATREX-500：標稱推力為500 kgf的非預冷發動機。）
ATREX發動機空氣/氫氣預冷器是該項目首創的獨特部件。其中一種早期配置如下圖所示。預冷循環特有的一個問題是預冷器防結冰，日本設計團隊成功驗證了一種防止結冰的措施，即在預冷器前噴灑少量酒精。
安裝BAR加力燃燒室AN型預冷器的四分之一
ATRDC循環
空氣預冷循環可以獲得比ATREX循環更高的壓縮比，特別是如果整個循環富含燃料。俄羅斯在上世紀就對這種循環進行了開創性的研究。這是一種深度冷卻的空氣渦輪發動機（Deeply Cooled Air Turborocket Engine，ATRDC），該發動機採用氫燃料進行深度預冷。
除了用作燃料之外，氫還需要執行另外兩項工作，即預冷卻空氣並驅動渦輪機，因此實際上氫的用量明顯高於化學計量燃燒所需的量，其特徵在於當量比ε2。這允許比其他預冷循環更高效的空氣冷卻和更容易的空氣壓縮（ATREX循環的典型當量比為ε=1.3～1.5）。發動機的燃燒室依舊按照化學計量所需的狀態工作，因為幾乎一半的氫氣流速用於驅動渦輪機，然後在沒有燃燒的情況下排出。
30噸推力級的ATRDC發動機
ATRDC發動機由兩個單元組成，可以位於飛行器的不同部分。第一單元包括進氣口空氣預冷器和渦輪壓縮機，第二單元包括雙管道燃燒室，此外還具有兩個鐘形噴管和位於兩個燃燒區域之間的氫氣加熱器。內部管道以吸氣式渦輪發動機模式運行，外部管道以火箭發動機模式運行。
KLIN循環
KLIN循環是一種熱集成、深度冷卻渦輪噴氣發動機（DCTJ）和液體火箭發動機。熱集成意味著火箭和渦輪噴氣發動機的液態氫燃料用於將進入的空氣深度冷卻至海平麵條件下110K或者6馬赫條件下200-250K。使用簡單輕便的渦輪機械可實現高壓比，繼而實現高性能和出色的推重比。
KLIN循環的基本配置
KLIN循環包括幾個火箭和深冷循環渦輪（DCTJ）裝置。所有DCTJ裝置和火箭裝置均隨飛行器起飛。火箭發動機在初始加速後會被節流或甚至切斷，當DCTJ在6馬赫的速度切斷時，火箭發動機將恢復全部功能。DCTJ裝置是一種新設計的渦輪機，其中包含一個針對低溫操作而優化的輕型壓縮機。
對於小型發射器，高性能RL10火箭發動機系列是一個合適的選擇。低循環壓力和一些配置功能使RL10成為集成到KLIN循環的理想選擇。RL10發動機使用膨脹機循環，因此，它可以自然地集成到KLIN循環中。受益於DCTJ中的額外氫氣加熱，KLIN循環可以提供非常靈活的性能調節，可以為垂直起飛發射器提供高負載能力。
7噸推力DCTJ的尺寸方案
上圖是DCTJ的示意圖，其尺寸適合於優化的KLIN循環。該尺寸方案對應的海平麵條件推力為7噸。下表給出了主站中的DCTJ參數。
圖表：DCTJ海平面參數
資料來源：MSE Technology Applications,Inc.
AspiRE循環
KLIN循環需要開發新的渦輪壓縮機，這是一種昂貴且開發周期很長的工作。AspiRE循環是KLIN循環的擴展設計，不需要渦輪壓縮機。AspiRE也是一個組合循環原型，能夠以兩種不同的推進模式運行。
對於第一種吸氣模式，使用氫氧熱交換器和混合器製備的液氧來代替KLIN循環中機載的氧氣。
在高馬赫數下，發動機變為第二模式，即傳統的氧氣/氫氣火箭發動機。
兩種模式都使用通用硬體有燃料和氧化劑、渦輪泵、燃燒室、噴管組件等，而進氣和空氣液化系統（ALS）是吸氣模式的特有部件。在組合循環模式中，三種流體（LH2，LOX和Lair）組合用於吸氣模式，而兩種流體（LH2和LOX）則在火箭發動機模式使用，這使得高循環性能和組合循環的推重比可以達到很高水平。
AspiRE循環原理圖
AspiRE循環繼承了KLIN循環的一些特徵，並具有更高程度的循環「可切換性」。實際上，AspiRE比任何其他RBCC都更加依靠火箭模式。所有提供高壓的裝置（泵及其驅動器）都用於AspiRE和全火箭模式，與現有技術概念相比，這導致發動機推重比的顯著增加。
AspiRE循環使得全火箭推進系統曾經不可行的應用成為可能（小型或中型可重複使用的SSTO發射器）。利用這項技術，小型軍用太空飛行器以及具有全球覆蓋能力的快速反應亞軌道飛行器都將成為可能。在商業領域，基於AspiRE循環的發射器可以為按需小型有效載荷發射服務創建一種新功能，類似於Federal Express或United Parcel Service。AspiRE循環也是國際空間站（ISS）再補給飛行器的一種有吸引力的動力選擇。
基於RL50發動機的AspiRE循環
輕巧、高推力、比衝適合的AspiRE循環可以為垂直和水平起飛的小型SSTO發射器提供卓越的性能。其他有吸引力的功能包括：
AspiRE循環完全符合航空航天業目前的製造能力;
AspiRE循環可以基於RL10類的現有膨脹火箭發動機。將這些發動機及其衍生物納入AspiRE循環可以將它們用作小型發射器的增壓器;
AspiRE循環的海平面操作模式是最重要的模式，因此，該技術的可行性和效率可以在地面演示中得到證實;
可以單獨開發和演示空氣液化系統和三重混合物（空氣/氧氣/氫氣）燃燒器/渦輪泵組件。
MIPCC發動機
前面介紹的循環的主要特徵是使用液態氫燃料的散熱能力對進入的空氣進行預冷卻。不過如今的氫燃料推進概念並不像上世紀80年代和90年代那樣熱門，特別是對於運載火箭的助推器階段，已經是非常普遍的技術。MIPCC循環不需要氫燃料，而且該技術可以很容易地應用於現有的渦輪發動機。
質量注入預壓縮冷卻（MIPCC）推進系統採用傳統渦輪噴氣發動機或渦輪風扇發動機作為其核心推進裝置，配備專門設計的流體噴射系統，將水和液體氧化劑噴射到發動機進氣口。MIPCC減少進氣流溫度並為系統提供額外的質量，導致氣流密度的增加。它允許在高於核心發動機設計馬赫數的情況下運行，並且可以在高馬赫數下提供增強的推力水平。通過合理的組合，MIPCC可以使核心發動機在其正常運行範圍內工作並使用其現有的控制系統。
水是一種極好的冷卻劑，其比熱容很高，所以被選用於MIPCC概念。氧化劑注入的主要目的是避免由於加水和高海拔而在氧氣耗盡後加力燃燒器爆裂。低溫LOX、Lair以及穩定的N2O4也可作為額外的冷卻劑。H2O2和N2O經受分解的放熱反應，這將增加加力燃燒室的焓，但在壓縮機前不適合。
在MIPCC發動機中注入不同的冷卻劑/氧化劑
在渦輪發動機前則需要使用氧化劑作為冷卻劑。向入口空氣流中添加氧氣可以防止發動機由於氧氣減少而導致熄火，允許發動機在更高的海拔工作。如果使用液態空氣作為冷卻劑，則常規渦輪發動機的風扇/壓縮機前面的入口溫度可以保持相當低的水平而氣體成分沒有任何變化，這可以同時為壓縮機部件和燃燒裝置提供舒適的條件。此外，低溫流體更容易蒸發。然而，使用低溫氧化劑作為唯一的冷卻劑導致在高馬赫數下發動機的比衝很低。
渦輪發動機的火箭基增強器
通過向加力燃燒室添加氧化劑可以提供進一步的渦輪發動機推力增加。渦輪發動機的火箭增強器可以直接提供大量的推力強化，並且如果硬體允許，也可以用於加力燃燒室中的溫度升高，在這種情況下，將消耗更多的燃料。
渦輪發動機的火箭基增強器
先進的可重複使用高超聲速飛行器需要克服許多挑戰以實現其任務目標，其中最重要的是能夠滿足飛行器推力要求，同時還實現推進系統的嚴格尺寸/重量/體積目標。在滿足嚴格的幾何限制的同時滿足推進推力要求的組合使得早期高超音速飛行器設計均告失敗。
推進系統還需要適用於超音速的狀態。因此，需要一種在保持發動機尺寸的同時增加發動機推力的方法，以便飛行器可以完成任務。這種推力增加的手段之一是渦輪發動機的火箭基增強系統，即將氧化劑噴射到增強器中的熱氣體中，以便顯著增加可用於燃燒的氧氣，從而使得發動機產生的推力顯著增加。
火箭基增強對發動機推力的影響
根據上圖，使用火箭基增強器增加70％的推力需要通過發動機增加八倍的消耗品。與基本渦輪發動機相比，這導致ISP降低八倍。
第二流體冷卻超燃衝壓發動機
第二流體冷卻（SFC）系統是用於由重烴驅動的超燃衝壓發動機系統。熱元件用第二種非反應性流體（N2、He等）冷卻，這允許更高的熱表面溫度，導致冷卻劑的熱通量減少。這允許將無碳燃料發動機擴展到更高的馬赫數。因為只有較少的熱量傳遞給燃料，燃料熱交換器內擁有更加穩定和可控的熱條件。第二流體（SF）形成一個閉環布雷頓循環泵送系統，同時泵送主燃料，還有額外可選的發電模式。SF系統相對於直冷（DC）系統的主要優點是擴展馬赫數量，更高的ISP（沒有過度加油）和更高的熱裕量。
SFC循環架構
冷卻系統的第二流體在閉合的布雷頓環路中循環。壓縮機泵送進入燃燒室壁的第二流體，在燃燒室壁內，第二流體吸收燃燒過程產生的熱量。加熱的第二流體離開燃燒室壁並在渦輪機中膨脹，渦輪機用於驅動壓縮機和燃料泵並為高速飛行器提供額外的動力。然後，第二流體進入熱交換器，其中熱量從第二流體傳遞到燃料。然後第二流體返回壓縮機，完成一個布雷頓循環迴路。加熱的燃料從熱交換器行進到燃燒室，然後用於推進高速飛行器。可以發現，高溫材料的燃燒室壁對於SFC概念至關重要。
在傳統的直接冷卻技術和SFC技術中，燃料最終都充當了末端散熱器。燃料吸收熱量的能力可以通過「散熱餘量」來描述。在整體燃料溫度達到焦化極限並且壁溫達到其極限之前，散熱餘量表示燃料散熱器距焦化極限處的最大可能散熱量。如果化學計量條件下的燃料溫度達到燃料焦化極限，或者如果壁達到其材料極限，則應添加額外的燃料用於冷卻目的，即使燃燒過程過量也是如此。散熱餘量為負值，則反映發動機過度加油的需求。沒有發動機過度加油，長時間不允許發動機運轉，因為會發生燃料焦化。通過使用過度加油，可以以發動機燃料效率為代價進行操作。
因此，燃料散熱餘量可以以兩種形式呈現：
- 在化學計量燃料/空氣比率達到極限溫度之前，燃料散熱餘量為：
- 在化學計量條件下溫度超過其極限後：
其中：
δ-燃料散熱餘量;
QX-燃料吸收的熱量;
Qmax-燃料在焦化極限下吸收的最大熱量;
ε-當量混合比。
作為說明性示例，下圖示出了用於直接冷卻的燃料散熱餘量與吸熱烴燃料和用於第二流體冷卻的比較，其中相同的燃料用於末端散熱，但是氮氣用作第二流體。
DC和SFC方法的燃料散熱器餘量
可以看出，直接冷卻可以提供高達馬赫數6.4的超燃衝壓發動機操作，具有正的散熱餘量，即沒有過度加油。必須進行過度加油，其燃料散熱的負燃料餘量低於-100％，才能達到8馬赫。SFC系統將化學計量操作擴展到8馬赫以上，8馬赫仍然可以獲得較為微弱的正燃料散熱餘量。與直接冷卻曲線相比，第二流體冷卻曲線的平緩斜率使得能夠進一步飛行速度增加到超過馬赫數8.0的速度，同時只需要適度的發動機過度加油。以這種方式，可以通過SFC技術實現在馬赫數8處的高效巡航飛行時發動機依然正常工作，其中燃燒所需的燃料流速低於加速期間的燃料流速。
第三流體冷卻火箭發動機
第三流體（TFC）循環是SFC循環方法的合理延伸，其依然是利用除燃料和氧化劑之外的流體（第三流體）來冷卻燃燒室並驅動渦輪泵。與介紹的其他循環不同，SFC和TFC循環都通過引入特殊流體來最小化發動機耗材的工作量，該特殊流體在形成閉環時所有工作都在發動機內部進行。
TFC概念是一種新型膨脹火箭發動機，它使用第三種流體作為燃燒室冷卻劑和渦輪機驅動器。第三種流體形成閉環朗肯循環，允許比其他封閉火箭發動機循環高得多的可用渦輪膨脹比。TFC火箭發動機結合了所有三個主要泵送循環的優點：氣體發生器循環的高可用渦輪壓力比，分級燃燒和膨脹循環典型的全流量腔室，分級燃燒循環典型的高腔室壓力，並且沒有與膨脹機循環一樣的預燃器。
這一獨特的功能使得TFC循環在ISP和推重比方面比氣體發生器和膨脹機循環更有效，類似甚至超過分段燃燒循環的推重比，並且由於顯著降低的最大循環壓力而比分級燃燒循環更可靠。TFC循環適用於LOX/LH2和LOX/HC火箭發動機。
在現代LOX/LH2火箭發動機中，氫氣用作燃燒器冷卻劑和唯一的渦輪機驅動流體（在膨脹機循環中）或渦輪機氣體的一部分（在氣體發生器中，分流器和進入燃燒室之前的分級燃燒循環）。為了在火箭發動機中產生更高的推力，需要燃燒器中達到更高的壓力，因為輸出推力與燃燒器壓力直接相關，這反過來又需要更高的推進劑流速。
在冷卻劑和渦輪驅動器應用中，氫氣流量損失了泵產生的大量壓力。在分級燃燒循環SSME和膨脹機循環RL10發動機中，泵下遊的氫氣壓力比燃燒器中的壓力高兩倍多。然而，由於其密度非常低（約70kg/m3），氫氣是最難泵送的液體。這導致低於期望的燃燒器壓力，並且解釋了液氫渦輪機的複雜性，包括泵級的數量和進料系統上的非常高的機械負載，這降低了發動機可靠性並且最終阻止了真正可重複使用的發動機的開發。因此當第三流體用作冷卻劑和渦輪機驅動器時，可以解決尺寸過大的LH2渦輪泵問題。
TFC發動機流程圖
TFC配置包括由噴射器1，燃燒器2和噴管3構成的典型發動機組件。燃燒器2和噴管3形成噴管和燃燒器組件4。燃料和氧化劑（例如液氫、液氧）分別從供應罐5和6供給噴射器1。這些燃料和氧化劑組分被混合併送入燃燒器2，在那裡它們被燃燒產生熱氣體，從噴管3噴出以推進飛行器。燃料通過渦輪驅動的燃料泵7供給噴射器1，而氧化劑通過渦輪驅動的氧化劑泵8供給噴射器1。
在TFC發動機中，噴管和燃燒器組件4由循環冷卻劑冷卻（例如水、甲醇、乙醇或具有相同特性的液體，或其混合物）。冷卻劑通過由渦輪驅動的冷卻劑泵10封閉噴管和燃燒器組件4的嵌套9循環。當冷卻劑循環通過嵌套9時，冷卻劑被加熱並蒸發，形成蒸汽或汽相流體。該汽相流體被供給到渦輪機11，用於驅動氧化劑泵8、冷卻劑泵10和燃料泵7。冷卻劑蒸汽在渦輪機11中膨脹並部分冷凝，並且渦輪機溫度降低。驅動渦輪機的工作是通過冷卻劑蒸汽的膨脹，溫度降低和部分冷凝產生的。冷凝過程在熱交換器12中完成，用於在冷卻劑蒸汽和進入的推進劑（例如液體燃料或氧化劑或兩者）之間進行熱交換。冷卻劑蒸汽之後用來加熱推進劑，從而將冷卻劑從燃燒器帶走的熱量返回到供給噴射器1的推進劑中。在所示的特定情況下，燃料泵、氧化劑泵、水泵和渦輪機安裝在一個軸上。
應用於LOX/LH2發動機的TFC技術的主要優點是顯著更高（50～65％）的發動機推重比和更高燃燒室壓力。與SSME的初步比較表明，在相同的燃燒室壓力下，TFC可以得到34％的結構重量減輕。由於循環壓力顯著降低，TFC技術可能是火箭發動機可重複使用的關鍵。
其他顯著的優點包括：與使用3個燃燒裝置（2個預燃室和主燃燒器）的SSME型分級燃燒循環相比，TFC消除了這3個燃燒裝置中的2個，同時減輕了重量並且沒有損失性能。因此可以節約開發成本和時間，對於LOX/HC火箭發動機也是如此。
TFC配置是LOX/HC發動機的理想選擇，因為它允許：
◆消除預燃室和相關系統
◆低渦輪溫度
◆低最大循環壓力
TFC發動機可用於助推火箭和上面級火箭應用。