超音速燃燒衝壓發動機的研究在美國已經開展了30年，尚無最後結果。其原因之一是，至今仍未建立能在M＞8的高超音速條件下，驗證推進係統功能的試驗設施，甚至對M＞10的氣流流動的基本物理現象也缺乏了解。
解決推進係統的另一個途徑是繞過超音速燃燒衝壓發動機這一關，在不同階段使用不同的發動機。即M＜6時用吸氣式發動機，M＝6和M＞6時用火箭發動機。這種方法難度相對較小，但一種發動機一套係統，結構重量太大，空天飛機的飛行性能會降低。所以，科學家們正在研究兼有吸氣式和火箭雙重功能的組合式發動機。
一種是空氣渦輪-衝壓噴氣-火箭“三合一”發動機。從起飛到M＝2時，為空氣渦輪發動機工作狀態；M＝2～6時，轉為衝壓噴氣發動機工作狀態；M＞6時，則以火箭發動機方式工作。
另一種是把空氣液化循環發動機和火箭發動機組合在一起。空氣液化循環發動機是一種新構思的吸氣式發動機，其主要特點是帶有一個重量輕、轉換效率高的熱交換器。發動機用液氫作燃料，同時作為熱交換器的低溫源。在飛行過程中，流入進氣道的空氣先經過熱交換器降低溫度，再經過壓縮機進一步降溫液化，然後通過分離裝置，將液氧分離出來，送入燃燒室與液氫燃燒，產生推力。多餘的液氧可貯存在機上，供大氣層外飛行時使用。液化循環發動機的構思很新穎，但工程上如何實現還是一個謎。
2.計算機和空氣動力學：航天飛機返回再入大氣層的空氣動力學問題，曾經耗費了科學家們多年的心血，進行了約10萬小時的風洞試驗。空天飛機的空氣動力學問題比航天飛機複雜得多。這是因為飛機速度變化大，馬赫數從0變化到25；飛行高度變化大，從地麵到幾百千米高的外層空間；返回再入大氣層時下行時間長，航天飛機隻有十幾分鍾，空天飛機則為1～2小時。
解決空氣動力學問題的基本手段是風洞。目前，就連美國也不具備馬赫數可以跨越這樣大範圍的試驗風洞。即使有了風洞，還需要作上百萬小時的試驗，那意味著就是晝夜不停地試驗，也需要花費100多年的時間。於是，科學家們決定求助於計算機，用計算方法來解決，從而推動了計算機和計算空氣動力學的發展。
3.發動機與機身一體化設計：當空天飛機以6倍於音速以上的速度在大氣層中飛行時，空氣阻力將急劇上升，所以其外形必須高度流線化。亞音速飛機常采用的翼吊式發動機已不能使用，需要將發動機與機身合並，以構成高度流線化的整體外形。即讓前機身容納發動機吸入空氣的進氣道，讓後機身容納發動機排氣的噴管。這就叫做“發動機與機身一體化”。
在一體化設計中，最複雜的是要使進氣道與排氣噴管的幾何形狀，能隨飛行速度的變化而變化，以便調節進氣量，使發動機在低速時能產生額定推力，而在高速時又可降低耗油量；還要保證進氣道有足夠的剛度和耐高溫性能，以使它在返回再入大氣層的過程中，能經受住高速氣流和氣動加熱的作用，這樣才不致發生明顯變形，才可多次重複使用。
4.防熱結構與材料：空天飛機需要多次出入大氣層，每次都會由於與空氣的劇烈摩擦而產生大量氣動加熱，特別是以高超音速返回再入大氣層時，氣動加熱會使其表麵達到極高的溫度。機頭處溫度約為1800℃，機翼和尾翼前緣溫度約為1460℃，機身下表麵約為980℃，上表麵約為760℃。因此，必須有一個重量輕、性能好、能重複使用的防熱係統。
空天飛機在起飛上升階段要經受發動機的衝擊力、振動、空氣動力等的作用，在返回再入階段要經受顫振、抖振、起落架擺振等的作用。在這種情況下，防熱係統既要保持良好的氣動外形，又要能長期重複使用，維護方便，所以其技術難度是相當大的。
目前的航天飛機，由於受氣動加熱的時間短，表麵覆蓋氧化矽防熱瓦即可達到滿意的防熱效果，但對空天飛機則遠遠不夠。如果單靠增加防熱層厚度來解決問題，則將使重量大大增加，而且防熱層還不能被燒蝕，否則會影響重複使用。一個較簡單的解決辦法是在機頭、機翼前緣等局部高溫區，使用傳熱效率特別高的吸熱管來吸熱，以便把熱量轉移到溫度較低的部位。
更好的辦法是采用主動式冷卻防熱係統，也就是把機體結構與防熱係統一體化。即把機體結構設計成夾層式或管道式，讓推進劑在夾層內或管道內流動，使它吸走空氣對結構外表麵摩擦所生成的熱量。
為了滿足空天飛機的防熱要求，目前正在研究用快速固化粉末冶金工藝製造純度很高、質量很輕的耐高溫合金。美國已研製出高速固化鈦硼合金，它在高溫下的強度可達到目前使用的鈦合金在室溫下的強度。這種合金適宜用來製造機身內層結構骨架。
機頭與機翼等溫度最高的部位，要求采用碳複合材料。這種複合材料表麵有碳化矽塗層，重量輕，耐高溫性能好。目前表麵有抗氧化塗層的、先進的碳碳複合材料，還不能完全滿足空天飛機機頭與機翼前緣高溫的需要。
此外，還需要研究金屬基複合材料，例如碳化矽纖維增強的鈦複合材料等。這種材料應該兼有碳化矽的耐高溫性能，又具有鈦合金的高強度特性。
空天飛機的兩級入軌方案
一些國家在研究單級入軌、可重複使用的空天飛機同時，也在考慮兩級航天運載係統方案。