近年来高超声速飞行器因其优越的作战能力成为世界各国争相研究的热点课题，而研发高超声速飞行器的最大阻碍之一就是其动力系统的开发，目前的航空航天动力系统难以满足高超声速飞行器动力系统的宽范围、高可控、高可靠的需求。不过世界各国也对此提出了许多的新型高超声速飞行器动力系统的概念。
本文介绍了八种高超声速飞行器动力系统概念原型，具体包括四个TBCC（ATREX，ATRDC，MIPCC，火箭基增强型涡轮机），两个RBCC（KLIN，AspiRE），超燃冲压发动机和火箭发动机。这些概念中有四个必须具有液态氢作为燃料（ATREX，ATRDC，KLIN，AspiRE），而其他循环用于烃类燃料或不特定于某种燃料选择。
ATREX循环
20世纪80年代，日本研究者引入了ATREX循环作为TSTO空天飞机的推进系统。ATREX是一个原始的组合循环，低速时类似涡轮喷气发动机，在高超音速飞行时则更类似冲压发动机。ATREX发动机用作TSTO空天飞机的反激式增压器的推进系统。该发动机能够在35公里高度从海平面条件到6马赫的飞行条件下产生有效推力，当预冷器中的涡轮入口温度降低到160K且压力恢复系数为0.9时，ATREX发动机与在海平面条件下的非预冷发动机相比，其推力和比冲分别增加2倍和1.5倍。此外，ATREX采用顶尖的涡轮机配置，可以减少涡轮机械的重量和尺寸。
ATREX预冷循环发动机的示意图
ATREX的带有预冷器的涡轮机械结构已成功地在各种组装配置或单独单元中进行了演示（例如进气口和喷管）。
试验台上的ATREX发动机
空气预冷对发动机飞行性能的影响如下图所示，并以海平面条件下两种空气预冷状态作为比较，即T2=220K和T2=160K，还显示了没有进气预冷的地面测试用ATREX-500发动机性能。
预冷ATREX发动机的飞行性能
（ATREX-ACC-30-160K：采用碳复合材料作为风扇结构材料的先进ATREX发动机，风扇直径30厘米，在海平面条件下预冷至160K;
ATREX-ACC-30-220K：发动机预冷至220K;
ATREX-500：标称推力为500 kgf的非预冷发动机。）
ATREX发动机空气/氢气预冷器是该项目首创的独特部件。其中一种早期配置如下图所示。预冷循环特有的一个问题是预冷器防结冰，日本设计团队成功验证了一种防止结冰的措施，即在预冷器前喷洒少量酒精。
安装BAR加力燃烧室AN型预冷器的四分之一
ATRDC循环
空气预冷循环可以获得比ATREX循环更高的压缩比，特别是如果整个循环富含燃料。俄罗斯在上世纪就对这种循环进行了开创性的研究。这是一种深度冷却的空气涡轮发动机（Deeply Cooled Air Turborocket Engine，ATRDC），该发动机采用氢燃料进行深度预冷。
除了用作燃料之外，氢还需要执行另外两项工作，即预冷却空气并驱动涡轮机，因此实际上氢的用量明显高于化学计量燃烧所需的量，其特征在于当量比ε≅2。这允许比其他预冷循环更高效的空气冷却和更容易的空气压缩（ATREX循环的典型当量比为ε=1.3～1.5）。发动机的燃烧室依旧按照化学计量所需的状态工作，因为几乎一半的氢气流速用于驱动涡轮机，然后在没有燃烧的情况下排出。
30吨推力级的ATRDC发动机
ATRDC发动机由两个单元组成，可以位于飞行器的不同部分。第一单元包括进气口空气预冷器和涡轮压缩机，第二单元包括双管道燃烧室，此外还具有两个钟形喷管和位于两个燃烧区域之间的氢气加热器。内部管道以吸气式涡轮发动机模式运行，外部管道以火箭发动机模式运行。
KLIN循环
KLIN循环是一种热集成、深度冷却涡轮喷气发动机（DCTJ）和液体火箭发动机。热集成意味着火箭和涡轮喷气发动机的液态氢燃料用于将进入的空气深度冷却至海平面条件下110K或者6马赫条件下200-250K。使用简单轻便的涡轮机械可实现高压比，继而实现高性能和出色的推重比。
KLIN循环的基本配置
KLIN循环包括几个火箭和深冷循环涡轮（DCTJ）装置。所有DCTJ装置和火箭装置均随飞行器起飞。火箭发动机在初始加速后会被节流或甚至切断，当DCTJ在6马赫的速度切断时，火箭发动机将恢复全部功能。DCTJ装置是一种新设计的涡轮机，其中包含一个针对低温操作而优化的轻型压缩机。
对于小型发射器，高性能RL10火箭发动机系列是一个合适的选择。低循环压力和一些配置功能使RL10成为集成到KLIN循环的理想选择。RL10发动机使用膨胀机循环，因此，它可以自然地集成到KLIN循环中。受益于DCTJ中的额外氢气加热，KLIN循环可以提供非常灵活的性能调节，可以为垂直起飞发射器提供高负载能力。
7吨推力DCTJ的尺寸方案
上图是DCTJ的示意图，其尺寸适合于优化的KLIN循环。该尺寸方案对应的海平面条件推力为7吨。下表给出了主站中的DCTJ参数。
图表：DCTJ海平面参数
资料来源：MSE Technology Applications,Inc.
AspiRE循环
KLIN循环需要开发新的涡轮压缩机，这是一种昂贵且开发周期很长的工作。AspiRE循环是KLIN循环的扩展设计，不需要涡轮压缩机。AspiRE也是一个组合循环原型，能够以两种不同的推进模式运行。
对于第一种吸气模式，使用氢氧热交换器和混合器制备的液氧来代替KLIN循环中机载的氧气。
在高马赫数下，发动机变为第二模式，即传统的氧气/氢气火箭发动机。
两种模式都使用通用硬件有燃料和氧化剂、涡轮泵、燃烧室、喷管组件等，而进气和空气液化系统（ALS）是吸气模式的特有部件。在组合循环模式中，三种流体（LH2，LOX和Lair）组合用于吸气模式，而两种流体（LH2和LOX）则在火箭发动机模式使用，这使得高循环性能和组合循环的推重比可以达到很高水平。
AspiRE循环原理图
AspiRE循环继承了KLIN循环的一些特征，并具有更高程度的循环“可切换性”。实际上，AspiRE比任何其他RBCC都更加依靠火箭模式。所有提供高压的装置（泵及其驱动器）都用于AspiRE和全火箭模式，与现有技术概念相比，这导致发动机推重比的显著增加。
AspiRE循环使得全火箭推进系统曾经不可行的应用成为可能（小型或中型可重复使用的SSTO发射器）。利用这项技术，小型军用航天器以及具有全球覆盖能力的快速反应亚轨道飞行器都将成为可能。在商业领域，基于AspiRE循环的发射器可以为按需小型有效载荷发射服务创建一种新功能，类似于Federal Express®或United Parcel Service®。AspiRE循环也是国际空间站（ISS）再补给飞行器的一种有吸引力的动力选择。
基于RL50发动机的AspiRE循环
轻巧、高推力、比冲适合的AspiRE循环可以为垂直和水平起飞的小型SSTO发射器提供卓越的性能。其他有吸引力的功能包括：
•AspiRE循环完全符合航空航天业目前的制造能力;
•AspiRE循环可以基于RL10类的现有膨胀火箭发动机。将这些发动机及其衍生物纳入AspiRE循环可以将它们用作小型发射器的增压器;
•AspiRE循环的海平面操作模式是最重要的模式，因此，该技术的可行性和效率可以在地面演示中得到证实;
•可以单独开发和演示空气液化系统和三重混合物（空气/氧气/氢气）燃烧器/涡轮泵组件。
MIPCC发动机
前面介绍的循环的主要特征是使用液态氢燃料的散热能力对进入的空气进行预冷却。不过如今的氢燃料推进概念并不像上世纪80年代和90年代那样热门，特别是对于运载火箭的助推器阶段，已经是非常普遍的技术。MIPCC循环不需要氢燃料，而且该技术可以很容易地应用于现有的涡轮发动机。
质量注入预压缩冷却（MIPCC）推进系统采用传统涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机作为其核心推进装置，配备专门设计的流体喷射系统，将水和液体氧化剂喷射到发动机进气口。MIPCC减少进气流温度并为系统提供额外的质量，导致气流密度的增加。它允许在高于核心发动机设计马赫数的情况下运行，并且可以在高马赫数下提供增强的推力水平。通过合理的组合，MIPCC可以使核心发动机在其正常运行范围内工作并使用其现有的控制系统。
水是一种极好的冷却剂，其比热容很高，所以被选用于MIPCC概念。氧化剂注入的主要目的是避免由于加水和高海拔而在氧气耗尽后加力燃烧器爆裂。低温LOX、Lair以及稳定的N2O4也可作为额外的冷却剂。H2O2和N2O经受分解的放热反应，这将增加加力燃烧室的焓，但在压缩机前不适合。
在MIPCC发动机中注入不同的冷却剂/氧化剂
在涡轮发动机前则需要使用氧化剂作为冷却剂。向入口空气流中添加氧气可以防止发动机由于氧气减少而导致熄火，允许发动机在更高的海拔工作。如果使用液态空气作为冷却剂，则常规涡轮发动机的风扇/压缩机前面的入口温度可以保持相当低的水平而气体成分没有任何变化，这可以同时为压缩机部件和燃烧装置提供舒适的条件。此外，低温流体更容易蒸发。然而，使用低温氧化剂作为唯一的冷却剂导致在高马赫数下发动机的比冲很低。
涡轮发动机的火箭基增强器
通过向加力燃烧室添加氧化剂可以提供进一步的涡轮发动机推力增加。涡轮发动机的火箭增强器可以直接提供大量的推力强化，并且如果硬件允许，也可以用于加力燃烧室中的温度升高，在这种情况下，将消耗更多的燃料。
涡轮发动机的火箭基增强器
先进的可重复使用高超声速飞行器需要克服许多挑战以实现其任务目标，其中最重要的是能够满足飞行器推力要求，同时还实现推进系统的严格尺寸/重量/体积目标。在满足严格的几何限制的同时满足推进推力要求的组合使得早期高超音速飞行器设计均告失败。
推进系统还需要适用于超音速的状态。因此，需要一种在保持发动机尺寸的同时增加发动机推力的方法，以便飞行器可以完成任务。这种推力增加的手段之一是涡轮发动机的火箭基增强系统，即将氧化剂喷射到增强器中的热气体中，以便显著增加可用于燃烧的氧气，从而使得发动机产生的推力显著增加。
火箭基增强对发动机推力的影响
根据上图，使用火箭基增强器增加70％的推力需要通过发动机增加八倍的消耗品。与基本涡轮发动机相比，这导致ISP降低八倍。
第二流体冷却超燃冲压发动机
第二流体冷却（SFC）系统是用于由重烃驱动的超燃冲压发动机系统。热元件用第二种非反应性流体（N2、He等）冷却，这允许更高的热表面温度，导致冷却剂的热通量减少。这允许将无碳燃料发动机扩展到更高的马赫数。因为只有较少的热量传递给燃料，燃料热交换器内拥有更加稳定和可控的热条件。第二流体（SF）形成一个闭环布雷顿循环泵送系统，同时泵送主燃料，还有额外可选的发电模式。SF系统相对于直冷（DC）系统的主要优点是扩展马赫数量，更高的ISP（没有过度加油）和更高的热裕量。
SFC循环架构
冷却系统的第二流体在闭合的布雷顿环路中循环。压缩机泵送进入燃烧室壁的第二流体，在燃烧室壁内，第二流体吸收燃烧过程产生的热量。加热的第二流体离开燃烧室壁并在涡轮机中膨胀，涡轮机用于驱动压缩机和燃料泵并为高速飞行器提供额外的动力。然后，第二流体进入热交换器，其中热量从第二流体传递到燃料。然后第二流体返回压缩机，完成一个布雷顿循环回路。加热的燃料从热交换器行进到燃烧室，然后用于推进高速飞行器。可以发现，高温材料的燃烧室壁对于SFC概念至关重要。
在传统的直接冷却技术和SFC技术中，燃料最终都充当了末端散热器。燃料吸收热量的能力可以通过“散热余量”来描述。在整体燃料温度达到焦化极限并且壁温达到其极限之前，散热余量表示燃料散热器距焦化极限处的最大可能散热量。如果化学计量条件下的燃料温度达到燃料焦化极限，或者如果壁达到其材料极限，则应添加额外的燃料用于冷却目的，即使燃烧过程过量也是如此。散热余量为负值，则反映发动机过度加油的需求。没有发动机过度加油，长时间不允许发动机运转，因为会发生燃料焦化。通过使用过度加油，可以以发动机燃料效率为代价进行操作。
因此，燃料散热余量可以以两种形式呈现：
- 在化学计量燃料/空气比率达到极限温度之前，燃料散热余量为：
- 在化学计量条件下温度超过其极限后：
其中：
δ-燃料散热余量;
QX-燃料吸收的热量;
Qmax-燃料在焦化极限下吸收的最大热量;
ε-当量混合比。
作为说明性示例，下图示出了用于直接冷却的燃料散热余量与吸热烃燃料和用于第二流体冷却的比较，其中相同的燃料用于末端散热，但是氮气用作第二流体。
DC和SFC方法的燃料散热器余量
可以看出，直接冷却可以提供高达马赫数6.4的超燃冲压发动机操作，具有正的散热余量，即没有过度加油。必须进行过度加油，其燃料散热的负燃料余量低于-100％，才能达到8马赫。SFC系统将化学计量操作扩展到8马赫以上，8马赫仍然可以获得较为微弱的正燃料散热余量。与直接冷却曲线相比，第二流体冷却曲线的平缓斜率使得能够进一步飞行速度增加到超过马赫数8.0的速度，同时只需要适度的发动机过度加油。以这种方式，可以通过SFC技术实现在马赫数8处的高效巡航飞行时发动机依然正常工作，其中燃烧所需的燃料流速低于加速期间的燃料流速。
第三流体冷却火箭发动机
第三流体（TFC）循环是SFC循环方法的合理延伸，其依然是利用除燃料和氧化剂之外的流体（第三流体）来冷却燃烧室并驱动涡轮泵。与介绍的其他循环不同，SFC和TFC循环都通过引入特殊流体来最小化发动机耗材的工作量，该特殊流体在形成闭环时所有工作都在发动机内部进行。
TFC概念是一种新型膨胀火箭发动机，它使用第三种流体作为燃烧室冷却剂和涡轮机驱动器。第三种流体形成闭环朗肯循环，允许比其他封闭火箭发动机循环高得多的可用涡轮膨胀比。TFC火箭发动机结合了所有三个主要泵送循环的优点：气体发生器循环的高可用涡轮压力比，分级燃烧和膨胀循环典型的全流量腔室，分级燃烧循环典型的高腔室压力，并且没有与膨胀机循环一样的预燃器。
这一独特的功能使得TFC循环在ISP和推重比方面比气体发生器和膨胀机循环更有效，类似甚至超过分段燃烧循环的推重比，并且由于显著降低的最大循环压力而比分级燃烧循环更可靠。TFC循环适用于LOX/LH2和LOX/HC火箭发动机。
在现代LOX/LH2火箭发动机中，氢气用作燃烧器冷却剂和唯一的涡轮机驱动流体（在膨胀机循环中）或涡轮机气体的一部分（在气体发生器中，分流器和进入燃烧室之前的分级燃烧循环）。为了在火箭发动机中产生更高的推力，需要燃烧器中达到更高的压力，因为输出推力与燃烧器压力直接相关，这反过来又需要更高的推进剂流速。
在冷却剂和涡轮驱动器应用中，氢气流量损失了泵产生的大量压力。在分级燃烧循环SSME和膨胀机循环RL10发动机中，泵下游的氢气压力比燃烧器中的压力高两倍多。然而，由于其密度非常低（约70kg/m3），氢气是最难泵送的液体。这导致低于期望的燃烧器压力，并且解释了液氢涡轮机的复杂性，包括泵级的数量和进料系统上的非常高的机械负载，这降低了发动机可靠性并且最终阻止了真正可重复使用的发动机的开发。因此当第三流体用作冷却剂和涡轮机驱动器时，可以解决尺寸过大的LH2涡轮泵问题。
TFC发动机流程图
TFC配置包括由喷射器1，燃烧器2和喷管3构成的典型发动机组件。燃烧器2和喷管3形成喷管和燃烧器组件4。燃料和氧化剂（例如液氢、液氧）分别从供应罐5和6供给喷射器1。这些燃料和氧化剂组分被混合并送入燃烧器2，在那里它们被燃烧产生热气体，从喷管3喷出以推进飞行器。燃料通过涡轮驱动的燃料泵7供给喷射器1，而氧化剂通过涡轮驱动的氧化剂泵8供给喷射器1。
在TFC发动机中，喷管和燃烧器组件4由循环冷却剂冷却（例如水、甲醇、乙醇或具有相同特性的液体，或其混合物）。冷却剂通过由涡轮驱动的冷却剂泵10封闭喷管和燃烧器组件4的嵌套9循环。当冷却剂循环通过嵌套9时，冷却剂被加热并蒸发，形成蒸汽或汽相流体。该汽相流体被供给到涡轮机11，用于驱动氧化剂泵8、冷却剂泵10和燃料泵7。冷却剂蒸汽在涡轮机11中膨胀并部分冷凝，并且涡轮机温度降低。驱动涡轮机的工作是通过冷却剂蒸汽的膨胀，温度降低和部分冷凝产生的。冷凝过程在热交换器12中完成，用于在冷却剂蒸汽和进入的推进剂（例如液体燃料或氧化剂或两者）之间进行热交换。冷却剂蒸汽之后用来加热推进剂，从而将冷却剂从燃烧器带走的热量返回到供给喷射器1的推进剂中。在所示的特定情况下，燃料泵、氧化剂泵、水泵和涡轮机安装在一个轴上。
应用于LOX/LH2发动机的TFC技术的主要优点是显著更高（50～65％）的发动机推重比和更高燃烧室压力。与SSME的初步比较表明，在相同的燃烧室压力下，TFC可以得到34％的结构重量减轻。由于循环压力显著降低，TFC技术可能是火箭发动机可重复使用的关键。
其他显著的优点包括：与使用3个燃烧装置（2个预燃室和主燃烧器）的SSME型分级燃烧循环相比，TFC消除了这3个燃烧装置中的2个，同时减轻了重量并且没有损失性能。因此可以节约开发成本和时间，对于LOX/HC火箭发动机也是如此。
TFC配置是LOX/HC发动机的理想选择，因为它允许：
◆消除预燃室和相关系统
◆低涡轮温度
◆低最大循环压力
TFC发动机可用于助推火箭和上面级火箭应用。
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