航天科工集團在第七屆中國（國際）商業航天高峰論壇上宣佈，騰雲工程圓滿完成了首次液體火箭衝壓組合發動機模態轉換飛行驗證。對於不熟悉的人，看到這標題，可能是一臉茫然，但這可能是V2導彈以來最重大的航天動力突破。
不算形形色色的科幻東西，火箭動力是大氣層外的唯一推進方式，大氣層內也有各式導彈採用火箭動力。火箭動力的好處是推力大，尺寸和重量緊湊；壞處是燃料消耗太高，尤其是需要自帶氧化劑。燃燒需要燃料、溫度和氧氣，三者缺一不可。火箭自帶氧氣在真空的大氣層外是優點，可以保持繼續正常工作，但在大氣層內就是缺點，無法利用空氣中本來就存在的氧氣。在同等重量下，採用火箭動力的導彈射程不可能達到採用吸氣發動機的飛機航程，就是因為這個道理。
改用吸氣發動機的導彈是有的，這就是巡航導彈，採用小渦扇或者小渦噴。射程很大，動輒幾百、上千公里，但速度較受限制，一般為高亞音速。空空導彈有采用衝壓動力的，這也是吸氣發動機，而且更加容易與火箭動力組合。
典型的固體火箭-衝壓發動機
不算簡單粗暴地捆綁固體火箭助推器的並聯式火箭-衝壓組合動力，整體式的固體火箭-衝壓式發動機一般將主燃燒室兼用於固體火箭燃燒室，如上圖中的（a）狀態，這時進氣口實際上是不進氣的，因為空氣進來了就不流動了，背壓堆積後，迫使迎面來流繞著走。當固體火箭的藥柱燃燒完畢後，原來隔斷固體火箭發動機和前段進氣道的隔板破裂，進氣開始流動，速度形成動壓，衝壓發動機的工作條件形成了。這就是（b）的狀態。然後轉入（c）所示的衝壓發動機狀態，燃料噴注裝置（fuel injector所指的波折線）開始噴注燃料，點火燃燒，開始正常工作。
固體火箭-衝壓發動機在防空導彈、空空導彈上得到很多使用，射程得到顯著增加，但也發現了很多問題。衝壓發動機對進氣條件的要求較高，不僅對速度和進氣流場畸變敏感，對空氣密度也敏感。速度改變會改變動壓，進氣流場畸變會改變進氣的速度分佈，這些都影響衝壓發動機的工作，這不難理解。但空氣密度的影響是後來才意識到的。其實這也不難理解，18000米高空的空氣密度只有海平面的10%，導彈從高空追到低空，衝壓發動機的工作條件變化太大了，很難以一個基準點最佳化，但衝壓發動機又是不善於在寬大範圍內平穩工作的。
空氣密度與高度的變化關係
蘇聯SA-6防空導彈是較早採用固體火箭-衝壓發動機的例子
在90-00年代，中程空空導彈從單純火箭動力改為火箭-衝壓，射程大大增加，末段動能大大增加，一時成為潮流。但衝壓發動機受到空氣密度影響太大的問題使得這一潮流迅速降溫，新一代中遠端空空導彈回到雙推力火箭發動機的傳統技術路線，用速燃的加速動力迅速達到最高速度，然後用緩燃的巡航動力維持較長時間的動力飛行，保持末段動能。
中國的PL-15（上）和美國的AIM-120D（下）沒有追火箭衝壓的時髦，回到穩妥的雙推力路線上來
但火箭-衝壓利用空氣中的氧，這個優點很難捨棄。英國-瑞典的“流星”中程空空導彈採用了新穎的引射火箭-衝壓技術，火箭部份不只是助推動力，還在巡航動力中起作用。主燃燒室裡的固體藥柱作為助推動力首先燃燒，然後騰出主燃燒室，改用為衝壓燃燒室。但前段彈體裡有第二個固體火箭發動機，這裡的固體藥柱採用貧氧預燃，產生的高溫燃氣依然富含燃料，噴射進入衝壓發動機時，與吸入的新鮮空氣混合自燃，產生衝壓動力。第二個固體火箭發動機不以產生推力為主要目的，這實際上是一個燃氣發生器。
英國-瑞典“流星”中程空空導彈也是火箭衝壓，但採用了新穎的引射火箭技術
淺藍色為缺氧的固體火箭燃料，綠色為固體助推火箭，燃燒完畢後，騰出空間，作為衝壓燃燒室
值得指出的是，這種引射火箭技術更加適合液體火箭。液體火箭與固體火箭相比，最大的好處是燃料和氧化劑可以分別儲存，分別輸往燃燒室，只有在燃燒前才混合。固體火箭的燃料和氧化劑是固化在一起，出廠後就沒法改變了。液體火箭不僅可以實時控制燃料和氧化劑的流量，控制推力，多次點火，還可實時改變兩者的比例，在作為燃氣發生器的貧氧燃燒和作為火箭推力的富氧燃燒之間平滑過渡。這對大氣層內的吸氣動力到大氣層外的火箭動力之間的平滑轉換是極端有利的條件。
液體引射火箭-衝壓示意圖，從上到下為：引射噴氣模式、亞燃衝壓模式、超燃衝壓模式、火箭模式
更加精細一點，可以有引射噴氣模式、亞燃衝壓模式、超燃衝壓模式、火箭模式。
在引射噴氣模式時，這相當於用引射火箭代替渦輪機械的加力渦噴，引射火箭直接產生高溫高速燃氣，在噴入進氣道時，將空氣引射進來，在擴張中達到超音速，然後透過內激波（上下壁面之間的交叉線）減速到亞音速（M<1），然後在喉道噴注燃料燃燒，產生噴氣動力。與加力渦扇或者加力渦噴相比，引射噴氣機械結構簡單得多，完全省卻了風扇、壓氣機、渦輪，但油耗更高，不過比火箭動力還是低多了。這個模式在理論上可以從靜止一直使用到M3。
在M3左右，轉入亞燃衝壓模式，這時引射火箭關閉，進氣動壓在進氣道內形成足夠壓力，內激波再次起到減速作用，進氣與在尾部注入的燃料依然在亞音速（M<1）條件下混合燃燒，形成噴氣推力。
在M5左右，轉入超燃衝壓模式，進氣道內全程超音速，燃料改由引射火箭位置注入，在進氣道內混合燃燒，形成噴氣推力。
上述都是在大氣層內的，所以都用進氣。飛出大氣層後，就不再有進氣了，轉入純火箭模式。這時，引射火箭本身成為主火箭發動機，直接燃燒，產生噴氣推力。
這樣的模式轉換是由不同發動機的熱力學特性決定的。
熱力學特性決定了不同發動機適用於不同的速度範圍
在M2-3以下，渦輪發動機（渦噴、渦扇）的效率最高。由於壓氣機必須在亞音速工作，實際壓氣機的進氣速度在M0.5-0.6，超音速飛機必須在進氣道內將來流減速，然後再進入核心發動機，燃燒做功，再透過收斂-擴散噴管加速，形成超音速推力。這個減速-加速過程形成可觀的阻力。高於M3以後，阻力急劇增加，再增加推力也不可能得到更高速度了。
亞燃衝壓的燃燒依然是亞音速的，所以依然需要將進氣減速，但可以減到高亞音速，阻力比渦輪發動機小，不過到M6以上又回到減速-加速的阻力問題上了。另外，衝壓發動機不能在M2以下穩定工作，必須用渦輪發動機或者助推火箭加速到工作速度後才能啟動。
超燃衝壓的燃燒是在超音速條件下進行，阻力更小，但啟動速度就在M5以上，理論上可以一直工作到M20以上，但現在連穩定啟動、長時間工作都是前沿中的前沿，M10以上的超燃衝壓只是理論上的可能性。
火箭可以在任何速度下工作，沒有空氣都能工作，推進效率最低，但在大氣層外是唯一選擇。這實際上就是以火箭為基礎的組合迴圈發動機（RBCC），可以在全速度範圍內工作，在M3以下效率大大低於渦輪發動機，但高於火箭發動機。
以渦輪發動機為基礎的組合迴圈發動機（TBCC）在M3以下的效率與渦輪發動機相同，理論上熱效率比TBCC高得多，但機械複雜，重量大，進氣道要兼顧渦輪發動機和亞燃/超燃衝壓尤其困難。RBCC和TBCC在轉入亞燃衝壓和超燃衝壓後是相當的。上圖中RBCC在M12之後必須轉入火箭模式而TBCC可以到M15，原因不明。上下兩條曲線則分別代表氫燃料和碳氫燃料，氫燃料的推進效率（比衝）更高。
TBCC更先進，但RBCC更簡單，更現實。從RBCC入手，儘早實現高超音速飛行，這具有極大的軍民用意義。軍用上，高超音速轟炸機可能在很長時間裡都不現實，因為高超音速條件下，根本不可能開啟艙門，炸彈也丟不出去。高超音速客機更不現實。最大的應用可能還是天地往返飛行器。
天地往返飛行器在理論上可以從跑道起飛，單級入軌，然後再入，跑道降落
天地往返飛行器有單級入軌（SSTO）和兩級入軌（TSTO）。單級入軌就像坐飛機一樣，從起飛到入軌到再入到著陸，都是同一個飛行器，沿途不分離、拋棄任何東西。這是終極目標，但實現難度太大。兩級入軌用運載級起飛，在高空加速到高超音速，然後分離，較小的入軌級啟動自己的發動機飛出大氣層、入軌和返回，最後滑翔著陸或者動力著陸。
TBCC適合用於兩級入軌的運載級，一般不用於入軌級。TBCC用於單級入軌的話，需要更復雜的結合火箭動力的TRBCC。RBCC則可用於單級入軌，但也可用於兩級入軌，包括運載級和入軌級。用於運載級的時候，RBCC可以從靜止一直加速到高超音速；用於入軌級時，則可用火箭動力開始，到再入後轉換為RBCC，用於大氣層內從高超音速一直到著陸的全過程機動飛行。
騰雲還是兩級入軌
騰雲還是兩級入軌。這是務實的。從模型來看，入軌級是火箭動力，估計返回是滑翔著陸，和美國的太空梭一樣。儘管如此，在珠海展出的時候，人們還是當作一般性的遠大宏圖一樣的畫餅，沒想到中國不畫餅，在人們認為畫餅的時候，中國早就在揉麵了，這會兒都快上菜了。
騰雲的液體火箭組合迴圈發動機模態轉換驗證成功，標誌這RBCC已經超過概念設計和工程設計，而是進入工程驗證了。引射火箭到亞燃衝壓的模態轉換當然不簡單，但沒有不可克服的技術困難。亞燃衝壓到超燃衝壓的模態轉換不僅難度大，而且穩定、長時間的超燃衝壓動力還是前沿技術。
中國的超燃衝壓技術領先世界，但具體進展是保密的。除了零星報導外，只有從其他方面推斷了，這次騰雲的驗證就是一個方面：如果中國在超燃衝壓方面做不到可靠啟動、長時間穩定工作，騰雲工程是不著邊際的超前，缺乏實際意義。反過來，如果到了RBCC模態轉換驗證了，中國超燃衝壓這鍋好菜不是已經在上菜中，就是正在出鍋了。
