一种新概念高速飞行器推进系统布局方法，在推进系统中建立两个循环，即以空气为工质的布莱顿循环和以超临界状态流体为工质的封闭循环。利用超临界微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和压气机功平衡将两个循环相耦合。通过调节相关活门，使推进系统在起飞和低速飞行时，处于涡轮风扇发动机模式，在高马赫数飞行时，处于涡轮火箭发动机模式，从而保证飞行器在亚、超声速状态下均能长时间高效巡航。所采用的超临界微小尺度换热技术可以有效降低高速飞行时压气机进口气流温度，其与封闭循环技术联合使用可以实现推进系统能量的优化分配。本发明有效地克服了已有高速飞行器推进系统的缺点，显著提高高速飞行器推进系统在Ma＝0～5范围内的工作性能。