 液态JP-7 燃料从超燃冲压发动机前部进入，分布 到热交换器（HEX）的每个壁面上。燃料在热交换器 中流过时就会从超燃冲压发动机燃烧中获得热量，使 薄壁保持低于Inconel 625 金属熔点的温度。调节JP-7 燃料泵的供给压力，FADEC 使热交换器中的燃料压力保持一定阈值以避免出现沸腾现象。当燃料离开热交 换器时达到超临界热力学状态之后，热的燃料进入燃 料分配阀，在通过分配阀门时膨胀转化为气态，气态 燃料被运送到发动机流道不同位置的喷射器上。超燃 冲压发动机工作需要加热来获得良好雾化的JP-7 燃 料，但是加热燃料需要燃烧产生的能量，所以所有飞 行器上还携带了乙烯燃料，用来给发动机点火和加热 JP-7 燃料到可维持燃烧的温度。
2001 年1 月，在纽约的ATK/GASL Leg VI 自由射 流风洞设备上进行了重模型热沉式流道（称为性能试 验发动机——PTE）实验。PTE 是HyTech 性能和运行 试验件，为发动机燃料供给提供有价值的数据，其数 据是后续验证发动机的基础工作。HyTech 计划在2003 年6 月完成了世界上第１个飞行的碳氢燃料超燃冲压 发动机——地面演示发动机（GDE-1）的自由射流实 验，GDE-1 提供了飞行发动机方案的制造工艺，并表 明可承受X-51A 在飞行中的热度和压力载荷，具有所 需求的寿命。在ATK/GASL leg VI 自由射流风洞设备 上模拟马赫数为4.5 和6.5 的飞行条件，对GDE-1 进 行了50 次地面试验，其结构完整。
HyTech 计划于2006 年3 月完成了地面验证发动 机（GDE-2）的自由射流试验。图6 是试验中的GDE-2 照片。GDE-2 试验在NASA-LaRC 的2.438 m HTT 风 洞设备上进行，模拟马赫数为5 的飞行条件，记录了 300ｓ的燃烧时间。集成的闭环燃料系统、软件和燃烧 室工作状态良好，从这些试验中获取了有价值的经验 与教训。
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