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Patrick W.Hewitt[1]结合三个主要的项目对美国冲压发动机的发展现状进行了分析，这三个项目分别是：Supersonic Sea Skimming Target(SSST)，High Speed Anti-radiation Demonstration(HSAD)和Variable Flow Ducted Rocket-Flight Vehicle Concepts(VFDR-FVC)。文中简要介绍了SSST的结构、各阶段的研发试验（静止试验、风洞试验、质量鉴定试验等）以及飞行试验，并对HDSD的导弹布局进行了描述。此外还展示了VFDR-FVC的布局、二元进气道模型和风洞模型。但是此文主要集中于介绍导弹的整体布局和性能，而并没有对进气道进行深入的分析和设计。5828
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文献[2]阐述了可节流的冲压发动机（Throttleable Ducted Rocket）的工作机理并强调了“流星”导弹所用的推进系统的技术价值。此外，文中进一步描述了可节流的冲压发动机的设计方法，以达到所有的性能要求（射程、速度等）并且满足产品成本的需要。
文献[3]和文献[4]对德国Bayern-Chemie公司三十多年来在弹用火箭冲压喷气发动机技术上的研发进行了综述。它着重于阐述硬件设计概念、试验结果的示例以及技术上的重大里程碑。此外，文中对著名的“流星”导弹所用的推进系统的研发进行了概念性的描述。但是由于保密等原因，文章公开的信息有限。
Gudio Kurth 和 Christoph Bauer对超声速导弹的进气道进行了研究[5,6]，阐述了进气道的设计和研发方法、进气道性能的确定以及优化时的总体设计要求（包括对设计马赫数、边界层抽吸系统、导弹前弹体、进气道堵盖及开启机构的要求）等。但文章并没有总结出一套适合于定几何二元进气道的气动设计方法。
文献[7]介绍了冲压式喷气发动机推进的发展史。
文献[8] 介绍了超声速巡航导弹及其冲压发动机的发展概况，指出了将来可能研制的途径。
文献[9] 对某可调混压进气道在不同攻角、不同马赫数、不同斜板角度下进行了大量的数值计算。给出了设计状态下进气道内外流场特征;分析了攻角变化对进气道流场的影响;以数值仿真结果为基础,利用B样条理论建立了反映攻角、马赫数及可调斜板角度变化的超声速进气道数学模型。根据此数学模型,分析了攻角和进口气流马赫数对进气道性能的影响,同时给出了斜板对进气道性能的影响。
文献[10]简要对比了固体火箭冲压发动机不同形式进气道出口堵盖设计方案,着重对可烧蚀堵盖进行了研究,对其进行结构设计，应力分析和试验验证。结果表明,该设计方案初步满足固冲发动机对进气道出口转级控制的要求,为可烧蚀堵盖在未来先进空空导弹上的应用提供参考。
文献[11] 研究混压式超声速进气道改善阻力性能问题,改变进气道构型,针对Kantrowitz极限标准在进气道收缩比的设计上都过于保守;针对粘性效应问题,通过改进方法来控制激波/边界层干扰所造成的边界层分离现象,可以有效的降低粘性效应所带来的负面影响,提高进气道的起动特性,设计点和非设计点(Ma=3.5)均能达到优化进气道性能指标的效果。应用CFD对超声速进气道的起动特性进行了数值仿真分析,并从定量角度给出了如何施加壁面开缝措施来控制进气道的边界层分离现象。仿真结果发现在无粘和粘性条件下,相对开缝前,进气道的总压恢复系数分别提升了8.1%和22.7%。同时仿真结果表明,对于超声速进气道的设计和改进有一定的指导作用。
文献[12] 以总压恢复系数最大为优化目标,给出了一种设计超声速进气道结构的优化方法。该方法依据一文定常流的理论,推导得到了优化问题和约束条件的表述,并采用拉格朗日乘子法实现对优化问题的求解。将优化结果与经典结论进行比较分析,证明该优化方法的可行性。最后对优化结构进行了数值验证,实现了稳定的波系结构和流场参数分布。