스크램제트

다음에 대한 시리즈 일부
항공기 추진
샤프트 엔진: 구동 프로펠러, 로터, 덕트형 팬 또는 프로판
내부 열 엔진: 피스톤 엔진 디젤엔진 완켈 엔진 터빈: 터보프롭 터보샤프트 외부 열 엔진: 스팀 동력되는 전기 모터: 전기 항공기 시계열 드라이브: 인간력
반응 엔진
터빈: 터보제트 터보팬 프로판 로켓 추진력 모터제트 펄스제트 발리스 맥박제트 램젯 스크램제트
v t

스크램제트(scramjet, 초소음 연소 램제트)는 초음속 기류에서 연소가 일어나는 램제트 공기호흡 제트 엔진의 변형이다.ramjets,[1]에 따라 높은 차량 속도에 연소(따라서 ramjet)를 강력하기 전에 들어오는 공기를 압축하지만, 반면에 분사 추진 아음속의 속도에 연소하기 전에 공기 decelerates, 충격 콘을 사용하여 의존하고 있는 스크램 제트와 공기의 흐름에 충격의 점화 소스에 의해 이런 망할 곳에서 생산된 사용을 저해하지 않충격 원뿔다 s호크콘^[2]이를 통해 스크램제트가 초고속에서 효율적으로 작동할 수 있다.^[3]

역사

2000년 이전

벨 X-1은 1947년에 초음속 비행에 성공했고, 1960년대 초까지 더 빠른 항공기를 향한 빠른 진전은 운영 항공기가 몇 년 안에 "초음속" 속도로 비행할 것이라는 것을 시사했다.북미 X-15와 다른 로켓 추진 우주선과 같은 전문 로켓 연구 차량을 제외하고, 항공기 최고 속도는 일반적으로 마하 1에서 마하 3의 범위에 있는 수평을 유지했다.

1950년대와 1960년대 사이에 미국의 항공우주 비행 프로그램 동안, 알렉산더 카트벨리와 안토니오 페리는 스크램제트 접근법의 지지자였다.

1950년대와 1960년대에 미국과 영국에서 다양한 실험용 스크램제트 엔진이 제작되어 그라운드 테스트를 받았다.안토니오 페리는 1964년 11월 스크램젯으로 순추력을 내는 데 성공해 결국 목표의 약 80%인 517파운드힘(2.30kN)을 생산했다.1958년에 한 분석 논문이 초음속 연소 램지의 장단점을 논했다.^[4]1964년 프레데릭 S. 빌릭과 고든 L.더거는 빌릭의 박사학위 논문을 근거로 초음속 연소 램젯 특허 신청서를 제출했다.이 특허는 1981년 비밀유지 명령의 해제 이후 발행되었다.^[5]

1981년 호주에서 ANU의 T3 지상 시험 시설에서 레이 스토커 교수의 지도 아래 시험이 이루어졌다.^[6]

스크램 제트기의 첫 번째 성공적인 비행 시험은 1991년 소련 상공에서 NASA와 공동의 노력으로 수행되었다.1970년대 후반 모스크바 중앙항공모터스연구소(CIAM)가 개발한 축대칭 수소연료 듀얼모드 스크램제트였지만 마하 5.5로 비행하기 전 마하 6.8의 초기 비행 매개변수를 달성하기 위해 SM-6 변환 미사일에 FecRal 합금으로 현대화했다.스크램젯 비행은 SA-5 지대공 미사일의 꼭대기에서 캡티브-캐리 비행으로 비행되었으며, 여기에는 "하이퍼닉 플라잉 연구소"(HFL), "Kholod"^[7]로 알려진 실험 비행 지원 부대가 포함되어 있다.

그 후 1992년부터 1998년까지 CIAM이 프랑스, NASA와 함께 축대칭 고속 스크램제트-데몬스트레이터의 추가 비행시험을 6회 실시하였다.^[8][9]마하 6.4 이상의 최대 비행속도를 달성했고 77초 동안의 스크램제트 운항을 시연했다.이러한 비행 시험 시리즈는 또한 자율적인 극초음속 비행 제어에 대한 통찰력을 제공했다.

2000년대 발전

2000년대에는 극초음속 기술 개발, 특히 스크램제트 엔진 분야에서 상당한 진전이 이루어졌다.

하이샷 프로젝트는 2002년 7월 30일 스크램제트 연소를 시연했다.스크램제트 엔진은 효과적으로 작동했고 초음속 연소를 실제로 시연했다.그러나, 이 엔진은 우주선을 추진하기 위한 추진력을 제공하도록 설계되지 않았다.그것은 어느 정도 기술 시연자로서 설계되었다.^[10]

영국 방위산업체 치네틱과 퀸즐랜드 대학의 영국과 호주 합동팀이 대기권 시험에서 스크램제트를 작동시키는 것을 처음으로 시연했다.^[11]

하이퍼 엑스는 2004년 X-43A와 함께 완전한 공기역학적 기동 표면을 갖춘 추력을 내는 스크램젯 구동 차량의 첫 비행을 주장했다.^[12][13]세 번의 X-43A 스크램젯 테스트 중 마지막 테스트는 짧은 시간 동안 마하 9.6을 달성했다.^[14]

2007년 6월 15일, 미국 국방과학연구계획국(DARPA)은 호주 국방과학기술기구(DSTO)와 협력하여 시험 차량을 극초음속도로 끌어올리기 위해 로켓 엔진을 이용한 마하 10의 스크램제트 비행에 성공했다고 발표했다.^[15]

일련의 스크램제트 지상 시험은 모의 비행 조건인 마하 8 비행 조건에서 NASA 랭글리 아크 가열 스크램제트 시험 시설(AHSTF)에서 완료되었다.이 실험들은 HIFiRE 2편 비행을 지원하기 위해 사용되었다.^[16]

2009년 5월 22일, 우메라는 HIFiRE(Hypersonic International Flight Research Experience)에서 극초음속 항공기의 첫 시험 비행을 성공적으로 진행했다.이번 발사는 계획된 10편의 시험 비행 중 하나였다.일련의 비행은 국방과학기술기구와 미국 공군의 공동 연구 프로그램의 일부로서, HIFiRE로 지정되었다.^[17]HIFiRE는 극초음속 기술(음속의 5배를 초과하는 비행에 관한 연구)과 첨단 스크램젯 우주발사체에 대한 그것의 응용을 조사하고 있다. 목표는 새로운 보잉 X-51 스크램젯 시승기를 지원하는 동시에 빠른 반응 우주발사 개발을 위한 강력한 비행시험 데이터 기반을 구축하는 것이다.그리고 극초음속 "급속한" 무기들.^[17]

2010년대의 발전

2010년 3월 22일과 23일, 호주와 미국의 국방과학자들은 성공적으로 (HIFiRE) 극초음속 로켓을 시험했다.남호주 아웃백의 우메라 시험장에서 이륙한 후 대기속도가 "시속 5,000km 이상"(Mach 4)에 도달했다.^[18][19]

2010년 5월 27일, NASA와 미 공군은 마하 5에서 약 200초 동안 X-51A 웨이버라이더를 성공적으로 비행하여 초고속 비행으로 비행 지속 시간 세계 신기록을 세웠다.^[20]웨이버라이더는 알 수 없는 이유로 가속력을 잃고 계획대로 자멸하기 전에 자율 비행을 했다.그 시험은 성공이라고 선언되었다.X-51A는 B-52에 실려 고체 로켓 부스터를 통해 마하 4.5까지 가속한 뒤 프랫 앤 휘트니 로켓디네 스크램제트 엔진에 불을 붙여 마하 5에 도달했다.^[21]그러나 2011년 6월 13일 두 번째 비행은 엔진에 에틸렌에 잠시 불이 켜졌지만 1차 JP-7 연료로 전환하지 못해 전력 공급에 실패하면서 조기 종료되었다.^[22]

2010년 11월 16일 오스트레일리아 방위군 아카데미 뉴사우스웨일스 대학의 호주 과학자들은 자연적으로 연소되지 않는 스크램제트 엔진의 고속 흐름이 펄스 레이저 소스를 사용하여 점화될 수 있다는 것을 성공적으로 증명했다.^[23]

2012년 8월 15일 추가 X-51A 웨이버라이더 테스트가 실패하였다.마하 6에서 장시간 스크램젯을 비행하려던 시도는 비행 시작 15초 만에 X-51A 우주선이 통제력을 잃고 부서지면서 로스앤젤레스 북서쪽 태평양에 떨어지면서 중단됐다.고장 원인은 제어 지느러미 결함 탓이다.^[24]

2013년 5월 스크램제트 동력 아래 3분간의 비행 중 나사 없는 X-51A WaveRider가 4828km/h(Mach 3.9)에 도달했다.웨이브라이더는 B-52 폭격기에서 5만 피트(15,000m) 떨어진 후 고체 로켓 부스터에 의해 마하 4.8까지 가속되었고, 이후 웨이브라이더의 스크램제트 엔진이 발효되기 전에 분리되었다.^[25]

인도 우주국 ISRO는 2016년 8월 28일 2단 고체연료 로켓에서 스크램제트 엔진의 성공적인 시험을 실시했다.ISRO의 첨단 사운딩 로켓인 첨단기술차량(ATV)이라는 2단 고체연료 사운딩 로켓의 2단 후면에 트윈 스크램제트 엔진이 탑재됐다.쌍둥이 스크램제트 엔진은 ATV가 고도 20km에서 시속 7350km(마하 6)의 속도를 달성하면서 2단계 로켓에서 점화됐다.스크램제트 엔진은 약 5초간 발사되었다.^[26][27]

인도는 2019년 6월 12일 오전 11시 25분쯤 벵골만 압둘 칼람섬 기지에서 초인성 속도 비행을 위한 미개발 스크램제트 시범 항공기의 처녀비행을 성공적으로 실시했다.이 항공기의 이름은 극초음속 기술 시승차량이다.그 재판은 국방연구개발기구에 의해 수행되었다.그 항공기는 극초음속 순항 미사일 시스템 개발 프로그램의 중요한 구성 요소를 이루고 있다.^[28][29]

2020년대의 발전

2021년 9월 27일, DARPA는 극초음속 공기호흡 무기 개념 스크램젯 항공기의 성공적인 비행을 발표했다.^[30]

설계원리

스크램제트 엔진은 제트 엔진의 일종으로 연료 연소와 산화제에 의존해 추력을 낸다.스크램젯으로 구동되는 항공기는 기존의 제트 엔진과 마찬가지로 연료를 기내에 운반하고 대기 중의 산소를 섭취하여 산화제를 얻는다(연료와 산화제를 모두 운반하는 로켓과 비교).이 요건은 스크램제트를 공기의 산소 함량이 연소를 유지하기에 충분한 아궤양 대기 추진으로 제한한다.

스크램제트는 유입 공기가 압축되는 수렴 흡입구, 기체 연료를 대기 산소와 함께 연소시켜 열을 생성하는 연소기, 가열된 공기가 가속되어 추력을 내는 분리기 노즐의 세 가지 기본 구성 요소로 구성된다.터보제트나 터보팬 엔진과 같은 일반적인 제트 엔진과는 달리 스크램제트는 회전하는 부채와 같은 구성 요소를 사용하여 공기를 압축하지 않는다. 오히려 항공기가 대기를 통해 이동하는 속도가 달성 가능한 속도로 인해 공기가 흡입구 내에서 압축된다.따라서 스크램젯에는 움직이는 부품이 필요하지 않다.이에 비해 일반적인 터보제트 엔진은 여러 단계의 회전식 컴프레서 로터와 여러 개의 회전식 터빈 단계가 필요하며, 이 모든 단계는 엔진에 중량, 복잡성 및 더 많은 고장 지점을 추가한다.

스크램제트 운영은 설계 특성상 초고속에 가까운 속도로 제한된다.스크램제트는 기계적 압축기가 없기 때문에 들어오는 공기를 작동 조건으로 압축하기 위해 극초음파 흐름의 높은 운동 에너지를 필요로 한다.따라서 스크램제트 추진 차량은 터보제트, 레일건 또는 로켓 엔진과 같은 다른 추진 수단에 의해 필요한 속도(보통 마하 4 정도)까지 가속해야 한다.^[31]실험용 스크램젯으로 구동되는 보잉 X-51A의 비행에서, 시험 비행선은 보잉 B-52 스트라토포트리스에 의해 비행 고도까지 끌어올려졌다가, 분리형 로켓에 의해 마하 4.5 부근까지 가속되었다.^[32]2013년 5월, 또 다른 비행은 마하 5.1의 증가 속도를 달성했다.^[33]

스크램제트는 개념적으로 단순하지만, 실제 구현은 극단적인 기술적 난제에 의해 제한된다.대기권 내 극초음속 비행은 엄청난 항력을 발생시키며, 항공기와 엔진 내에서 발견되는 온도는 주변 공기의 온도보다 훨씬 더 클 수 있다.초음속 흐름에서 연소를 유지하는 것은 연료가 주입, 혼합, 점화, 그리고 밀리초 이내에 연소되어야 하기 때문에 추가적인 난제를 야기한다.스크램제트 기술은 1950년대부터 개발되어 왔지만, 최근에야 스크램제트가 동력 비행을 성공적으로 달성했다.^[34]

기본 원리

스크램제트는 터보제트 엔진의 도달 범위를 넘어 극초음속 비행체제로 작동하도록 설계됐으며, 램제트와 함께 터보제트의 고효율과 로켓 엔진의 고속 간극을 메워준다.터보제트 엔진에서 발견되는 컴프레서 로터가 작동하려면 아음속도가 필요하기 때문에 터보마키모체 기반 엔진은 아음속에서는 매우 효율적이지만 트랜스폰스 속도에서는 점점 더 비효율적이 된다.트랜소닉에서 낮은 초음속으로의 흐름은 이러한 상태로 감속될 수 있지만, 초음속 속도에서 그렇게 하는 것은 엄청난 온도의 증가와 흐름의 총 압력의 손실을 초래한다.마하 3–4 전후로, 터보모늄은 더 이상 유용하지 않으며, 램식 압축이 선호되는 방법이 된다.^[35]

램젯은 공기의 고속 특성을 이용해 흡입구 디퓨저를 통해 가연기로 공기를 '램'으로 주입한다.트랜소닉 및 초음속 비행 속도에서는 흡입구 상류 공기가 충분히 빠르게 이동하지 못하고, 연소기로 확산되기 전에 확산기 내에서 압축된다.램젯에서의 연소는 터보제트와 비슷한 음속 이하의 속도에서 발생하지만, 그 후 연소 생산물은 수렴성 노즐을 통해 초음속까지 가속된다.램지는 기계적 압축 수단이 없기 때문에 정지 상태에서 출발할 수 없으며, 일반적으로 초음속 비행까지 충분한 압축을 달성하지 못한다.복잡한 터보마코미터의 부족은 램지트가 초음속 유량을 아음속까지 감속시키는 것과 관련된 온도 상승을 처리할 수 있게 해주지만, 이것은 지금까지 계속되고 있다: 거의 극초음속 속도에서, 온도 상승과 비효율성은 램젯 엔진에서 발견되는 크기까지의 흐름을 감속시키는 것을 방해한다.^[35]

스크램제트 엔진은 램지트와 동일한 원리로 작동하지만, 아음속 유속을 감속하지는 않는다.오히려 스크램제트 가연료는 초음속이다. 즉, 입구는 연소를 위해 마하수 이하로 유량을 감속하고, 그 후 노즐을 통해 마하수보다 더 높은 마하수까지 가속한다.감속량을 제한함으로써 엔진 내 온도는 재료와 가연성의 관점에서 모두 허용 가능한 수준으로 유지된다.그렇더라도 현재의 스크램제트 기술은 지속적인 작동을 유지하기 위해 고에너지 연료와 능동 냉각 방식을 사용해야 하며, 종종 수소와 재생 냉각 기술을 사용해야 한다.^[36]

이론

모든 스크램제트 엔진에는 유입 공기, 연료 인젝터, 연소실, 그리고 여러 가지 추력 노즐을 압축하는 흡입구가 있다.높은 정체 온도는 터빈 엔진에서 볼 수 있는 이산 엔진 부품이 아니라 집중 파동의 영역이 사용될 수 있다는 것을 의미하지만 때로는 엔진도 화염 홀더 역할을 하는 영역을 포함한다.다른 엔진은 불꽃을 피하기 위해 실레인과 같은 화로포리 연료 첨가제를 사용한다.흡입구와 연소실 사이의 아이솔레이터는 가연성 물질 내 흐름의 동질성을 개선하고 엔진의 작동 범위를 확장하기 위해 종종 포함된다.

메릴랜드 대학이 Schlierren 영상을 이용한 충격파 영상촬영은 연료 혼합물이 램젯의 충격콘과 마찬가지로 점화 전 공기를 느리게 압축하는 역압력과 충격파를 만들어 압축을 제어한다는 결론을 내렸다.영상에는 연료 흐름과 연소가 높을수록 연소기 앞에 충격파가 더 많이 형성돼 발화 전 공기가 느려지고 압축되는 현상이 나타났다.^[37]

스크램젯은 램젯을 연상시킨다.일반적인 램젯에서 엔진의 초음속 유입은 아음속 입구에서 감속한 다음 노즐을 통해 초음속까지 재가속하여 추력을 만든다.정상적인 충격에 의해 발생하는 이 감속은 전체 압력 손실을 발생시켜 램젯 엔진의 상단 작동 지점을 제한한다.

스크램제트의 경우 스크램제트 엔진에 들어가는 프리스트림 공기의 운동 에너지는 연료(예: 수소)로 공기의 산소 함량의 반응에 의해 방출되는 에너지와 대체로 비교가 된다.따라서 마하 2.5에서 연소로부터 방출되는 열은 작동 유체의 총 엔탈피의 약 10%이다.연료에 따라 공기의 운동 에너지와 잠재적 연소 열 방출은 마하 8 정도에서 동일할 것이다.따라서 스크램제트 엔진의 설계는 추력을 최대화하는 것만큼이나 항력을 최소화하는 것에 관한 것이다.

이 고속은 연소실 내의 유량 조절을 더욱 어렵게 만든다.흐름이 초음속이기 때문에 연소실의 프리스트림 내에서 다운스트림 영향은 전파되지 않는다.추력 노즐 입구의 조절은 사용 가능한 제어 기법이 아니다.실제로 연소실로 들어가는 가스 블록은 연료와 혼합되어야 하며 연소실을 통해 초심리적으로 이동하는 동안 연소된 가스가 추력 노즐을 통해 팽창하기 전에 연소실을 통해 시작과 반응을 위한 충분한 시간을 가져야 한다.이를 위해서는 유량의 압력 및 온도에 대한 엄격한 요건이 적용되며, 연료 분사 및 혼합이 매우 효율적이어야 한다.사용 가능한 동적 압력은 20 ~ 200 킬로파스칼(2.9 ~ 29.0 psi) 범위에 있으며, 여기서

${\displaystyle q={\frac {1}{1}:{2}}:\rho v^{2}}:$

어디에

q는 가스의 동적 압력이다.

ρ (rho)는 기체의 밀도다.

v는 기체의 속도다.

연료의 연소율을 일정하게 유지하려면 엔진의 압력과 온도도 일정해야 한다.이는 스크램제트 발사체에서는 속도 및 고도 범위가 크기 때문에 이를 촉진하는 기류 제어 시스템이 물리적으로 불가능하기 때문에 문제가 있다.높은 고도에서 공기 밀도가 감소하기 때문에 스크램제트는 흡기구에서 일정한 공기압을 유지하기 위해 가속할 때 특정 속도로 상승해야 한다.이 최적의 상승/하강 프로필은 "일정한 동적 압력 경로"라고 불린다.스크램제트는 75km 고도까지 작동할 수 있을 것으로 생각된다.^[38]

연료 주입과 관리 또한 잠재적으로 복잡하다.한 가지 가능성은 동체에 의해 가열된 터보 펌프에 의해 연료가 100bar까지 가압되어 터빈을 통해 보내지고 노즐에 의해 공기보다 더 빠른 속도로 가속되는 것이다.공기 흐름과 연료 흐름은 빗과 같은 구조로 교차되어 큰 인터페이스를 생성한다.연료의 빠른 속도에 의한 난류는 추가적인 혼합으로 이어진다.등유와 같은 복잡한 연료는 연소를 완성하기 위해 긴 엔진이 필요하다.

스크램젯이 작동할 수 있는 최소 마하 번호는 압축된 흐름이 연료를 태울 수 있을 만큼 충분히 뜨겁고 공기가 엔진 뒤쪽으로 이동하기 전에 반응이 끝날 정도로 충분히 높은 압력을 가해야 한다는 사실에 의해 제한된다.또한 스크램제트라고 불리기 위해서는 압축된 흐름이 연소 후에도 여전히 초음속이어야 한다.여기서 두 가지 한계를 준수해야 한다.첫째, 초음속 유량이 압축되면 속도가 느려지기 때문에 압축 수준은 마하 1 이하로 가스가 느려지지 않도록 충분히 낮아야 한다(또는 초기 속도가 충분히 높아야 한다).스크램제트 내의 가스가 마하 1 이하로 떨어지면 엔진이 "차크"되어 연소실의 아음속 흐름으로 전환된다.이 효과는 목구멍으로 인한 파도를 쉽게 관찰할 수 있기 때문에 스크램제트에 대한 실험자들 사이에서 잘 알려져 있다.또한 엔진의 압력과 온도가 갑자기 증가하면 연소 가속이 되어 연소실이 폭발할 수 있다.

둘째, 연소에 의한 가스의 가열은 가스가 여전히 같은 속도로 이동 중임에도 가스의 음속(그리고 마하 수 감소)을 증가시킨다.이러한 방식으로 마하 1에 따라 연소실의 공기 흐름 속도를 강제하는 것을 "열 질식"이라고 한다.순수 스크램제트는 6–8의 마하 수치로 작동할 수 있다는 것은 분명하지만,^[39] 하한에서는 스크램제트의 정의에 따라 다르다.듀얼 모드 스크램제트로 알려진 마하 3–6 범위에서 램제트가 스크램제트로 변환하는 엔진 설계가 있다.^[40]그러나 이 범위에서 엔진은 여전히 램젯 유형의 아음속 연소로부터 상당한 추력을 받고 있다.

높은 비행시험 비용과 지상 설비의 사용 불가로 스크램제트 개발이 지연되고 있다.Scramjet에 대한 많은 실험 작업이 극저온 설비, 직접 연결 시험 또는 버너에서 수행되었으며, 각각의 실험은 엔진 작동의 한 측면을 시뮬레이션한다.또한, 유리 설비(공기^[41] 불순물 제어 능력 포함), 저장 가열 설비, 아크 설비 및 다양한 유형의 충격 터널은 각각 Scramjet 작동의 완벽한 시뮬레이션을 방해하는 한계를 가지고 있다.HyShot 비행 시험은 저온 모델과 짧은 시험 시간을 가졌음에도 불구하고 T4와 HEG 충격 터널에서 1:1 조건 시뮬레이션의 관련성을 보여주었다.NASA-CIAM 시험은 CIAM의 C-16 V/K 시설에 대해 유사한 검증을 제공했으며, Hyper-X 프로젝트는 랭글리 AHSTF,^[42] CHSTF ^[43]및 8ft(2.4m) HTT에 대해서도 유사한 검증을 제공할 것으로 예상된다.

컴퓨터 유체 역학은 스크램제트 작동 문제를 해결하는데 있어서 합리적인 계산을 할 수 있는 위치에 최근에야 도달했다.경계층 모델링, 난류 혼합, 2상 흐름, 흐름 분리, 실제 가스 공기역학 등은 CFD의 최첨단에서 계속 문제가 되고 있다.또한, 수소와 같은 매우 빠른 반응 종을 가진 운동 제한 연소의 모델링은 계산 자원에 대한 심각한 요구를 야기한다.^{[citation needed]}반응 체계는 수적으로 경직되어 대응 체계가 축소되어야 한다.^{[clarification needed]}

스크램젯 실험의 많은 부분이 여전히 분류되어 있다.1968년에서 1974년 사이에 SCRAM 엔진을 가진 미국 해군과 X-43A를 가진 Hyper-X 프로그램을 포함한 몇몇 단체들은 스크램젯 기술의 성공적인 시범을 주장했다.이러한 결과는 공개적으로 발표되지 않았기 때문에 검증되지 않은 상태로 남아 있고 스크램제트 엔진의 최종 설계 방법은 여전히 존재하지 않는다.

스크램제트 엔진의 최종 적용은 스크램제트의 작동 범위 밖에서 작동할 수 있는 엔진과 연계될 가능성이 높다.^{[citation needed]}듀얼모드 스크램제트는 저속운전을 위해 아음속 연소와 초음속 연소를 결합하고, 로켓 기반 복합 사이클(RBCC) 엔진은 스크램제트로 기존 로켓 추진력을 보완해 스크램제트 흐름에 산화제가 추가될 수 있도록 했다.RBCC는 스크램제트의 작동 범위를 다른 방법보다 더 빠른 속도 또는 낮은 흡기 동적 압력으로 확장할 수 있는 가능성을 제공한다.

스크램제트의 장단점

이점

1. 산소를 운반할 필요가 없음
2. 회전 부품이 없어 터보제트보다 제조가 용이
3. 로켓 엔진보다 더 높은 특정 임펄스(추진체 단위당 추진력 변화)를 가지고 있다. 일반적으로 로켓은 약 450초 이하를 제공한다.^[44]
4. 더 빠른 속도는 미래에 우주에 대한 더 저렴한 접근을 의미할 수 있다.

특수 냉각 및 재료

대기를 통해 대부분 수직으로 빠르게 지나가는 로켓이나 훨씬 낮은 속도로 날아가는 터보제트나 램제트와 달리 극초음속 공기호흡 차량은 최적으로 '우울한 궤도'를 비행해 극초음속도로 대기권 내에 머물게 된다.스크램제트는 추력 대 중량 비율이 보통이기 때문에 가속도가 제한될 수 있다.^[45]따라서 초음속에서의 대기 시간은 상당할 것이며, 아마도 15~30분 정도 될 것이다.우주선 재진입 우주선과 유사하게, 열절연은 우주왕복선보다는 적지만 일반적인 우주 캡슐보다 더 긴 기간 동안 보호가 필요한 만만치 않은 작업이 될 것이다.

신소재는 고온에서 단열이 잘 되지만 그 과정에서 희생하는 경우가 많다.따라서, 연구는 종종 "능동 냉각"에 대한 계획을 세우는데, 이 계획에서는 차량 피부 전체에 순환하는 냉각수가 분해되는 것을 방지한다.흔히 냉각수는 연료 그 자체로, 현대 로켓이 엔진의 냉각수로 자체 연료와 산화제를 사용하는 것과 거의 같은 방식으로 사용된다.모든 냉각 시스템은 발사 시스템에 무게와 복잡성을 가중시킨다.이러한 방식으로 스크램제트를 냉각하면 엔진에 들어가기 전에 연료에 열이 추가되기 때문에 효율이 높아질 수 있지만 복잡성과 중량이 증가하여 궁극적으로 성능 이득보다 클 수 있다.

차량 성능

이 절은 출처를 인용하지 않는다. 신뢰할 수 있는 출처에 인용문을 추가하여 이 섹션을 개선할 수 있도록 도와주십시오. 조달되지 않은 재료는 도전하여 제거할 수 있다. (2010년 4월) (이 템플릿 메시지를 제거하는 방법과 시기 학습)

발사체계의 성능은 복잡하고 무게에 따라 크게 좌우된다.일반적으로 기장은 주어진 엔진과 연료에 대한 범위(${\displaystyle }$ ${\displaystyle$ $R$$}),$ 궤도 반지름(${\displaystyle }$ ${\displaystyle$ R$\})$ 또는 페이로드 중량 분율( $([\displaystyle \Gamma$ $\}\})$을 최대화하도록 설계된다.이로 인해 엔진의 효율성(이륙 연료 중량)과 엔진의 복잡성(이륙 건조 중량) 사이에 트레이드오프가 발생하며, 이는 다음과 같이 표현될 수 있다.

${\displaystyle \Pi _{\text{e}+\Pi _{\text{f}+{\frac {1}{\Gamma }=1}$

위치:

• ${\displaystyle {\mathrm{\pi }}_{}}$ ${\displaystyle e_{}}$= ${\displaystyle m\frac{{}_{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{{\text{빈}}_{}}{}}$ m ${\displaystyle \frac{{\text{이니셜}}_{}}{}}$ ${\$은 빈 질량분수로 상부구조, 탱커지 및 엔진의 무게를 나타낸다.
• ${\displaystyle {\pi f}_{}}$= ${\displaystyle m\frac{{}_{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{{\text{연료}}_{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{{}_{}}{{}_{}}}$ ${\displaystyle \frac{{\text{이니셜}}_{}}{}}$ ${\$은 연료량 분율이며, 발사 중에 소비되는 연료, 산화제 및 기타 물질의 무게를 나타낸다.
• ${\displaystyle \mathrm{\gamma }}$= ${\displaystyle m\frac{{}_{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{{\text{초기}}_{}}{}}$ m ${\displaystyle \frac{{\text{페이로드}}_{}}{}}$ ${\$은 초기$$ 질량 비로서 페이로드 질량 분율의 역이다.이는 차량이 목적지에 전달할 수 있는 페이로드 양을 나타낸다.

A scramjet increases the mass of the motor ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}}$ over a rocket, and decreases the mass of the fuel ${\displaystyle \Pi _{\text{f}}}$. It can be difficult to decide whether this will result in an increased ${\displaystyle \Gamma }$ (which would be an increased payload delivered to a des일정한 차량 이륙 중량에 대한 계량).스크램젯을 구동하는 노력의 이면에 있는 논리는 (예를 들어) 연료의 감소는 총 중량을 30% 감소시키는 반면, 증가된 엔진 중량은 차량 총 중량에 10%를 더한다는 것이다.불행히도 차량의 질량 또는 효율성 변화 계산의 불확실성은 너무 커서 엔진 효율 또는 질량에 대한 약간 다른 가정은 스크램제트 동력 차량에 대해 또는 그에 대해 동등하게 좋은 논거를 제공할 수 있다.

또한 새 구성의 드래그도 고려해야 한다.전체 구성의 드래그는 차량 드래그(${\displaystyle }$ ${\displaystyle$ D$\})$와 엔진 설치 드래그(${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle e_{}}$ ${\$의 합으로 간주할 수 있다.$$설치 드래그는 전통적으로 엔진 제트로 인한 필라온과 결합된 흐름에서 발생하며 스로틀 설정의 기능이다.따라서 흔히 다음과 같이 쓰여진다.

${\displaystyle D_{\text{e}=\phi _{\text{e}}F}$

위치:

• ${\displaystyle {\varphi }_{}}$ ${\displaystyle e_{}}$ ${\$은(는) 손실 계수임
• ${\displaystyle F}$ ${\displaystyle F}$는 엔진의 스러스트임

공기역학 본체에 강하게 통합된 엔진의 경우 알려진 베이스 구성으로부터의 드래그 차이로서 (${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle e_{}}$ ${\$를 생각하는 것이 더 편리할 수 있다.

전체 엔진 효율은 엔진의 특정 임펄스 측면에서 0과 1 사이의 값(${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {0\mathrm{}}_{}}$ ${\$으로 나타낼 수 있다.$$

${\displaystyle \eta _{0}={\frac {g_{0}}}V_{0}}{h_{\text{PR}}}}I_{\text{sp}}={\frac {\mbox{Trust power}{\mbox{화학 에너지 비율}}}}}}}}}$

위치:

• ${\displaystyle g_{}}$ ${\displaystyle {0\mathrm{}}_{}}$ ${\$은(는) 지면 높이에서 중력에 의한 가속이다$$.
• ${\displaystyle V_{}}$ ${\displaystyle {0\mathrm{}}_{}}$ ${\$은(는) 차량 속도임
• ${\displaystyle I_{}}$ ${\displaystyle {\text{sp}}_{}}$ ${\$이(가) 특정 충동임
• ${\$$PR}}$은(는) 연료 반응열이다.

특정 임펄스는 로켓의 효율 단위로 자주 이용되는데, 로켓의 경우 특정 임펄스, 특정 연료 소비량, 배기 속도 사이에 직접적인 관계가 있기 때문이다.이러한 직접적인 관계는 일반적으로 공기호흡 엔진에는 존재하지 않으며, 따라서 구체적인 충동은 문헌에 덜 사용된다.공기호흡 엔진의 경우 $\eta {\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {0\mathrm{}}_{}}$ ${\$과 I ${\displaystyle {\text{sp}}_{}}$ ${\$ 모두 속도의 함수라는$$ 점에 유의하십시오.

로켓 엔진의 특정 임펄스는 속도와 무관하며 공통값은 200~600초(우주왕복선 주엔진의 경우 450초)이다.스크램제트의 특정 임펄스는 속도에 따라 다르며 문헌의 값은 다르지만 ^{[citation needed]}약 1200초에서 시작하여 고속에서 감소한다.^{[citation needed]}

단일 단계 차량의 단순한 경우, 연료 질량 분율은 다음과 같이 표현할 수 있다.

${\displaystyle {\mathrm{<font\; class=""\; match\_id="391">\Pi </font>}}_{\text{f}}<font\; class=""\; match\_id="392">=</font>1<font\; class=""\; match\_id="393">-</font>\mathrm{<font\; class=""\; match\_id="394">생략하다</font>}<font\; class=""\; match\_id="395"></font><font\; class=""\; match\_id="396">[</font><font\; class=""\; match\_id="397">-</font>\frac{<font\; class=""\; match\_id="398">(</font>\frac{V_{}^{}}{}}{}}$