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高超声速巡航导弹的飞行速度大于马赫数5，现役亚声速巡航导弹打击1000公里外的目标所需时间为1个多小时，而高超声速巡航导弹则不超过10分钟，这在打击导弹发射架、航空母舰等高价值机动目标和时间敏感目标时，具有不可替代的作用。此外，高超声速巡航导弹的巨大动能还能有效提高对加固目标(包括深埋地下目标)的打击能力。虽然从目前技术方案来看，由于超燃冲压发动机工作时间的限制，导致高超声速巡航导弹射程有限，但通过前沿部署及后续发动机的改进，将有望进一步发展成为“快速全球打击”武器系统。目前，美军先后启动了多个有高超声速巡航导弹应用背景的技术开发项目，如X－51A计划、“高超声速飞行”(HyFly)计划，美澳合作的“高超声速国际飞行研究与试验”(HIFiRE)计划等(如表)。其中X－51A是目前离工程化应用最为接近的项目。
X－51计划概况
X-51A计划由美国国防高级研究计划局(DARPA)和空军研究实验室于2003年启动，目的是对吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机进行飞行试验。
2004年1月，美国空军决定采用普·惠公司的超燃冲压发动机验证机。2004年12月，完成初始设计评审，并于2005年1月开始详细设计。2005年9月，飞行器被正式赋予X－51A的代号。2007年明，通过关键设计评审。
2009年12月，美军B－52H轰炸机携带X-51A成功地进行了第一次携载飞行试验，成功验证了X-51A与载机的兼容性，为X-51A的自由飞行试验奠定了坚实的基础。
目前，4架X-51A试验飞行器已基本完成生产，用于进行4次飞行试验，目的是实现持续5分钟、距离900千米的巡航飞行。
2010年5月26日，X-51A进行了首次自由飞行试验。B-52H在约15100米高空释放X-51A飞行器。助推器将X-51A飞行器加速至马赫数4.8后，助推器、级间部分与飞行器在19800米高度顺利分离。超燃冲压发动机利用燃点较低的乙烯点火，同时开始向流道中喷射JP-7碳氢燃料，启动超燃冲压发动机。飞行器在21340米高度时，已加速至5马赫，制导与控制功能工作正常。按原计划，X-51A飞行器上的超燃冲压发动机应工作约300秒，使飞行器加速至6马赫并飞至22250米高度。在超燃冲压发动机工作约140秒时，测试人员发现部分传感器出现异常，发动机仍继续工作。但随后与地面的遥测信息链路出现中断，迫使控制人员启动自毁程序。美空军公布发动机工作时间达到了约200秒。
X－51A主要组成
X-51A飞行器由巡航飞行器、级间部分和助推器构成。
巡航飞行器采用乘波体构型，前段为近似楔形头部，可以形成按一定角度分布的激波系，不仅能为飞行器提供升力，且有助于X-51A发动机的燃烧。中段为近似方柱形机身，无机翼，机身中部下面有下凸铲形进气口，其整流罩向后一直延伸到机身尾部。巡航飞行器长4.27米，重671千克，加装了助推器以后全长7.62米，重1780千克，最大宽度为584.2毫米。
级间部分采用气流直通管的设计，使超燃冲压发动机的进气口在助推过程中就可启动，从而可以利用空气动力加热对燃料进行预热。
助推器由洛克希德·马丁公司的陆军战术导弹系统(ATACMS)助推器改进而来，尾部装有“X”形的操纵尾翼。
推进系统
X－51A的推进系统以美国空军HyTech计划发展的吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机为基础，先后发展并试验了性能试验发动机(PTE)、飞行重量的地面演示验证发动机(GDE-1和GDE-2)、SJX61-1(X-1)地面试验发动机和SJX61-2(X-2)飞行试验发动机。
其中X-1的试验于2007fg7月完成，主要试验发动机的点火、JP-7燃料及闭环燃料系统、流道性能与可操作性能等。X-51A的飞行用发动机X-2于2008年11月完成地面试验，共进行了8次马赫数4.6和11次马赫数5的点火试验，累计运行11.4分钟，约为预期飞行时间的2倍。证明发动机技术风险水平已降低至中等，可进行飞行试验。
结构与材料
X-51A飞行器基本结构的材料主要采用钢、铝、钛、镍铬铁合金等常规金属。其中巡航飞行器的表面和级间部分以及助推器上四个可动的尾翼均采用铝材料；超燃冲压发动机外部由镍合金制造，采用燃料冷却；级间部分的流通结构和助推器尾锥部使用钛金属材料，助推器的蒙皮和喷管由钢铁材料制造；巡航飞行器的四个可动尾翼采用镍合金。
热防护
X-51A飞行器根据预测的热负荷，选择不同材料和厚度来实现被动式热管理。热防护材料主要采用瓷瓦和泡沫材料。机身表面覆盖有轻型热防护系统泡沫和瓷瓦，前缘则为碳－碳复合材料。钨鼻帽表面覆盖二氧化硅防护层，用于承受前部的高热负载，并作为压载用于保持纵向的稳定。
未来发展
在首次自由飞行试验成功后，波音公司曾称，如果后续3次飞行试验均取得成功，将开展X-51A+项目，重点发展用于PGS的超燃冲压发动机，以及高超声速飞行器的方向变化以及落点控制能力。
美国还在考虑X-51A的武器化，波音公司正在考虑一项称之为“快速识别和打击禁入区内目标”的快速反应导弹发展计划。该计划将进一步优化X-51A验证机的机身，使其成为更典型的作战结构配置，同时开始与一些武器载荷相结合，初步考虑射程为1600千米。目前，该计划的确切时间尚未确定，但有可能在X-51A+项目之后数年内启动。
X－51A飞行试验故障原因
2011年6月13日，美空军在太平洋穆古角海上靶场进行了X-51A高超声速技术验证机的第二次飞行试验。由于验证机出现进气道不启动故障，试验最终失败，仅采集到一些重要的高超声速研究数据。这是美空军在发展高超声速技术方面的又一次尝试，试验虽然未能达到预期目标，但对于推动高超声速技术向实战应用转化仍具有重要意义。
X-51A验证机采用惯导+GPS的组合导航方式，装有遥测天线和飞行终止天线，可与地面通信，传输遥测信号；必要时，还可接收地面的飞行终止指令，终止飞行试验。
按照计划。X-51A项目将进行4次飞行试验。设计的试验方案如下：验证机由B-52H载机投放，利用助推器加速至马赫数4.5；尔后助推器和中间过渡段一起与巡航级分离，超燃冲压发动机开始点火工作，发动机首先利用乙烯引燃，然后转为燃烧JP-7碳氢燃料的工作模态，推动巡航级作高超声速巡航飞行；超燃冲压发动机停止工作后，巡航级还将完成一系列验证参数的机动操作，最终坠入太平洋。验证机的飞行总时间为300秒，其中超燃冲压发动机工作240秒，最大加 速度为0.22g，巡航速度将达到马赫数6以上。
首飞试验故障分析
2010年5月26日，美空军在加利福尼亚州南部的太平洋海域进行了X-51A验证机的首次飞行试验。试验中，固体火箭助推器将验证机加速至马赫数4.85，完成分离操作后，巡航级略微减速至马赫数4.73，高度18.7千米，SJY61型超燃冲压发动机开始点火工作。
巡航级的飞行高度达到19千米，最大加速度约为0.18g，而非计划的0.22g，发动机正常工作时间为143秒，最大巡航速度达到马赫数4.87，未能加速到马赫数6以上。
试验中，巡航级出现异常，在飞行总时间达到210秒左右时(从验证机投放时刻计起)，遥测数据丢失，靶场安全官员决定摧毁飞行器，终止飞行(计划规定，一旦遥测信号丢失3秒，即终止飞行试验)。在飞行器被摧毁时，碳氢燃料仍有剩余。
试验团队对异常数据进行了全面分析。最后基本确认：超燃冲压发动机和机身喷管之间的密封故障引起热燃气泄漏，是导致试验提前结束的主要原因。
在高超声速飞行过程中，超燃冲压发动机会产生巨大的热量。实际飞行中，超燃冲压发动机在工作大约30秒后，因为热膨胀增长了1.9厘米，这一变化增加了超燃冲压发动机与机身喷管间的接口密封设计的复杂性，但在最初的方案设计中被忽略了。
为进一步确认故障原因，波音“鬼怪”工厂和普·惠公司组成的技术团队将剩余3架验证机的发动机拆卸下来，检查超燃冲压发动机和机身喷管之间的接口。确认在接口处存在“明显的热密封裂口”，其密闭性不满足要求。为此，研发团队对接口进行了一次全面的关键设计评审。最后，对设计方案进行了修改，制造出了更加稳妥、可靠的结构接口。剩余的3架X-51A验证机都经过了改进，采用了新的、加强的接口设计方案。
第二次飞行试验故障推测
2011年6月13日，X-51A验证机进行了第二次飞行试验。据美空军飞行试验中心的官员介绍，当日，B-52H携带X-51A验证机从爱德华空军基地起飞，到达试验空域；在大约15.2千米高度，完成了验证机的投放。之后，X-51A验证机由固体火箭助推器加速，飞行速度超过马赫数5。
超燃冲压发动机利用乙烯点火，并试图转入燃烧JP-7碳氢燃料的工作模态。但此时验证机发生进气道不启动的故障。此后，虽然验证机尝试重新启动，调整飞行姿态、优化发动机的启动条件，但最终未能成功。飞行器在可控的状态下继续飞行，直至落入试验靶场海域。
美空军研究试验室X-51A项目经理查尔斯·布林克表示，空军研究试验室、波音公司、普·惠公司的工程师们正在对试验中采集到的遥测数据进行审查，以确定故障原因。X-51A验证机的下一次飞行试验暂时被安排在2011年秋天进行。
进气道不启动是指进气道无法捕获到所需的气流，以满足发动机的工作要求。目前还没有报道说明是何种原因导致验证机的进气道不启动。
但根据之前的研究可知，造成进气道不启动的原因主要有以下两方面：一是在一定的来流条件下，进气道的内收缩比过大；另一个是进气道下游反压过高，超过了进气道可以承受的限度，将进气道内形成的激波推出进气口。前一个原因与进气道自身的设计有关，即进气道的设计和优化问题：后一个原因则涉及到进气道和燃烧室的匹配问题。
据推测，燃烧产生的反压过高可能是导致此次试验失利的原因，分析可能是发动机的燃油控制系统出现问题，使得燃烧室内的油气比高出设计值，导致燃烧反压过大。在发动机的地面试验中，发动机燃油控制系统的软件也曾发生类似故障，并导致发动机在试验中停车。
试验的失利令设计人员清醒地认识到，在吸气式高超声速飞行这项全新的技术领域内还存在着太多的未知因素，超燃冲压发动机技术距离实战应用还有很长的路要走。
X－51计划概况
X-51A计划由美国国防高级研究计划局(DARPA)和空军研究实验室于2003年启动，目的是对吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机进行飞行试验。
2004年1月，美国空军决定采用普·惠公司的超燃冲压发动机验证机。2004年12月，完成初始设计评审，并于2005年1月开始详细设计。2005年9月，飞行器被正式赋予X－51A的代号。2007年明，通过关键设计评审。
2009年12月，美军B－52H轰炸机携带X-51A成功地进行了第一次携载飞行试验，成功验证了X-51A与载机的兼容性，为X-51A的自由飞行试验奠定了坚实的基础。
目前，4架X-51A试验飞行器已基本完成生产，用于进行4次飞行试验，目的是实现持续5分钟、距离900千米的巡航飞行。
2010年5月26日，X-51A进行了首次自由飞行试验。B-52H在约15100米高空释放X-51A飞行器。助推器将X-51A飞行器加速至马赫数4.8后，助推器、级间部分与飞行器在19800米高度顺利分离。超燃冲压发动机利用燃点较低的乙烯点火，同时开始向流道中喷射JP-7碳氢燃料，启动超燃冲压发动机。飞行器在21340米高度时，已加速至5马赫，制导与控制功能工作正常。按原计划，X-51A飞行器上的超燃冲压发动机应工作约300秒，使飞行器加速至6马赫并飞至22250米高度。在超燃冲压发动机工作约140秒时，测试人员发现部分传感器出现异常，发动机仍继续工作。但随后与地面的遥测信息链路出现中断，迫使控制人员启动自毁程序。美空军公布发动机工作时间达到了约200秒。
X－51A主要组成
X-51A飞行器由巡航飞行器、级间部分和助推器构成。
巡航飞行器采用乘波体构型，前段为近似楔形头部，可以形成按一定角度分布的激波系，不仅能为飞行器提供升力，且有助于X-51A发动机的燃烧。中段为近似方柱形机身，无机翼，机身中部下面有下凸铲形进气口，其整流罩向后一直延伸到机身尾部。巡航飞行器长4.27米，重671千克，加装了助推器以后全长7.62米，重1780千克，最大宽度为584.2毫米。
级间部分采用气流直通管的设计，使超燃冲压发动机的进气口在助推过程中就可启动，从而可以利用空气动力加热对燃料进行预热。
助推器由洛克希德·马丁公司的陆军战术导弹系统(ATACMS)助推器改进而来，尾部装有“X”形的操纵尾翼。
推进系统
X－51A的推进系统以美国空军HyTech计划发展的吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机为基础，先后发展并试验了性能试验发动机(PTE)、飞行重量的地面演示验证发动机(GDE-1和GDE-2)、SJX61-1(X-1)地面试验发动机和SJX61-2(X-2)飞行试验发动机。
其中X-1的试验于2007fg7月完成，主要试验发动机的点火、JP-7燃料及闭环燃料系统、流道性能与可操作性能等。X-51A的飞行用发动机X-2于2008年11月完成地面试验，共进行了8次马赫数4.6和11次马赫数5的点火试验，累计运行11.4分钟，约为预期飞行时间的2倍。证明发动机技术风险水平已降低至中等，可进行飞行试验。
结构与材料
X-51A飞行器基本结构的材料主要采用钢、铝、钛、镍铬铁合金等常规金属。其中巡航飞行器的表面和级间部分以及助推器上四个可动的尾翼均采用铝材料；超燃冲压发动机外部由镍合金制造，采用燃料冷却；级间部分的流通结构和助推器尾锥部使用钛金属材料，助推器的蒙皮和喷管由钢铁材料制造；巡航飞行器的四个可动尾翼采用镍合金。
热防护
X-51A飞行器根据预测的热负荷，选择不同材料和厚度来实现被动式热管理。热防护材料主要采用瓷瓦和泡沫材料。机身表面覆盖有轻型热防护系统泡沫和瓷瓦，前缘则为碳－碳复合材料。钨鼻帽表面覆盖二氧化硅防护层，用于承受前部的高热负载，并作为压载用于保持纵向的稳定。
未来发展
在首次自由飞行试验成功后，波音公司曾称，如果后续3次飞行试验均取得成功，将开展X-51A+项目，重点发展用于PGS的超燃冲压发动机，以及高超声速飞行器的方向变化以及落点控制能力。
美国还在考虑X-51A的武器化，波音公司正在考虑一项称之为“快速识别和打击禁入区内目标”的快速反应导弹发展计划。该计划将进一步优化X-51A验证机的机身，使其成为更典型的作战结构配置，同时开始与一些武器载荷相结合，初步考虑射程为1600千米。目前，该计划的确切时间尚未确定，但有可能在X-51A+项目之后数年内启动。
X－51A飞行试验故障原因
2011年6月13日，美空军在太平洋穆古角海上靶场进行了X-51A高超声速技术验证机的第二次飞行试验。由于验证机出现进气道不启动故障，试验最终失败，仅采集到一些重要的高超声速研究数据。这是美空军在发展高超声速技术方面的又一次尝试，试验虽然未能达到预期目标，但对于推动高超声速技术向实战应用转化仍具有重要意义。
X-51A验证机采用惯导+GPS的组合导航方式，装有遥测天线和飞行终止天线，可与地面通信，传输遥测信号；必要时，还可接收地面的飞行终止指令，终止飞行试验。
按照计划。X-51A项目将进行4次飞行试验。设计的试验方案如下：验证机由B-52H载机投放，利用助推器加速至马赫数4.5；尔后助推器和中间过渡段一起与巡航级分离，超燃冲压发动机开始点火工作，发动机首先利用乙烯引燃，然后转为燃烧JP-7碳氢燃料的工作模态，推动巡航级作高超声速巡航飞行；超燃冲压发动机停止工作后，巡航级还将完成一系列验证参数的机动操作，最终坠入太平洋。验证机的飞行总时间为300秒，其中超燃冲压发动机工作240秒，最大加 速度为0.22g，巡航速度将达到马赫数6以上。
首飞试验故障分析
2010年5月26日，美空军在加利福尼亚州南部的太平洋海域进行了X-51A验证机的首次飞行试验。试验中，固体火箭助推器将验证机加速至马赫数4.85，完成分离操作后，巡航级略微减速至马赫数4.73，高度18.7千米，SJY61型超燃冲压发动机开始点火工作。
巡航级的飞行高度达到19千米，最大加速度约为0.18g，而非计划的0.22g，发动机正常工作时间为143秒，最大巡航速度达到马赫数4.87，未能加速到马赫数6以上。
试验中，巡航级出现异常，在飞行总时间达到210秒左右时(从验证机投放时刻计起)，遥测数据丢失，靶场安全官员决定摧毁飞行器，终止飞行(计划规定，一旦遥测信号丢失3秒，即终止飞行试验)。在飞行器被摧毁时，碳氢燃料仍有剩余。
试验团队对异常数据进行了全面分析。最后基本确认：超燃冲压发动机和机身喷管之间的密封故障引起热燃气泄漏，是导致试验提前结束的主要原因。
在高超声速飞行过程中，超燃冲压发动机会产生巨大的热量。实际飞行中，超燃冲压发动机在工作大约30秒后，因为热膨胀增长了1.9厘米，这一变化增加了超燃冲压发动机与机身喷管间的接口密封设计的复杂性，但在最初的方案设计中被忽略了。
为进一步确认故障原因，波音“鬼怪”工厂和普·惠公司组成的技术团队将剩余3架验证机的发动机拆卸下来，检查超燃冲压发动机和机身喷管之间的接口。确认在接口处存在“明显的热密封裂口”，其密闭性不满足要求。为此，研发团队对接口进行了一次全面的关键设计评审。最后，对设计方案进行了修改，制造出了更加稳妥、可靠的结构接口。剩余的3架X-51A验证机都经过了改进，采用了新的、加强的接口设计方案。
第二次飞行试验故障推测
2011年6月13日，X-51A验证机进行了第二次飞行试验。据美空军飞行试验中心的官员介绍，当日，B-52H携带X-51A验证机从爱德华空军基地起飞，到达试验空域；在大约15.2千米高度，完成了验证机的投放。之后，X-51A验证机由固体火箭助推器加速，飞行速度超过马赫数5。
超燃冲压发动机利用乙烯点火，并试图转入燃烧JP-7碳氢燃料的工作模态。但此时验证机发生进气道不启动的故障。此后，虽然验证机尝试重新启动，调整飞行姿态、优化发动机的启动条件，但最终未能成功。飞行器在可控的状态下继续飞行，直至落入试验靶场海域。
美空军研究试验室X-51A项目经理查尔斯·布林克表示，空军研究试验室、波音公司、普·惠公司的工程师们正在对试验中采集到的遥测数据进行审查，以确定故障原因。X-51A验证机的下一次飞行试验暂时被安排在2011年秋天进行。
进气道不启动是指进气道无法捕获到所需的气流，以满足发动机的工作要求。目前还没有报道说明是何种原因导致验证机的进气道不启动。
但根据之前的研究可知，造成进气道不启动的原因主要有以下两方面：一是在一定的来流条件下，进气道的内收缩比过大；另一个是进气道下游反压过高，超过了进气道可以承受的限度，将进气道内形成的激波推出进气口。前一个原因与进气道自身的设计有关，即进气道的设计和优化问题：后一个原因则涉及到进气道和燃烧室的匹配问题。
据推测，燃烧产生的反压过高可能是导致此次试验失利的原因，分析可能是发动机的燃油控制系统出现问题，使得燃烧室内的油气比高出设计值，导致燃烧反压过大。在发动机的地面试验中，发动机燃油控制系统的软件也曾发生类似故障，并导致发动机在试验中停车。
试验的失利令设计人员清醒地认识到，在吸气式高超声速飞行这项全新的技术领域内还存在着太多的未知因素，超燃冲压发动机技术距离实战应用还有很长的路要走。