高超音速飞行器的技术难点
喷气发动机通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和喷管组成。一些军用发动机在涡轮和尾喷管之间有加力燃烧室。喷气发动机是热机，做功的原理是一样的:高压输入能量，低压释放能量。工作时，发动机首先从进气口吸入空气。这个过程不是简单的开一个进气道，因为飞行速度是可变的，压气机对进气速度有严格的要求，所以进气道必须能够将进气速度控制在合适的范围内。顾名思义，压缩机是用来增加吸入空气的压力的。压缩机主要是风扇叶片的形式，叶片的旋转对气流做了功，增加了气流的压力和温度。然后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴喷射油，油与空气混合后被点燃，产生高温高压的燃气，向后排放。高温高压气体通过高温涡轮回流，部分内能在涡轮中膨胀，转化为机械能，驱动涡轮旋转。因为高温涡轮与压缩机安装在同一根轴上，所以也带动压缩机旋转，从而反复压缩吸入的空气。从高温涡轮流出的高温高压气体在尾喷管中继续膨胀，并从尾喷管高速向后排出。这个速度远大于气流进入发动机的速度，从而对发动机产生反推力，驱动飞机向前飞行。
超音速燃烧冲压式喷气发动机
冲压发动机是一种吸气式发动机，利用大气中的氧气作为全部或部分氧化剂，与携带的燃料发生反应。与压气机增压的航空发动机不同，它是利用结构部件产生的激波压缩高速气流，实现气流减速增压。整体结构比较简单。其工作原理是:首先，高速气流通过进气口减速增压，空气在燃烧室内与燃油发生反应，通过燃烧将化学能转化为气体的内能。最后，气体膨胀并加速通过喷嘴，排入大气。此时喷嘴出口处的气体速度高于进口处的气体速度，因此产生向前的推力。
超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成。其中，进气道的主要作用是捕获足够的空气，并通过一系列的激波对其进行压缩，从而为燃烧室提供一定的流量、温度和压力，有利于燃烧组织。隔离段是进气道与燃烧室之间的一条等直通道，其作用是消除燃烧室压力波动对进气道的影响，实现不同工况下进气道与燃烧室的良好匹配。点火后燃烧室压力升高时，在隔离段会产生一系列冲击波，冲击波的长度和位置会随着燃烧室背压的变化而变化。当隔离段的长度足够时，燃烧室的压力波动不会影响进气口。燃烧室是燃料喷射和燃烧的地方，燃料可以从超燃冲压发动机中的壁面、支柱或燃料喷射杆喷射。超燃冲压发动机中的火焰稳定器不同于超燃冲压发动机中的火焰稳定器。它不能使用“V”型槽等侵入式火焰稳定器，因为它们会带来巨大的阻力。所以目前普遍采用空腔作为火焰稳定器，尾喷管是气流膨胀产生推力的地方。高超声速飞行器研制中遇到的另一个难题是气动加热，称为热障。主要是因为飞机飞行时的冲击波和粘性，周围空气温度急剧上升，形成激烈的气动加热环境，这是一般飞机结构无法承受的。为了克服热障，科研人员首先精心设计了飞行器的飞行轨迹和气动外形，在不影响或少影响飞行器性能的情况下，尽可能降低进入飞行器的气动加热率，即热流。
克服热障的主要手段是保护飞机不受热。根据热防护机理，热防护的方法有:热沉防护；辐射热防护；汗水冷却和消融热保护。
热沉热防护主要是利用材料的热容量来吸收热量。任何材料都有热容，但作为防热材料时有其特殊要求。首先要有大的比热，这样单位质量的材料才能吸收更多的热量；其次，要有高导热率。只有这样，热沉材料的温差才不会太大。否则受热面接近或达到材料的破坏温度，其余温度仍然较低，材料热容量大的潜力无法充分发挥。由于热沉材料的失效温度一般不是很高，比如铜的熔点是1357 K，为了吸收大量的热量，需要大幅度增加热沉材料的质量，形成相对笨重的热防护系统。
辐射热防护主要是利用材料的辐射特性。将空气动力的热量辐射到它的表面。由于辐射热流与表面温度的四次方成正比，因此所选用的辐射防热材料不仅要有高的辐射特性，还要有低的导热系数和耐高温性能。
汗液降温防热是通过多孔表面渗出液体来达到防热的目的。主要依靠热阻挡效应或物质抛射效应的机制来防热。其基本原理是，当流体注入飞机表面的气体边界层时，边界层结构发生变化，厚度增加，温度梯度降低，从而减少进入飞机的对流传热。发汗冷却用于飞行器热防护的优点是飞行过程中气动外形没有变化，还可以通过控制流体的泄漏来适应不同热流的热防护要求。气膜冷却和热防护是依靠液体或气体从飞机表面的小孔喷出，在表面形成一层薄薄的液膜或气膜，将飞机表面与高温气体隔开，然后液体蒸发吸热，气体注入边界层，产生热阻隔效应，减少对流传热进入飞机。薄膜冷却热防护类似于上述发汗冷却热防护。许多人将其归因于出汗、降温和防热。
烧蚀防热可以通过烧掉外层来保护内层。烧蚀防热因其有效、可靠、适应性强、重量轻、工艺简单、易于搬运和储存等优点而得到广泛应用。烧蚀用于中远程弹道导弹弹头、返回式卫星、宇宙飞船、登月返回舱、航天飞机机头和翼尾前缘的防热。经过几十年的研究、试验和实际应用，针对飞机的不同用途或飞机的不同部件，开发了多种烧蚀材料。烧蚀热防护是目前高超声速飞行器热防护中最成功的方法。烧蚀防热的主要缺点是一次性使用和烧蚀引起的空气动力学形状变化。后者将影响再入航天器的稳定性、着陆精度和再入机动，以及巡航飞行器的升力、阻力、稳定性和机动性。