2008年7月30日，美国DARPA发布一份Vulcan涡轮/定容燃烧（CVC）发动机验证计划的DARPA公开通告（BAA），计划到2014年完成一种能使全尺寸高超声速飞行器从静态飞行到M4以上的高马赫数涡轮发动机的设计、制造和地面试验。2009年1月12日，罗•罗公司宣布，该公司与美国空军研究实验室在高速涡轮发动机（HiSTED）计划下发展的YJ102R弹用高马赫数（M4以上）涡轮发动机成功完成初始试验，验证了关键性能，达到了一个重大里程碑。2008年6月，美国空军阿诺德工程发展中心宣布，该中心的T-3发动机模拟高空试验台经过改造后，具备了模拟30480米高度和M4.1的能力，为高马赫数涡轮发动机的发展做好了准备。

    一、高马赫数涡轮发动机提出的背景

传统的航空发动机有效工作范围不同，燃气轮机发动机主要是在亚声速范围内使用，最大飞行速度为M3（如J58）。而超燃冲压发动机只能在M6以上的速度下高效工作。要实现从静态到高马赫数的持续飞行，过去的概念是采用变循环的涡扇发动机和亚燃/超燃冲压发动机组合，构成涡轮基组合循环（TBCC）推进系统。先由燃气涡轮发动机加速并达到一个接力马赫数，然后由双模态的亚燃/超燃冲压发动机把飞行器推到更高的马赫数。

    近来，高马赫数涡轮发动机的研究有了新进展，美国DARPA和美国空军提出了高马赫数涡轮发动机发展的新思路，并计划在2014年左右完成地面试验验证。

    二、美国DARPA的高马赫数涡轮发动机：Vulcan发动机

DARPA名为Vulcan的计划旨在探索如何将全尺寸的高超声速飞行器加速到超燃冲压发动机的启动速度。由于全新研制高马赫数的涡轮喷气发动机费用非常高，因此，DARPA提出了一个全新的发展思路，即利用现有成熟的M2以上的军用涡轮发动机——如F100-229、F110-129、F414、F119、F135、F136与定容燃烧（CVC）发动机组合，涡轮发动机从静态工作到其上限速度，CVC发动机从涡轮发动机的速度上限工作到M4以上。

    涡轮发动机和CVC的组合方式有两种，一种为双流道，进气道和尾喷管共用，发动机是分开的；另一种组合只有一个流道，涡轮发动机嵌入CVC的内部。CVC发动机可能是脉冲爆震发动机（PDE）、连续爆震发动机（CDE），也可能是其他的非稳态CVC发动机。这种组合发动机将突破涡轮发动机的速度极限，达到M4.2～4.4。

    Vulcan瞄准的高超声速巡航飞行器（HCV）起飞推力为35600daN，因此，最多需要4台F414发动机，3台F110发动机，2台F135或F136发动机。CVC发动机提供的推力从M1.5时的4450daN到M4时的22250daN。涡轮发动机在M3时将关闭，在M1.5~2，高度6096米到10668米的条件下，涡轮发动机和CVC发动机都工作。

    Vulcan计划分为四个阶段：第一阶段（2008年11月~2009年6月），完成Vulcan发动机的概念定义；第二阶段（2009年7月~2011年1月），部件验证和风险减少/第三阶段验证系统初始设计（包括CVC发动机、进气道和尾喷管）；第三阶段（2011年2月~2012年8月），CVC发动机、进气道和尾喷管的制造和验证/第四阶段验证系统（包括CVC发动机、涡轮发动机、进气道和尾喷管）的初步设计；第四阶段（2012年第四季度~2014年），完成全尺寸发动机的详细设计、制造和验证。

    据分析，定容燃烧循环可比定压燃烧循环的热效率高9%~10%，对于典型压比为17的发动机来说，定容燃烧的单位燃油消耗率可减少30%~35%。经过十多年的发展，定容燃烧发动机技术已经发展成熟，为发展新型推进系统提供了可能。

    三、美国DARPA/空军的高马赫数涡轮发动机：HiSTED发动机

高速涡轮发动机验证机（HiSTED）计划是DARPA和美国空军在VAATE计划下联合实施的一项研究计划，目的是设计、制造和验证一种高马赫数（M3~4）的短寿命涡轮发动机。该发动机是一种高温、中等压比的单转子不带加力涡喷发动机，将为多种平台提供低成本、M4以上飞行的推进能力，使到达目标的时间减少80%，可灵活地执行超声速巡航/亚声速待机任务。

    在该计划的支持下，罗•罗公司在“黑鸟”侦察机用J58发动机的基础上采用Lamilloy技术，发展了单位推力、重量、直径和长度分别为J58发动机6倍、6%、25%和20%的YJ102R发动机。该发动机也有可能用于美国海军“时敏远程打击（RATTLRS）革新途径”技术验证计划的飞行器动力。与此同时，威廉斯公司也在该计划下研制XTE88低涵道比加力式涡喷发动机。

   四、美国NASA的高马赫数涡轮发动机：革新涡轮加速器（RTA）

2001年，NASA、GE公司和艾利逊先进发展公司开始联合开发革新涡轮加速器（RTA），目标是在目前涡轮发动机（J58）的基础上，到2010年使发动机的飞行马赫数增加25%，推重比提高250%，部件寿命提高2倍。到2015年，使发动机的飞行M数提高35%，推重比提高375%，关键部件寿命提高4倍。RTA的近期应用目标是高超声速巡航导弹和新一代攻击战斗机，中期与超燃冲压发动机组合用于全球快速到达/攻击机，远期用于太空飞行器的动力。

    RTA实际上是由变循环涡扇发动机和冲压发动机组合的涡轮基组合循环（TBCC）发动机。变循环涡扇发动机在M0~2以高风扇压比的模式工作，跨过声速后转换成较低风扇压比的模式，加速到M3。M3以后涡扇发动机的加力燃烧室转换成冲压燃烧室，涡扇发动机转到接近慢车状态工作，使飞行速度达到M4以上。

    RTA计划分两个阶段，第一阶段计划发展中等尺寸的RTA-1发动机，以对一些先进的技术进行系统级的验证。首次系统级验证试验从2006财年开始，计划在地面试验台上评估和验证TBCC先进的技术、适用性、性能、可靠性和耐久性。第二阶段计划在地面试验台上对一个M5、推重比15一级的缩尺RTA-2发动机进行验证。在全尺寸试验验证的基础上，于2016财年完成中等尺寸发动机的飞行试验验证。但是，由于技术难度较大，该计划于2005年中止。