簡介
渦輪衝壓發動機結構示意圖渦輪衝壓噴氣發動機是渦輪(渦噴、渦扇)和衝壓兩種發動機組合工作的推進裝置，如右圖所示，兩種發動機共用進氣道和尾噴管。將渦輪核心機和衝壓發動機以不同方式組合在一起，相應的組合發動機便具有不同的最高工作馬赫數。
隨著飛行速度的提高，壓氣機和渦輪的效率急劇下降，這時使壓氣機處於順槳或風車狀態，而衝壓燃燒室(加力室)可繼續單獨工作，飛行馬赫數範圍可擴大至Ma=4~4.5(見右圖(a))；飛行馬赫數再高時，由於渦輪和壓氣機葉片材料性能的限制，需將渦輪核心機關閉，使氣流經過旁路進入衝壓燃燒室。為減小氣動阻力，渦輪和衝壓通道應採用同軸串聯布局，稱為同軸環包渦輪衝壓發動機，其飛行馬赫數範圍可擴大至Ma=4．5~5(見右圖(b))。
隨著飛行速度的進一步提高，在高馬赫數下設計的進氣道會在低馬赫數時引起流經渦輪核心機的流量過剩。為此應使渦輪和衝壓同時工作，即應使渦輪和衝壓通道呈並聯布局；當Ma=3~3.5時，關閉渦輪核心機，衝壓發動機單獨繼續工作，這種上下並聯布局的渦輪衝壓發動機可以工作至Ma=6~7(見右圖(c))。渦輪衝壓發動機具有較高的比沖，但推重比較低，適用於以巡航為主的超聲速推進需求。
主要結構
理想渦輪衝壓噴氣發動機簡圖在很低飛行速下套用最廣泛的產生推力的方法，主要是依賴渦輪噴氣發動機的機械壓縮，它們引入空氣流對任何後續能量釋放導致正的熱循環效率。由機械壓縮產生的溫度和壓力增加也有助於燃料的有效和穩定燃燒。右圖一個渦輪衝壓發動機的簡圖，通常稱作空氣渦輪發動機，是一種充分利用這種原理優點的組合循環發動機。
渦輪衝壓發動機的主要部件按氣流方向從左到右分別為：
（1）一種壓比合理的高通軸流壓縮機，通常稱作風扇，因為形式上和功能上都相似。在高自由流馬赫數下譬如大於5，對熱效率已不再需要風扇的壓比，但它的生存性受到所撲獲空氣高滯止溫度的威脅。所以，如果這種發動機要用於甚至更高馬赫數情形，則必須做好把風扇從主流中撤除或收回的準備。
（2）一個由分離的燃燒室產生的高溫高壓氣體所驅動的渦輪，渦輪提供風扇需要功率的同時它的進氣條件具有與飛行狀態無關的優點。這裡渦輪氣流稱為原始氣流。風扇和渦輪要求發動機的前部為軸對稱而不是二維，這將使飛行器的一體化變得複雜。
（3）混合器使空氣流與原始氣流產生攪拌，這將增加空氣流的總溫，同時把未反應的燃料送到全體空氣流中燃燒。原始氣流可以固意地設計為燃料過富，於是可以提供熱的氣體燃料便於和空氣燃燒。
（4）燃料注射器為氣流提供附加的未反應燃料。
（5）燃燒室，包括火焰穩定器，它具有足夠的氣流駐留時問完成化學反應。
（6）噴管，適當地膨脹達到環境壓力。
相關發展歷史
俄羅斯高超聲速飛行器用組合動力技術的研究始於20世紀50年代。20世紀70～90年代，CIAM對用於高超聲速飛機、空天飛機第1級加速器用渦輪衝壓組合循環發動機概念進行了研究，對適用於未來高超聲速飛機和兩級入軌空天飛機的各種結構的動力裝置進行了比較分析。其中包括對以渦噴發動機為基礎的渦輪衝壓發動機、以渦扇發動機為基礎的渦輪衝壓發動機和火箭一渦輪衝壓發動機等進行的研究。通過比較分析發現，對於馬赫數6的高超聲速飛機而言，其待選動力裝置渦輪衝壓發動機(以渦噴發動機為基礎和以渦扇發動機為基礎兩種)和以氣態氫為燃料的火箭一渦輪衝壓發動機都會使飛機的起飛重量增加18%～20%，但如果高超聲速飛機巡航飛行時都以高超聲速的速度飛行(馬赫數6)，那么以氣態氫為燃料的火箭一渦輪衝壓發動機能保證飛機具有最小的起飛重量。
圖-2000但是，當亞聲速段的航程為20%時，以氣態氫為燃料的火箭一渦輪衝壓發動機作為高超聲速飛機的動力裝置會使起飛重量明顯增加。通過各種比較得出，以渦扇發動機為基礎的渦輪衝壓發動機是高超聲速飛機的最適合的動力裝置，相比其他待選動力裝置而言，會使高超聲速飛機的起飛重量降低5%。
20世紀90年代，俄羅斯相繼推出幾個高超聲速飛行器及其組合動力的研發計畫，其中近期(2015～2020年)研發計畫是針對兩級入軌高超聲速飛行器的研發計畫MIGAKC，更遠期(2030年以後)的計畫為圖-2000高超聲速飛機研發計畫。為配合這些計畫的開展，“留里卡一土星”設汁局、CIAM和圖拉耶夫“聯盟”設計局分別開展了動力裝置的研究。對空天飛機上可能採用的幾種組合動力裝置，如火箭衝壓發動機、以加力渦噴發動機為基礎的渦輪衝壓發動機和以加力渦扇發動機為基礎的渦輪衝壓發動機在馬赫數0~6範圍內的工作特性進行了研究。
