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램제트와 스크램제트 추진기술의 발전 과정 ( 상 )
머리말 1.
역사 와 기술 검토 (history) (technology reviews) 는 많은 실제적 이유에서 쓰여 지고 또한 읽혀지고 있
다 그 중에는 첨단 기술개발에 종사하는 관리자 및 기술자에 있어서 그 유용성도 포함된다 역사가 되풀이 . .
되는 것은 아니지만 유사한 상황은 흔히 유사한 결과를 가지며 과거 기술개발에 대한 주의 깊은 연구는 , ,
예기치 않은 함정을 인식하고 피할 수 있도록 하여 원하는 결과를 보다 더 있음직하게 만들어 줄 수 있다.
여하튼간에 역사에 대한 연구는 현행 문제점을 보다 분명히 보게 한다 연구개발의 순환성 때문에 어떤 것 . ,
은 몇 번이나 재발견되어야만 했다는 것은 주목할 만하다 이것은 실제적이고 희생이 큰 문제이며 이를 피 . ,
하기 위한 협력적 노력이 없이는 장래에는 더 악화되기가 쉽다 해결방안들이 제안되어왔으며 여기에는 각 . ,
분야에서의 현황 지식팽창을 보다 다루기 쉽도록 가공하는 방안을 강구하는 것 그리고 (staying current), ,
신기술을 산업계에 가용하도록 만드는 것 등이 포함되어 있다 이러한 관점에서 역사에 관한 이 글은 공기 . ,
흡입식 추진 개발에 관련된 것 중에서 선별한 다수의 뛰어난 기록물에 근거를 두고 있으며 지난 년에 , 100
서 램제트 기술의 역사가 얼마나 멀리 왔는가를 이해하는데 도움을 주기위해 수집 제시한 것이다 / .
램제트 기술은 초기의 단순한 아음속 나는 연통 으로부터 오늘날 군용 및 우주접근 ‘ (flying stovepipe)’
비행체 설계에 내포된 복잡한 컴바인드 혹은 혼합 사이클 개념에서의 그 역할에 이르 (combined) (mixed)
기까지 발전되어 왔다 이러한 진화는 단순히 햇수보다는 훨씬 더 멀리 걸쳐 있고 또한 개발 기술에 있어 . ,
서는 거대한 대변혁이다 여기서는 이 진화의 개략적인 검토를 보여주고 있으며 엄정한 기술은 이 글의 범 . ,
위를 벗어난다.
인간이 날고자 한 욕망의 역사는 고대 그리스 신화학자의 상상에서부터 수많은 유명인들의 생각 설계 , ,
데이터 그리고 경험을 거쳐 다양한 방식으로 기여를 한 모든 사람을 통해 년 형제가 최초의 , , 1903 Wright
동력 수평비행 시범을 실시하기까지 진화되었다 램제트 추진에 관한 최초의 언급은 년부터 시작하기 . 1913
때문에 이러한 비행역사는 램제트 기술의 진화를 개시한 촉매가 된 것으로 볼 수 있다 , .
전세계 램제트 기술의 진화 발전에 관한 검토는 램제트 엔진 형식 작동 및 동기로부터 시작한다 램제트 / , .
개발 역사를 검토하고 국제간의 주요 개발 프로그램을 검토한다 마지막으로 램제트 설계 기술의 성숙에 , .
관한 검토와 램제트 스크램제트 혼합 사이클 기술의 일반현황을 끝으로 논의를 마친다 이 글은 상 중 하 / / . , ,
편 회로 나눠 게재할 예정이다 3 .
표 은 램제트와 스크램제트 추진 그리고 엔진설계의 성숙에 중대한 영향을 주는 핵심 가용화 1 (enabling)
기술 구성품 또는 사건을 요약한 것이다 이러한 중요 요소들은 앞으로 보다 자세히 논의될 것이며 예를 , , . ,
들면 공기 유도 시스템 비행체 공기역학 연소기 설계 및 재료 연료 분사 및 혼합 고체추진제 부스터 , , , , , ,
방출 및 비방출 구성품 열화학적 및 엔진 성능 모델링 그리고 지상시험 설비 및 방법 등이 포함된다 , , .
고속 공기역학 해석
코드 해석 및 검증 방법론 - CFD
외부 및 내부 유동 ( )
개선된 설계 도구 및 기법 -
추진 기체 통합 재료 및 열관리 / ,
코드 해석 및 검증 방법론 - CFD
고온 금속 및 합금 -
고온 구조물 -
수동 및 능동 냉각 -
탄소 탄소 및 세라믹 금속 기지 복합재료 - /
공기 유도 시스템 기술
고정식 및 가변형 구조 -
아음속 내부 외부 덕티드 초음속 및 - , /
이중유로 설계 (dual-flowpath)
혼합 사이클 유로 개발 -
개선된 설계 도구 기체와의 통합 - /
재료 개선 특히 카울 영역 - , (cowl)
고체추진제 부스터 기술
직렬 부스터 -
일체형 로켓 램제트 부스터 - -
램제트 - self-boosted
혼합 사이클 등 ( RBCC, TBCC )
연소기 기술
설계 개선 수단 및 기법 -
예로 연료 및 열전달 분포 ( , mapping)
단열재 개선 - (ablative, nonablative)
첨단 구조재료 -
연소점화 및 혼합 - , piloting flameholding,
방출 및 비방출 구성품 기술
유입구 및 배출구 덮개 -
고정식 가변식 구조 노즐 기술 - /
램제트 스크램제트 연료 /
고 에너지 액체 및 고체 연료 -
저온 액체연료 -
흡열 연료 -
열화학 모델링 및 시뮬레이션 개발
열화학 표 - (tables)
램제트 사이클 해석 및 성능 모델링 -
연료 관리 시스템
액체연료 분사 및 혼합 -
분사기 개선 작동범위 확장 - ; , tailoring of
분산 atomization, spray
고체 램제트 및 덕티드 로켓 연료 그레인 -
설계
고체 덕티드 로켓 연료가 설계 - (fuel value)
가변구조 분사 시스템 특히 덕티드 로켓 - ( , )
공급 계통 개선 터보펌프 포함 - ( )
피드백 제어시스템 개선 -
지상시험 방법론
직접연결 - (Direct-connect)
반 자유흐름 및 - (semifreejet) freejet
유입공기 품질 개선 - (airflow)
계측 개선 -
전 산 도구 및 비행시험 상관 - (correlation)
표 램제트 추진에 있어서 상위 가지 가용화 기술 1. 10
램제트 설계와 작동 개념 2.
가 램제트 추진 시스템 개요 .
램제트는 그 개념이 단순한데 램 효과 에 의해 흡입공기를 압축시키고 가속시키기 위해 고 , (ram effect)
정된 구성품을 사용한다 램제트는 터빈엔진의 특징인 회전부품이 없기 때문에 나는 연통이라고 불러왔다 . .
램제트는 정지출발에서는 작동할 수 없고 먼저 다른 추진 수단에 의해 고속으로 가속되어야 하기 때문에
공기압축 방법에서 그 명칭을 가지게 되었다 공기는 유입구와 디퓨저 로 들어가고 이들은 압축기 . (diffuser) ,
와 같은 용도로 사용된다 압축은 속도에 의존하고 비행체 속력에 따라 급격하게 증가한다 연소실에 도달 . .
한 공기는 분사된 연료와 혼합된다 이 혼합물은 화염을 안정화시키는 화염유지기 내에서 점 . (flameholder)
화 및 연소되고 또한 그 도움을 받게 된다 연료가 연소함으로써 가스에 열 에너지를 주고 이 가스는 유입 . ,
공기보다 더 큰 속력으로 노즐을 통해 고속으로 팽창하며 이것이 전방향 추력을 생성한다 추력은 압축에 , .
크게 의존하기 때문에 램제트는 사이클을 시작하기 위해 전방향 속도를 필요로 한다 통상적으로 부스터 , .
로켓 외부적으로 혹은 내부적으로 장착 이 이를 제공한다 모든 현대식 램제트 미사일은 일체형 ( ) . (integral)
로켓 램제트 개념을 사용하며 이는 후방 연소실 혹은 혼합실에 고체추진제를 내포하여 램제트 작동조건으 - , ,
로 비행체를 급가속 시킨다 로켓의 압력이 감쇠하게 되면 노즐과 관련 구성품은 버려지고 램제트 동력이 . ,
시작된다 배출물이 적게 부스터를 설계하는 데 는 체적 성능 그리고 . (low ejecta booster design trades) , ,
운용 고려사항 등과의 절충으로 덜 효율적인 램제트 노즐을 사용하는 방안을 선택할 수 있다 그림 은 램 . 1
제트 동력 사이클의 요소와 흐름경로를 예시하고 있다 측위점 지정은 일찌감치 시작됨을 알 수 . (station)
있다.
그림 램제트 동력 사이클 요소 및 유동경로 1.
그림 는 전형적인 마하수 고도 공기흡입 비행 통로 를 보여주고 있다 내부 덕트 압력 표피 2 - (corridor) . ,
온도 그리고 동압하중이 복합되어 비행조건이 점점 심하게 됨으로써 설계과제는 더욱 복잡 다난하게 된다 , .
이러한 제약조건들은 복합되어 공기 램 압축을 이용하는 비행에 적합한 가능 조건을 좁은 통로의 영역으로 ,
한정하게 된다 양호한 연소를 위해 연소기 내에 적당한 정압을 제공하고 일반적으로 기압 이상 충분 . ( 1/2 )
한 추력을 제공하기 위해서는 로켓에 비해 비교적 높은 동압 , 가 요구된다 속력이 증가함에 따라 기계적 . ,
압축의 필요성은 덜해진다 상부 경계는 저 연소효율 및 연료 공기 비율 범위가 좁은 영역으로 특징지워지 . /
며 이것으로 연소한계가 확립된다 하부 경계는 높은 표피온도 및 압력하중의 영역이며 이로써 설계 및 , . ,
재료의 한계가 확립된다 그림 영역 중에서 멀리 오른쪽의 마하수가 큰 모서리 부분은 극도의 해리 영역으 .
로서 이곳에서는 비평형 흐름이 압축 램프 유동에 영향을 주고 선단부 가열속도 증 , (ramp) (leading-edge)
대를 유발하며 유입 흐름의 왜곡을 만들 수 있는 한편 연료 분사 및 혼합 연소화학 그리고 결국에는 성 , , ,
능에 영향을 미친다 마하수가 매우 낮은 영역에서는 저 압축비 영역이 형성된다 이 글의 마지막 부분에서 . .
보다 자세히 고찰하게 될 램제트 작동범위 의 현행 상태는 초기 연혁에서부터 (operational envelope)
년대를 거쳐 오늘에 이르기까지 급격한 팽창을 보게 되었다 1980 .
그림 전형적인 공기흡입식 비행 통로 2.
기본적인 램제트 엔진은 유입구 디퓨저 연소기 및 노즐로 구성된다 그림 참조 유입구는 공기를 수 , , ( 1 ).
집하여 압축하고 이를 디퓨저를 통해 속도를 감속시켜 연소기로 내보내며 이로써 램 압력이 생성되고 온도 ,
상승이 생긴다 연소기는 연료의 분사 및 연소에 의해 압축공기에 열과 질량을 더해준다 최종적으로 노즐 . .
은 고온 연소생성물 에너지의 일부를 운동에너지로 변환시켜 추력을 생산한다 램제트는 단지 전방향으로의 .
운동에만 의존해서 공기를 압축하기 때문에 엔진 자체는 움직이는 부품을 갖지 않으며 터보제트 엔진보다 , ,
더 높은 마하수 능력을 제공한다 그렇지만 터보제트나 로켓 엔진과는 달리 램제트는 초음속 작동영역까지 .
가속시켜주기 위해 보조 부스트 시스템을 필요로 한다.
로켓 대신에 공기흡입식 엔진을 사용하는 데는 여러 가지 이유가 있다 연료의 연소에 필요한 모든 산화 .
제는 대기로부터 나오고 엔진은 로켓에 비해 대부분의 비행에서 훨씬 더 높은 엔진효율과 보다 장거리의 ,
동력비행을 제공한다 효율적인 순항 및 가속을 위한 추력 조정 이 있고 엔진은 동력 . (thrust modulation) ,
비행경로를 효율적으로 변경할 수 있는 능력과 기동성을 가지며 단순히 재생 가능한 것이 , (refurbishable)
아니라 재사용 가능 하다 또한 우주접근 용으로서는 짧은 순환시간 이 특징이 (reusable) . (turnaround time)
며 단위 탑재중량당 배의 비용절감 잠재력을 갖고 있다 , 10~100 .
스크램제트의 응용으로서는 극초음속 순항 비행체 극초음속 미사일 우주발사용 공기흡입식 부스터 등이 , ,
가능하다 수소 연료는 높은 에너지 함유량 빠른 반응 그리고 뛰어난 냉각능력 때문에 고 마하수 응용으 . , ,
로서 바람직하다 극초음속 미사일용과 마하 아래에서 작동하는 공기흡입식 시스템용으로는 체적 및 운 . 6
용상의 제약조건 때문에 탄화수소 연료가 더 좋다 흡열 탄화수소 연료의 향상된 냉각능력을 이용할 경우 . ,
탄화수소 연료 미사일 및 비행체의 최대속력을 마하 까지 증대시킬 수 있다 스크램제트 추진 비행체로서 8 .
의 매력적인 임무로는 원거리발사 신속반응 무기로서의 마하 순항미사일 장거리 순항미사일 원거리발사 8 , ,
신속반응 무기의 부스트 추진 우주접근용 공기흡입식 부스터 등이 포함된다 , .
나 아음속 연소 램제트 사이클 거동 . ( )
그림 과 는 아음속 연소 램제트와 하이브리드 혹은 컴바인드 사이클 변형의 개념적 개략도를 3 4 (hybrid)
나타낸 것이다 그림 는 전통적인 캔 모양 램제트 액체연료 램제트 . 3a (CRJ : Can-type Ramjet), (LFRJ :
그리고 직렬식 부스터가 부착된 기체연료 램제트 Liquid-Fueled Ramjet), (GFRJ : Gaseous-Fueled
를 보이고 있다 직렬식 부스터는 순전히 램제트 혼자로는 제공할 수 없는 정적 및 저속 추력을 제 Ramjet) .
공하기 위해 요구된다 여기서 . 이지만 공기는 수직 충격파를 통해 아음속 전형적으로 마하 , (
으로 확산된 후 에 도달하게 된다 그런 다음 연료가 분사되고 낮은 아음속 하에서 공기 0.3~0.4) station 4 .
와 함께 연소한 뒤 기하학적인 목( 과 출구 노즐 ) ( 을 통해 재가속된다 이 경우를 포함해서 ) .
모든 아음속 연소 램제트에 있어서 수직 충격파의 위치는 비행속력 포획공기 유입구의 종말 수직충격파에 , ,
이르기까지의 총 압력손실 열 추가량 유입구 경계층 및 유동 왜곡 그리고 출구 노즐목 크기에 의해 결정 , , ,
된다.
그림 속성별 램제트 엔진 개략도 3.
이 개념에 대한 보다 최근의 대안은 부스트와 서스테인 비행단계용으로 공통의 연소실을 사용하는 것으
로 보통 일체형 로켓 램제트 라고 한다 이것은 일반적으로 연 , (IRR : Integral Rocket Ramjet) . can-type
소기가 아니라 연소기를 필요로 하지만 램제트의 작동 사이클은 동일하다 그림 는 액체연 dump-type , . 3b
료 에 대한 개략적인 개념도이고 그림 는 고체연료 을 나타내고 있다 어떤 용 IRR(LFIRR) , 3c IRR(SFIRR) .
도에서는 연료공급의 단순성 때문에 이 또는 보다 더 선호되지만 이는 단지 연 SFIRR LFIRR, GFRJ, CRJ ,
료 조절 요구조건이 최소한일 때 즉 비행 고도 및 마하수 변동이 제한될 때에만 해당된다 그림 (throttling) .
에서 형태로 보여주고 있는 에어 덕티드 로켓 은 동일한 엔진 사이클 3d IRR - (ADR : Air-Ducted Rocket)
원리 하에서 작동한다 여기서 연료성분이 농후한 단일추진제 는 아음속 연소기에 중저압 . (monopropellant)
의 의 기체상태 연료를 생성 공급하는데 사용된다 은 일반적으로 (low-to-moderate pressure) / . ADR
의 연료공급 단순성과 혹은 의 자유로운 조절능력 사 SFIRR LFIRR, GFRJ CRJ (unlimited throttleability)
이의 타협에 따라 선택된다 은 대체로 연료의 총 역적이 동력비행 거리에 악영향을 주지 않을 때 사 . ADR
용된다 또는 의 성능은 통상 예시된 다른 종의 변형에 비해 우월하다 . LFIRR GFRJ 4 .
그림 에 개념적으로 도시한 램제트가 비록 실행 가능한 비행체 추진 시스템이지만 어느 것도 정적 추력 3
을 생성할 수는 없다 그림 는 이것이 가능한 종류의 하이브리드 혹은 컴바인드 사이클 램제트 엔진 사 . 4 3
이클을 보여주고 있다 처음에 보인 그림 는 주 램제트 엔진 내에 터보제트 엔진을 내포하고 있으며 보 . 4a ,
통은 액체연료가 사용되고 에어 터보램제트 라고 부른다 여기서 터보제트는 이 - (ATRJ : Air-Turboramjet) .
륙시에 그리고 요구될 경우 착륙시에 요구되는 정적 및 저속 추력을 생성하며 초음속에서는 주 램제트 유 ( ) ,
동으로부터 격리될 수도 있고 또는 격리되지 않을 수도 있다 의 대안이 되고 있는 . ATRJ ATR(Air-
에서는 터빈을 구동하고 또한 램제트용 기체상태 연료를 제공하기 위해 중저압 로켓모터가 Turborocket)
사용된다 그림 참조 터빈은 다시 압축기를 구동시켜 결국 정적 추력을 생성한다 초음속에서 압축기는 ( 4b ). .
다시 주 램제트 흐름으로부터 격리될 수 있으며 터빈은 공회전하여 비행체는 일종의 로 작동할 수 있 , ADR
다 마지막으로 를 그림 에 보이고 있다 여기서 로켓모터 혹은 가스발생기는 보통 . ERJ(Ejector Ramjet) 4c .
연료성분이 농후한 고압의 초음속 일차 혹은 이젝터 유동을 생성하며 이는 다시 이차 공기를 유 (ejector) ,
도하여 정적 상태에서도 엔진을 통해 흐르게 한다 그런 다음 이젝터 유출물과 공기가 섞여 연소하고 전체 . (
적으로 아음속에서 최종적으로 축소 확대부 출구 노즐에서 팽창한다 ) - .
그림 하이브리드 혼합 사이클 램제트의 유형 4. ( )
일체형 로켓 램제트 엔진에는 그림 에 보인 바와 같이 기본적으로 가지 종류 즉 고체연료 램제 / 3 3 LFRJ,
트 그리고 덕티드 로켓 이 있다 에서 탄화수소 연료는 화염유지기 앞 또는 덤프 연소기에 (SFRJ), (DR) . LFRJ
들어가기 직전 유입구 덕트 내에서 분사된다 에서 고체 램제트 연료는 연소기의 바깥벽을 따라서 주 . SFRJ
조되고 고체로켓 추진제는 고체 램제트 연료와 자신을 분리시키는 장벽 상에 주조된다 이 경우 삭 , (barrier) .
마에 의한 연료분사가 연소 과정과 연계된다 좋은 연소효율을 얻기 위해서 후방 혼합기 혹은 다른 보조수 .
단을 사용하는 것이 보통이다 은 고체연료 가스발생기 램제트이며 연료가 농후한 고온 가스를 연소기 . DR ,
부분에 공급한다 이것은 화염 불씨 를 제공하고 혼합 및 전압 회복 증대화를 위해 일차 연료 . (piloting) ( ) 全壓
의 운동량을 이용한다 일차 연료 분사에 조절밸브를 부가함으로써 성능을 개선할 수 있으며 이로써 . DR ,
큰 추력비 를 가능하게 한다 이는 유량제어형 로 알려 (turndown ratio) . DR(VFDR : Variable Flow DR)
져 있다.
다 초음속 연소 스크램제트 사이클 거동 . ( )
초음속 연소 엔진으로 방향을 돌려 그림 는 속성적인 스크램제트 엔진과 종류의 하이브리드 변형을 , 5 2
보여주고 있다 그림 는 전통적인 스크램제트 엔진을 나타내며 초음속 혹은 극초음속 공기는 . 5a , station4
에서 보다 낮은 그렇지만 여전히 초음속으로 확산된다 그런 다음 벽 구멍 홈 파일론 등 그리고 또는 흐 . ( , , ) /
름 내 돌출부 지주 관 파일론 등 로부터 연료 액체 또는 기체 가 분사되고 일반적으로 단면적이 커지는 ( , , ) ( ) ,
연소기 내에서 공기와 혼합해서 연소한다 아음속 연소 램제트의 종말 수직충격파와는 달리 스크램제트 . ,
연소기 내에서의 열 추가 및 면적 확대의 복합효과에다가 기하학적인 노즐목의 부재 가 더해짐으로 ( ) 不在
써 연소기 입구와 그 상류에 일련의 충격파 열 이 생성 존재하게 되며 그 강도는 수직파 등 , (shock train) / ,
가치와 충격파 부재 사이에서 변할 수 있다 이 충격파 시스템의 강도는 비행조건 유입구 압축 혹은 유입 . ,
구 출구 마하수 전체적인 엔진 연료 공기 비율 , / 그리고 초음속 연소기 면적비 , ( 에 )
의존한다.
그림 유형별 초음속 연소 엔진의 개략도 5.
강도가 변동하는 충격파가 존재하는 초음속 공기흐름에서의 열 추가와 더불어 기하학적인 노즐목의 부재
라고 하는 독특한 조합을 통해 스크램제트는 광범위한 비행조건에 걸쳐 효율적으로 작동이 가능한데 낮은 , ,
비행 마하수( 에서는 노즐없는 아음속 연소 램제트로서 그리고 보다 높은 비행 마하수 = 3~6) , ( ＞
에서는 초음속 연소 램제트로서 작동한다 낮은 5) . 와 높은 에서 연소 과정은 통상적인 아음속 연 ,
소 램제트의 경우와 유사하게 수직 충격파에 상당하는 것을 생성하고 처음에는 아음속이지만 음속이나 초 ,
음속으로 가속하여 연소기 를 빠져나가며 이는 노즐목의 필요성을 배제한다 (diverging area combustor) , .
동일한 에서 이 감소함에 따라 예비연소 충격파의 강도 역시 약 경사충격파에 상당하는 것으 , () 弱
로 감소하게 될 것이고 연소과정은 전적으로 초음속이다 높은 , . 에서 충격파 시스템의 강도는 , 에
상관없이 항상 약 경사충격파나 혹은 충격파가 없는 경우에 상당한다 이를 이중모드 연소라고 지칭하고 있 .
으며 액체 탄화수소 연료의 경우 , 에서 = 3 까지 그리고 기체 수소 연료의 경우 궤도속 = 8~10 ( )
력에 이르기까지 효율적인 엔진 작동을 가능하게 한다 액체연료 사이클에서의 상한은 물론 높은 온도에서 .
의 해리 및 이온화 핵종에 의한 에너지 소모에 기인하며 이는 연료의 추가 예를 들어 이원자 분자의 경우 , (
수소 에 의해 보상되지 않는다 ) .
그림 의 초음속 연소 램제트 스크램제트 엔진은 극초음속 공기흡입식 엔진으로 연료 공기의 연소에 따 5 ( ) , /
른 열 추가가 초음속 엔진에 관해서 흐름에서 일어난다 수소연료와 가변구조를 사용하는 스크램제트 엔진 ( ) .
의 잠재적 성능은 에서 이상까지 광범위한 마하수에 걸쳐있다 탄화수소 연료를 사용하는 스 = 4 15 .
크램제트 미사일은 유입구 시작을 위한 장치를 제하고는 중량과 복잡성을 최소화하기 위해 보통 고정식 구 ,
조 를 하게 된다 가변형 구조 스크램제트는 성능을 다소 향상시킬 수 있고 넓은 마하수 범위가 (geometry) . ,
요구되는 비행체 응용에 더 적합하다 축대칭과 차원 스크램제트 모두 개발되었다 축대칭 엔진은 보통 중 . 2 .
량이 보다 가볍지만 항력이 큰 엔진에 더 전형적이며 차원 엔진은 비행체 동체에 보다 ‘pod-mounted’ , 2
더 용이하게 통합될 수 있다.
유입되는 공기흐름이 다중 충격파 흡입 시스템에 의해 아음속으로 감속하게 되는 종래의 램제트 엔진과
는 달리 스크램제트에 있어서 흐름은 초음속으로 남도록 놔둔다 이 경우 유입구에 의해 행해지는 압축 양 , .
은 상당히 감소될 수 있고 수직 충격파 손실은 제거되며 전압 회복에서 이에 상당하는 증가가 있다 이는 , .
높은 열 추가 손실 손실 이상으로 보상될 수 있다 또한 압축이 낮은 수준으로 이루어짐으로써 (Rayleigh ) .
연소기 입구에서의 온도 및 정압이 낮게 되고 이는 구조 하중의 가혹도를 경감시킨다 온도가 저하됨으로써 .
연소기 내에서 보다 완전한 화학반응이 가능하고 노즐에서의 한정된 속도의 화학반응으로 인한 손실을 감 ,
소시킬 수 있다 실제로는 스크램제트 연소기에서의 흐름은 이 마하수에서 혼합된 흐름이 될 수 있으며 표 . ,
면 근처에서는 아음속 흐름이고 중심부에는 초음속 흐름의 영역을 갖게 된다.
낮은 마하수 능력의 스크램제트를 제공하는 보다 넓은 마하수의 작동범위에서 접근방법으로는 하나의 연 ( )
소기 내에서 아음속 및 초음속 모드 연소가 모두 가능한 이중모드 스크램제트(DMSJ : Dual-Mode
엔진과 극초음속 이중연소기 램제트 의 두 가지가 관심을 끌 Scramjet) (DCR : Dual-Combustor Ramjet)
고 있다 이중모드 초음속 연소 램제트 엔진은 년대 초에 제안되었으며 미국 과 의 특허 . 1960 ( Curran Stull ),
그 후 사 에 의해 초기 엔진으로 개발되었다 년대 초에는 Marquardt Corporation (Marquardt) DMSJ . 1970
의 가 을 발명 JHU/APL(Johns Hopkins University/Applied Physics Laboratory) James Keirsey DCR
하였다.
에 있어서 복잡한 유동장에 대한 특성규명은 이전에 수행된 많은 연구의 주제가 되었다 DMSJ . Billig,
등이 처음으로 실험 데이터와 해석도구에 대한 해석을 제공하였으며 이는 상류 상호작 Dugger, Waltrup ,
용과 중간속력 스크램제트 연소기 형상에서 요구되는 아이솔레이터 의 길이와 같은 유동장 예측을 (isolator)
가능하게 한다 잘 알려진 대로 상류 상호작용 거리에 관한 상관관계가 공식화되었으며 열방출 하류 압력상 . (
승 및 아이솔레이터 분리 이전 경계층의 유입 운동량 특성으로써 종속관계가 규명되어 있다 ) .
비록 스크램제트는 이러한 독특한 능력들을 제공하고 있지만 정적 온도가 낮고 연소기에 머무는 시간이 ,
짧기 때문에 ( 1ms) ＜ 이상에서 효율적으로 작동하기 위해서는 특별한 연료 혹은 연료 준비를 필 = 6
요로 한다 액체연료의 경우 이는 일반적으로 반응성이 대단히 큰 보통 자연성 연료 연료 혼합 또는 연 . , ( ) , ,
료 산화제 파일럿 을 사용하는 것을 의미하며 군수지원 측면에서 적합하지 않다 기체연료의 경우 / (pilots) . ,
연료를 재가열하거나 자연성 첨가제와 결합하는 것이 요구된다 이러한 부족을 극복하기 위한 것으로 순수 . ,
스크램제트에 대한 한 가지 대안이 이다 그림 은 포획공기 중의 일부를 내포된 DCR ( 5b). DCR (embedded)
작은 아음속 덤프 연소기로 전환하고 모든 연료를 이 연소기 내로 분사시키는 점을 제하고는 스크램제트의
모든 특징을 갖고 있다 적당한 연료 분배가 유지될 때 거의 화학 당량적 화염이 유지될 수 있고 여기서 . , ,
나오는 열은 나머지 연료를 준비하고 예열하는데 사용되도록 하여 초음속 연소기에서 효율적인 열방출이
실현될 수 있도록 하고 있다 따라서 덤프 연소기는 주 초음속 연소기를 위한 뜨겁고 연료성분이 농후한 가 .
스발생기와 같은 역할을 하며 원리적으로는 전술한 에어 덕티드 로켓과 비슷하다 그러므로 이 사이클은 , - .
군수지원적으로 부적합한 첨가제에 의지할 필요가 없이 재래식 액체 탄화수소 연료나 또는 수소와 같은 기
체연료를 사용할 수 있도록 해준다 그렇지만 이 사이클은 상당량의 공기가 아음속으로 도입되어 예비연소 .
기 내로 투입되기 때문에 마하수에 있어서 제한이 된다 는 액체연료 기술의 역사 및 현황에 관한 . Edwards
최근 검토를 내놓았다.
마지막 초음속 연소 사이클로 그림 에 도식적으로 나타낸 이젝터 스크램제트 , 5c (ESJ : Ejector
는 스크램제트와 사이클의 자연스런 연장으로 볼 수 있다 순수 스크램제트나 과는 달 Scramjet) DCR . DCR
리 이것은 고압 연료 산화제 공급에 의해 주입되는 축방향 연료 분사기 를 사용하여 정적 추력을 , / (injector)
생성할 수 있으면서 여전히 스크램제트 그리고 또는 의 고속 작동 특성을 갖는다 이와 동일한 인젝터 , / DCR .
는 아마도 먼 하류쪽의 단계식 인젝터로 보충하여 작동용으로 사용될 수 있으며 따라서 이는 정지 , ,DMSJ ,
상태로부터 극초음속 비행에 걸쳐 사용 가능한 단식 그렇지만 다중 사이클 공기흡입식 엔진 개념으로 실 1 ( )
용화 가능한 후보가 될 수 있게 한다.
라 컴바인드 및 조합 사이클 엔진 .
컴바인드 사이클 엔진은 단일 유동경로의 통합 엔진으로 두 가지 이상의 모드에서 작동할 수 있다 조합 .
사이클은 두 작동 모드를 위해 두 갈래진 유로를 가지고 있다 램제트 및 스크램제트 엔진 (combination) .
은 흡입공기를 압축하기 위해 비행체의 큰 전방속력에 의존하기 때문에 마하수 미만에서는 작동할 수 2~3
없다 따라서 저속의 일단 용으로 또 다른 추진 시스템이 요구된다 컴바인드 사이클 또는 조 . (single-stage) .
합 사이클은 전 마하수 범위에 걸쳐 작동 가능하게 하기 위해 사용된다.
는 램제트 스크램제트 유로 내에 작은 액체로켓 모터로 구성된 RBCC(Rocket-Based Combined Cycle) /
다 저속에서 로켓 배기는 이젝터와 같은 역할을 하여 혼입된 공기를 부가된 연료와 혼합 연소시키기 위해 . , /
총체적 혼합으로 유도한다 램제트 스크램제트의 인계속력 통상 마하 에서 로켓은 정지되고 램제트 스 . / ( 2~3) /
크램제트가 인계받는다 우주접근 작동을 위해서는 비행체를 지구 저궤도로 추진시키기 위해 로켓 엔진을 . ,
다시 활용하게 된다.
시스템은 터보제트 엔진을 채용하여 이륙에서부터 마하 TBCC(Turbine-Based Combined Cycle) 3~4
까지 추력을 제공하며 그런 다음 램제트 스크램제트 작동으로 천이한다 개념은 터보제트와 램제트 , / . TBCC ,
엔진을 결합하는 터보 램제트를 사용하여 프랑스가 제작한 항공기를 마하 의 속력에 도달하도 Griffon II 2
록 추진시켰던 년대로 거슬러 올라간다 전 속력범위에 걸친 작동에서 유동경로가 최적화되어야 하기 1950 .
때문에 는 통합기술이 과제 가 되고 있다 가변형 구조의 유입구 및 노즐이 , TBCC (integration challenge) .
요구되며 설계과정에서 중량 및 부피 설정이 주요 고려사항이 되고 있다 다음에는 공기흡입식 엔진을 선 , .
택하게 되는 동기를 일반적인 경우와 특정 용도로 엔진 사이클이 주어진 경우에서 검토하기로 한다 , .
마 공기흡입식 추진시스템 성능 .
그림 에서 보는 바와 같이 공기흡입식 엔진의 성능은 비추력 6 , 로 측정해 볼 때 로켓에 비해 상당히
높으며 이러한 이점은 스크램제트를 사용함으로써 보다 높은 마하수 영역으로까지 확장된다 스크램제트에 , .
는 수소와 탄화수소 연료가 모두 사용될 수 있지만 보다 높은 마하수에 대해서는 수소의 보다 큰 냉각용량 ,
과 보다 빠른 반응이 요구된다.
그림 엔진 형식별 성능 특징 6.
컴바인드 사이클 엔진은 우주접근 응용으로서 가속기 혹은 부스터로 중요 역할을 할 수 있다.
사가 수행한 초기 연구에서 컴바인드 사이클 동력장치에 있어서 탑재중량 상의 이점을 보여주었 Marquardt
으며 이는 재래식 공기흡입식 엔진이나 순수 화학 로켓과 비교해 볼 때 , 와 추력 중량비 / ( 가 중 )
간 값을 가지고 있다.
년대 중반에서 년대 초까지 스크램제트 엔진 개발을 향해 중대한 진전이 이루어졌다 1950 1960 , . Curran
은 년에 최초 년간에 걸친 스크램제트 개발 과정에 대한 검토를 시도하였고 년에는 이를 보 1997 40 , 1999
완하였다 여러 국가에서 스크램제트에 관한 상당량의 실험실적 시험과 지상시험이 이루어진 것들이 관련 .
문헌에 기술되어 있으며 이 글에서는 간단히 검토하게 될 것이다 초음속 연소과정에 관한 기본적인 이해 , .
는 해를 거듭할수록 상당히 향상되었다.
고속 비행체용으로서의 엔진 선정은 의도하는 임무와 관심 속력범위에 따라 좌우된다 그림 은 마하수 . 7
의 함수로서 각종 선택사양을 요약한 것이다 추진 옵션의 선택과 작동범위는 전술한 바와 같이 상이한 추 . ,
진 옵션을 결합하여 컴바인드 사이클이나 조합 사이클 엔진을 만들어 냄으로써 확대될 수 있다.
그림 마하수의 함수로 나타낸 엔진 옵션 7.
마하 의 미사일을 선호하는 근거로는 주어진 비행시간에 도달 가능한 거리나 주어진 거리에 대해 6~8 ,
덜 소요되는 비행시간의 관점에서 그리고 이에 동반하는 생존성 향상의 측면에서 마하 미사일에 비해 , 4
대폭 향상된 능력을 제공할 수 있다는 점이 포함된다 게다가 보다 높은 운동에너지와 속력은 각종 표적을 .
무력화 할 수 있는 확률을 증가시키는데 있어서 필수적이다.
지금까지 램제트와 스크램제트 사이클을 소개하였고 다음에는 동력비행용으로서의 램제트 엔진의 진화를 ,
살펴보기로 한다.
램제트와 스크램제트의 개발 역사 3.
가 아음속 연소의 역사 .
역사적인 고찰에 관한 많은 저술에서 초기 램제트 개발을 기록하고 있지만 여기서는 그 중에서 가장 중 ,
요한 부분을 검토하고 있다 는 시초부터의 진행과정을 최초로 검토한 사람 중에 속하였지만 . Avery , 1930
년대 초부터 년간의 기간에 초점을 맞추고 있으며 당시 년은 실용적 설계에 대한 시험이 처음으로 25 , 1955
시작되었던 해이다 는 시초부터 년까지 국제적인 공기흡입식 엔진 개발에 관한 매우 철저한 . Waltrup 1987
검토를 내놓았으며 스크램제트 엔진 개발에 중점을 두고 있다 년 등은 미 해군의 램제트 , . 1996 Waltrup ,
스크램제트 및 혼합사이클 추진 개발에 관한 역사를 저술하였다 과 은 프랑스와 국 . Kuentzmann Falempin
제적인 램제트 및 스크램제트 개발 역사에 관한 저술을 내놓았다.
램제트 개념의 역사는 년대 초에 시작되었고 실제 시험은 이로부터 년이 경과할 때까지 시작되 1900 , 30
지 않았다 국제적으로 많은 연구원들이 비행용 내연기관 엔진의 추력 대 중량 과제를 해결하는데 초점을 .
맞추고 있을 때 미국 와 프랑스 그리고 그들의 동료들은 현재 이젝터 램제트라고 부르는 흐 , Lake( ) Lorin( )
름내 장애물을 갖지 않는 제트추진 장치를 조사하고 있었다 일종의 이젝터 램제트인 아음속 램제트 사이클 .
장치의 최초 특허는 년 에게 발급되었다 은 년 아음속 램제트에 관한 최초 논문을 1909 Lake . Lorin 1913
발표하였지만 높은 아음속 또는 초음속 비행에 관해서는 다루지 않았다 프랑스 년 와 , . Morize( , 1917 )
프랑스 년 는 이젝터 램제트 개념을 설계하였으며 프랑스에서는 제 차 세계대전 중에 시험이 Melot( , 1920 ) , 1
실행되었고 미국에서는 년에 이루어졌다 비록 시험에서 정적 추력의 증가를 시범하였지만 이 엔진 1927 . ,
사이클에 대한 관심은 년대 말이 되기까지 쇠퇴하였다 영국 는 년 포탄의 사거리를 증대 1950 . Carter( ) 1926
시키기 위해 최초로 실용적인 램제트 같은 장치를 특허 내었다 의 설계는 시간에 대한 상당한 통찰 . Carter
력을 보였고 원추형 노즈 환형 덕트 혹은 중심부 원통형 덕트로 된 수직 충격파 유입구를 채용하였 (nose)/
다 년 최초로 주목할 만한 원추형 노즈 특허가 헝가리 에게 주어졌다 이들 설계는 축소 . 1928 LFRJ Fono( ) .
확대 유입구 디퓨저 연료 분사기 화염유지기 그리고 축소 확대 노즐을 포함하고 있었다 비록 이들 시 - , , , - .
스템은 초음속 고고도 항공기 비행용으로 설계되었지만 설계단계를 넘어 발전하지는 못했다 , , .
실용 가능한 램제트 설계의 실제 제작 및 시험은 년대 중반에 이르러서야 프랑스 독일 그리고 러 1930 , ,
시아에서 행하여졌다 프랑스 은 원추형 램제트를 마하 까지 지상시험 하였다 실물크기 램제트 . Leduc( ) 0.9 .
추진 항공기에 관한 연구는 년에 시작되었으며 구성품 지상시험이 년 마하 까지 수행되었 1938 , 1939 2.35
다 제 차 세계대전은 일시적으로 시험 진척을 멈추게 하였다 독일에서는 년 가 다중 . 2 . 1935 Trommsdorft
충격파의 원추형 유입구 에 의해 추진되는 포탄을 개발하는 과제를 성공적으로 이끌었다 이 포탄은 LFRJ .
년에 수행된 시험에서 실제로 마하 에서 마하 까지 가속되었다 와 그 동료들 독일 은 1940 2.9 4.2 . Sanger ( )
항공기 발사 램제트 추진 순항미사일의 설계를 검토하였지만 이를 제작하거나 시험하지는 못했다 독일은 .
아음속 비행속력 펄스제트 엔진으로 추진되는 폭명탄 형태로 최초의 실전용 램제트 추진 미사일을 배 V-1
치시켰다 러시아 도 년대에 마하 의 속력에 이르기까지 램제트 구성품에 대한 지상시험 . Strechkin( ) 1930 2
을 시작하였다 의 지도하에 러시아는 년 마그네슘 알루미늄 고체연료를 사용하는 직렬 부 . Merkulov , 1939 /
스터 을 성공적으로 비행시험 하였다 이러한 활동은 이후 날개장착 램제트 포드 (tandem-boosted) ADR .
를 사용하여 기존 항공기의 추력을 보강하기 위한 설계로 대체되었다 년 최초 비행시험에 이어 (pod) . 1940
제 차 세계대전 발발로 인해 후속 시도 역시 좌절되었다 미국 와 영국 는 년대 초 2 .Reid( ) Marquardt( ) 1940
과 항공기 성능 보강기 형태로 각각 램제트 개발노력을 시작하였다 이러한 노 ‘aerial-guided projectile’ .
력은 제 차 세계대전 이후에도 계속되었고 결과적으로 미 공군 미 해군 그리고 2 , Bomarc( ), Talos( ),
영국 항공기 요격 미사일과 같은 무기체계를 낳았고 양국 모두 국립연구소에서 수많은 기초 Bloodhound( ) ,
및 응용 실험을 행하게 되었다.
램제트 엔진은 년대 후반 동안에 주목을 받기 시작하여 년대 동안은 최고조에 달했으며 여러 1940 , 1950
가지 실용화 시스템들이 출현하였다 프랑스는 년대 말과 년대 초에 몇 종의 실용 램제트 미사일 . 1950 1960
을 개발하였다 시동을 위해서는 항상 보조 추진시스템을 필요로 하는 램제트 (VEGA, CT-41, SE 4400) .
는 년대 동안 개량된 터빈엔진과 로켓 사이에서 곤경에 처해졌으며 년대 말과 년대 초 러 1950 , 1960 1970
시아의 및 설계혁신에 의해 재점화 되기까지는 회복하지 못했다 이 기간은 부피 SA-4, SA-6 SS-N-19 .
가 작은 미사일 설계의 개발에 있어서 미국과 러시아의 개발활동에서 일대 변화를 보게 되었다 러시 IRR .
아의 활동은 결국 실전용 미사일 와 개발에 이르게 되었다 SS-N-22 AS-17/Kh-31 .
램제트는 년대부터 국제적으로 폭넓은 개발 주목을 받기 시작하여 오늘날까지 계속되고 있다 1980 , .
년대 동안에 프랑스는 실전용 미사일을 개발하였고 1980 ASMP MPSR(Missile Probatoire Stato
를 비행시험 하였다 미국은 와 에 Rustique)/Rustique . SLAT(Supersonic Low-Altitude Target) VFDR
노력을 투입하였다 년대 동안 프랑스는 그리고 차세대 . 1990 , MARS, MPSR/Rustique, ANF/ANNG,
에 대한 활동으로 램제트에 있어서 오랜 역사의 개발활동을 계속하였다 중국은 의 장거리 ASMP-A . C-101
대함 변형 개발을 그리고 대만은 보다 진보된 개발을 각기 시작하였다 남아프리카 (C-301) Hsiung Feng .
는 장거리 공대공 미사일 개발을 시작하였고 러시아는 와 개발을 시작함으 (LRAAM) , AA-X-12 SS-N-26
로써 이 기술에 대한 지식을 계속 과시하고 있다 이스라엘은 사거리 연장을 위해 의 램제트 추진 . Gabriel
버전 개발에 착수함으로써 램제트 계에 들어갔다 독일은 대레이다 미사일 개발을 시작하였고 . ARMINGER ,
인도는 러시아의 의 파생형 개발을 시작하였다 년대는 이러한 개발활동 PJ-10/Brahmos( SS-N-26 ) . 2000
이 계속되고 있음을 보여주고 있으며 미국의 , SSST(Supersonic Sea Skimming Target), GSSCM
및 영국의 (Generic Supersonic Cruise Missile) HSAD(High-Speed Antiradiation Demonstration),
프랑스 와 기타 국가에서는 BVRAAM(Beyond Visual Range Air-to-Air Missile)/Meteor, (MICA/RJ)
더욱 더 확대되고 있다 램제트 기술에서의 진화를 보다 잘 이해하기 위한 방편으로 이상 나열된 것과 다 . ,
른 국제적 개발 프로그램에 대해서 이 글 나중에서 보다 자세히 살펴보게 될 것이다.
나 초음속 연소의 역사 .
국제적 스크램제트 개발에 관한 기록은 이에 관한 역사적 고찰을 다룬 다수의 저술에서 잘 나타나 있다.
은 년에 최초 년간의 세계 스크램제트 엔진 개발에 관한 검토를 내놓았다 는 Curran 1997 40 . Waltrup
년 세계 초음속 연소 개발에 대해 검토하였으며 등은 년 미 해군의 스크램제트와 혼합 1987 , Waltrup 1996
사이클 엔진 개발을 검토하였다 는 년 고속 비행체 개발에 있어서 년간의 기 . Van Wie 2003 59 JHU/APL
여 역사를 기록하였고 그리고 등 다섯 명의 저명한 추진 개척자 Avery, Dugger, Keirsey, Waltrup APL
를 각별히 조명하였다 는 년 미국에서의 스크램제트 개발과 시험에 관해 아주 소상한 역사 . Andrews 2001
적 검토를 저술하였다 등은 년 우주접근 응용으로서 미국 내의 엔진개발에 대한 검토를 . McClinton 2001
훌륭하게 내놓았다 는 년 선진 항공우주 응용으로서 공기흡입식 로켓 결합 추진에 . Escher 1999 / (combined)
있어서 미국의 개발에 대해 매우 잘 고찰하였다.
극초음속 영역에 이르기까지 작동할 수 있게 하는 효율적인 공기흡입식 엔진이 년 이상 연구되어 왔 40
다 이러한 엔진 시스템의 핵심은 초음속 연소 램제트 스크램제트 사이클이다 스크램제트 엔진의 개념개 . ( ) .
발 시험설비 및 계측 개발 해석방법 개선 그리고 구성품 및 엔진 시험 등이 년대 초 이래 꾸준히 , , , 1960
추구되어 왔다 스크램제트를 우주접근용으로써 보다 높거나 낮은 속력의 추진장치와 통합하기 위한 노력은 .
년대 이래 산발적으로 그리고 년 이후로는 부단히 조사되어 왔다 등은 미국의 극초 1960 1984 . McClinton
음속 공기흡입식 발사체의 추진 개발노력을 검토하였다 이 고찰에서 역사적 프로그램의 경험과 주요 성과 .
목표 상호 협조조정 년 현재 프로그램의 현황 등 와 장래 발사체용으로서 미국내 극초음속 공기흡 ( , ,2001 )
입식 추진 개발의 장래에 관한 검토를 다루고 있다.
년 등은 미국에서의 스크램제트 개발을 세대별로 즉 제 세대 년 제 세대 2001 McClinton 1 1960~1973 , 2
년 제 세대 년 제 세대 년부터 현재까지로 나누어 논하였다 각 세대는 초 1969~1984 , 3 1984~1994 , 4 1995 .
음속 연소의 이해 수준에 대한 특유의 기여에 따라 구별하였다.
제 세대 스크램제트 개발 시작 년 1 ( : 1960~1973 )
미국에서 초음속 흐름내의 연소를 채용하게 된 것은 년대 초 초음속 발사체 의 기저항 , 1950 (projectile)
력을 감소시키기 위해서 또는 초음속 및 극초음속 날개에 양력 및 또는 추력을 생성하기 위해 외부흐름에 /
서 연료를 연소시키는데 대한 관심에서 그 기원을 찾을 수 있다 유럽에서 초음속 연소에 대한 관심은 .
년대와 년대를 통해 미국에서의 관심과 비슷하게 나아갔다 미국에서 가장 광범위한 초기 제 세 1960 1970 . ( 1
대 스크램제트 개발 프로그램은 의 프로그램이었다 년 ) NASA HRE(Hypersonic Research Engine) . 1964
시작된 프로그램은 비행중량 가변구조 수소 연료 냉각 스크램제트 엔진의 스크램제트 기술을 개발하 HRE , , /
고 시범하도록 도모한 것이었다 프랑스는 기본 및 응용 연구에서 모두 추구하였고 년대 초 . , 1970 ONERA
는 마하 조건에서 최초의 연결관 시험을 수행하였다 독일의 경우 초음속 연소에 관해 6 (connected pipe) .
보고된 대부분의 연구는 보다 근본적인 성질에 관한 것이었다 러시아는 년대 이래로 초음속 연소 및 . 1960
스크램제트 추진에 있어서 광범위한 프로그램을 갖고 있었다 초음속 연소에 대한 캐나다의 관심은 년 . 1960
대학의 극초음속 유입구 공기역학과 포발사 스크램제트 비행시험에서부터 시작되었다 MacGill .
미국의 경우 제 세대는 년에 의 최초 스크램제트 시범 그리고 스크램제트 추진의 이점을 입증 1 1960 Ferri
한 연구결과에 따라 년대 중반 동안에 몇 가지 주요 스크램제트 개발 프로그램의 착수를 보게 되었 , 1960
다 미 공군 미 해군이 후원한 프로그램에서 사 사 . , NASA, Marquardt , General Electric , UTRC(United
사 그리고 과 Technology Research Center), Garrett , GASL(General Applied Sciences Laboratory)
의 주요 계약을 통해 가지 스크램제트 엔진 유동경로를 시험하였다 이들 계약자들의 엔진 유동경로는 모 6 / .
두 낮은 극초음속 최대 마하 에서 시험되었다 대부분의 시험은 수소연료를 이용하였지만 미 공군은 미 ( 7) . ,
사일 응용을 위해 탄화수소 연료 스크램제트 시험에도 자금을 제공하였고 미 해군 은 , (APL) SCRAM
프로젝트에서 몇 가지 상이한 탄화수소 연구를 수행하였다 그렇지만 (Supersonic Combustion Ramjet) .
미 공군은 스크램제트 연구개발에서 물러났고 년 프로그램이 나 , 1984 NASP(National Aerospace Plane)
타날 때까지는 돌아가지 않았다 스크램제트 성능 작동성 및 구조적 체계 종합의 성공적인 시범에 따라 . , / ,
는 기체통합 엔진 유동경로의 개발 및 실증에 착수하였다 NASA .
제 세대 스크램제트 개발 기체통합 년 2 ( : 1973~1986 )
제 세대의 극초음속 추진 시범기에 이어 제 세대에서 미국은 수소연료 스크램제트 엔진을 극초음속 비 1 ,2
행체에 통합하는 데로 기술개발의 초점을 옮겨갔다 상하 배열 로 된 저속 터보 . (over-under arrangement)
제트와 고속 스크램제트 시스템으로 마하 의 순항 비행기 형상을 선정하게 되었다 의 7 .NASA LaRC
연구소가 이 과제를 이끌었으며 이는 측벽 압축 스크램제트 엔진에 초점을 (Langley Research Center) ,
맞추었다 이 엔진은 중량을 최소화하기 위해 연료 분사기 지주와 고정식 구조를 도입하였다 연구노력의 . .
많은 부분을 도구 개발에 주력하였으며 여기에는 설비 시험방법론 사이클 해석 데이터 해석 그리고 전 , , , , ,
산유체역학 이 포함된다 이 시기는 또한 미국으로서는 연구 침체기로 특징 지워지며 가용 설비가 쟁 (CFD) .
점이 되었다 따라서 효율적인 스크램제트 시험을 위해 에서 설비들이 개발되었다 에서 . NASA LaRC . GASL
는 중간 규모의 설비들도 역시 가용하였으며 보다 높은 압력의 실증 시험을 취급하기 위해 사용되었다 구 , .
성품 시험 설비들도 역시 개발되었는데 연소 가열 직접연결 연소기 설비와 마하 의 고압 유입구 시험 설 - 4
비가 이에 포함된다.
구성품 시험은 경험적 법칙에 의거한 설계 모델 도구를 확립하기 위해 수행되었다 이러한 모델은 / . 1980
년대 말에 가서야 미국의 스크램제트 활용도구로서 도입이 되었다 구성품 시험은 또한 해석적 및 전산 방 .
법의 검증을 위한 데이터베이스를 개발하는데도 사용되었다 이 제 세대의 사이클 해석 방법은 오늘날의 . 2
전형적인 방법의 기준에서 보면 매우 단순화된 것이지만 연소기 벽면에서의 전단 및 열전달 연료혼 CFD , ,
합 그리고 연소상의 화학적 영향 추정과 같은 내부 계산 , (finite-rate chemistry effects on combustion)
을 다루고 있다 개 지주 엔진에 대한 스크램제트 시험이 와 에서 수행되었다 . 3 NASA LaRC GASL .
스크램제트 성능 요구조건을 설정하기 위해서는 공기역학적 및 추진 기체 통합 , - (PAI : Propulsion-
평가가 요구된다 유입구 포획 외부 노즐 성능 그리고 스크램제트 추진 비행체 성 Airframe Integration) . , ,
능을 정량화하기 위해 공기역학적 및 시험을 수행하였다 마하 까지의 비행조건에서 공기역학적 풍동 PAI . 8
시험이 수행되었다 측벽 압축 엔진의 구조설계가 주 구조물 냉각재킷 열관리를 포함해서 개발되었다 이 . , , .
설계에서는 에서 사용한 오프셋트 핀 방법 대신에 냉각채널을 사용하였지만 고온 강재는 HRE (offset fin)
그대로 사용하였다 프랑스는 프로그램을 출범시켰으며 이는 최소한 부분적으로는 의 . ESOPE , NASA HRE
활동에 자극을 받았다.
년대 중반 동안 측벽 압축 유동경로 시험에서 신뢰할 수 있는 비행체 설계를 가능하게 하는데 요 1970 , ,
구되는 추력 작동성 그리고 연료냉각 요구조건들을 시범해 보였다 종의 엔진에 대해서 약 번의 , , . 3 1,000
시험을 실시하였다 또한 이러한 연구에서 스크램제트의 예측 성능이 실증되었고 프로그램을 착수하 . NASP
는데 대한 정당성을 어느 정도 제공하였다.
년대 말 에서는 기체상태의 탄화수소 연료를 사용하여 스크램제트 모듈과 직접연결 1970 NASA LaRC ,
연구 및 시험을 시작하였으나 그 후 프로그램 때문에 중단되었다 이후 미 공군은 이 분야 NASP . NASP
에서 주도권을 잡게 되었다 수소연료 분사기로부터 주입된 메탄 에탄 에틸렌을 사용하여 시험이 이루어 . , ,
졌다.
제 세대 스크램제트 개발 년 3 (NASP : 1986~1994 )
년대 초 미국의 프로그램이 형성되었으며 연구 비행체 을 추진시킬 단식 궤도진입 1980 NASP , X-30 1
극초음속 컴바인드 사이클 공기흡입식 엔진을 개발하는 것을 목표로 하였다 스크램제트 작동을 (SSTO) .
이용하는 컴바인드 사이클 엔진을 사용해서 마하 까지 추진되는 단식 비행체를 날리는 프로그램 25 1 NASP
의 가망성은 년 당시의 기술형편을 고려할 때 과감한 것이었다 차후 개발활동은 그러한 야심적인 접 1984 .
근시도로부터 물러섰다 마하 이상으로는 어떠한 스크램제트 엔진도 어떠한 유동경로도 시험되지 않았 . 7 ,
다 또한 어떠한 스크램제트 성능에 관한 신뢰할 만하고 자세한 해석이나 작동성 하중 또는 구조적 접근도 . ,
마하 을 초과하는 비행에 대해서는 수행되지 않았다 마하 비행체 작동에 충분히 좋은 것도 두 자리 비 7 . 7
행 마하수에서 저추력 여지 운동에너지와 비교한 연소 에너지 로서 충분히 정밀하게 다듬어지지 않았다 다 ( ) .
시 말해 제 세대 스크램제트 기술은 좋은 출발점이었으나 상당한 개선과 개발이 필요하였다 2 .
이 기간에 국제적인 활동으로 많은 개발이 포함된다 독일은 년대 말에 제안된 단식 궤도진입 . 1980 2
개념 비행체로서 개발을 시작하였다 일본은 부스터 응용으로써 컴바 (TSTO) Sanger II . flyback TSTO
인드 사이클 엔진 기술의 개발을 추구하였다 러시아는 제 세대 극초음속 비행 실험실용으로서 를 . 1 Kholod
개발하였으며 이는 계열 지대공 미사일로부터 변형된 것이다 러시아는 프로그램 , SA-5(S-200 ) . ORYOL
으로 포괄적인 극초음속 연구개발에 착수하였으며 선진 재사용 우주수송용으로써 컴바인드 추진 시스템 개 ,
발을 목적으로 하고 있다 러시아는 또한 마하 의 램제트 미사일 추진시스템 개발을 위해 또 다른 제 세 . 3 1
대 비행시험용 비행체 시험대를 채용하였다 프랑스는 응용으로써 수소연료 이중모 GELA Phase I . SSTO
드 램제트 기술에 관한 지식기반을 개발할 목적으로 에 착수하였다 PREPHA .
제 세대 스크램제트 개발 부활 현재 4 ( : 1995~ )
프로그램에 이어 미국에서는 세 가지 새로운 방침이 취해졌다 미 공군은 탄화수소 연료 스크램 NASP , .
제트 미사일로 복귀하였고 항공학부는 추진기술의 가장 첨단 부분 즉 스 , NASA NASP 크램제트를 시범하
는 쪽으로 나아갔으며 로켓 사업부는 로켓 공기흡입식 컴바인드 사이클 엔진에서 유래되어 나오 , NASA -
는 엔진기술을 맡게 되었다 이들 세 가지 프로그램은 그리고 . HyTech/HySET, Hyper-X,
이다 이후 미국은 Spaceliner . 라고 하는 최우선 접근방식 내에서 NAI(National Aerospace Initiative)
고속 공기흡입식 기술개발을 반영하였다 이는 국방부와 간의 공동협력 체제로 고속 극초음속 우주 . NASA / ,
접근 우주기술의 개 중추 분야에서 기술개발 및 시범을 통해 미국의 주도권을 유지하기 위해 계획된 것 , 3
이다 광범위한 요구를 만족시킬 수 있는 유례없는 군사적 능력 장래 신뢰성 있고 저렴한 우주수송을 제공 . ,
하는데 요구되는 기술 발사 시스템의 개발과 우주탐험 임무 요구를 만족 핵심기술 분야에서 혁신에 박차 ( ),
를 가하고 미국의 차세대 첨단기술 과학 기술 노동력을 고양하는 것 등 는 많은 이익을 제공할 수 있 / NAI
을 것으로 기대되고 있다.
년대 말 는 우주접근을 위한 장기 목표를 수립하였다 의 제 세대 발사 시스템은 1990 NASA . NASA 3
년까지 완전 재사용이 가능한 발사체를 실용화시키려는 것이다 제 세대 발사 시스템의 목표는 현 상 2025 . 3
태에 비해 비용을 수준으로 감소시키고 안전을 배 수준으로 향상시키는 것이다 1/100 10,000 . NASA
가 제 세대 우주수송 기술개발을 이끌고 있다 제 세대 발사체 기술개발은 Marshall Space Flight Center 3 . 3
의 하에 속해 있다 프로그램은 NASA Space Transportation Program . Spaceliner, ASTP(Advanced
Space Transportation Program), Hypersonic Investment Area of NGLT(Next Generation Launch
등의 이름으로 지칭되어져왔다 이들 프로그램은 개의 주요 분야 즉 추진과 기체에서의 기 Technology) . 2
술개발에 초점을 맞추고 있다 극초음속 공기흡입식 추진이 제 세대 발사체 목표를 만족시키는데 있어서 . 3
가장 큰 잠재력을 줄 것으로 보고 여기에다 프로그램의 주된 투자를 하고 있다 프로그램은 스크램제트 . ,
의 가지 핵심 추진 분야에서 기술을 성숙시키고 있다 추진기술을 위해 지상 및 비행 추진 RBCC, TBCC 3 .
시험이 진행중이거나 계획되어 있다 기체기술은 주로 지상시험을 통해 성숙되고 있다 기술의 선정과 우선 . .
순위는 제 세대 비전 비행체에 대한 체계분석에 따라 지침이 주어지고 있다 이들 비행체는 일반적으로 3 ‘ ’ .
비행체이며 제안된 기술의 안전 신뢰도 및 비용의 영향에 대해 철저하게 탐구되고 있다 의 TSTO , , . NASA
제 세대 우주접근을 지원하는 비행시험은 지상시험에서 으로 시범 3 TRL(Technology Readiness Level) 6
이 될 수 없는 핵심기술의 점진적 개발 및 시범에 초점을 맞추고 있다 이는 비행 마하수 범위에서 . 5~15
스크램제트 성능 작동성 및 기체통합 으로부터 시작한다 이들의 최초 시범은 시 , (X-43A, X-43C, X-43B) .
험비용을 줄이기 위해 소모형이다 다음 단계는 . RCCFD(Reusable Combined Cycle Flight
하에서 저속 마하 이상 과 스크램제트 시스템과의 통합이다 의 첫 단계는 Demonstration) ( 0~3 ) . RCCFD
마하 의 재사용형 공중발사 연구 비행체이며 크기는 와 비슷하다 최종 단계는 년 최초운용 0~7 X-15 . 2025
가능한 비행체로서 요구되는 완전한 공기흡입식 마하수로 작동할 수 있는 능력을 갖춘 보다 대형의 비행체
가 될 것이다.
이 기간동안 국제적으로 여러 가지 개발 활동이 포함되어 있다 재사용형 우주발사체 응용을 위한 기술을 .
개발하기 위해 프랑스 러시아의 공동 프로그램 이 착수되었다 프랑스는 또한 , / WRR(Wide Range Ramjet) .
재사용 우주발사체 응용을 위한 극초음속 공기흡입식 추진 연구를 탐구하기 위해 프랑스 와 , PREPHA( )
독일 프로그램의 후속으로 독일과 협력하여 Sanger( ) JAPHAR(Joint Airbreathing Research for
를 시작하였다 더욱이 프랑스는 군사용으로 완전 가변구조식 흡열 탄 Hypersonic Application Research) .
화수소 연료의 이중모드 램제트 기술을 개발할 목적으로 를 착수하였다 프랑스는 Promethee . 2010~2012
년 시기에 맞춰 마하 의 비행조건에서 고속 이중모드 램제트 추진 비행체에 대한 새로운 비행시험 시 4~8
범인 를 향해 앞서가고 있다 이 시기에 러시아는 높은 마하수의 비행에서 잃어버릴 에너지를 붙잡아 LEA .
서 재활용 하는 것으로 구상된 혁신적인 극초음속 비행체 개념인 에 대한 개발을 공개적으로 검토하 AJAX
기 시작하였다 러시아는 또한 및 프로그램으로 제 세대 극초음속 비행 실 . GELA Phase II Mig-31 HFL 2
험실 연구를 시작하였다 오스트레일리아는 프로그램 하에서 국제적인 지원을 받아 비행환경에서 . HyShot
세계최초의 초음속 연소 확인 시범을 수행하였다.
우주접근 응용으로서의 비행체 개발은 추진기술의 성숙과 당대의 기술적 관심을 반영하였다 예들 들어 .
년 독일 의 초기개념에서는 순수 로켓 시스템에 기반을 둔 비행체 1938 Sanger-Bret Silbervogel SSTO
또는 미국의 와 같은 로켓발사 부스트 글라이더를 가상하였다 미 공군이 지원 Dyna-Soar (rocket-lofted) - .
한 개발이 뒤따랐고 이는 상상적인 상층 대기의 고 마하 공기수집 및 산소추출 기술을 낳게 Spaceplane ,
되었다 스크램제트 기술에 대한 이해가 시작되었다 년대 초 신진 공기흡입식 기술의 성숙으로 공기 . . 1960 ,
흡입식 제 단 터보제트 터보램제트 혹은 램제트 스크램제트의 조합 과 로켓추진 단으로 구성되는 복잡하 1 ( , , / ) 2
고 완전 재사용 가능한 비행체 쪽으로 방향전환이 조장되었다 년대의 경제적 현실은 우주왕복 TSTO . 1970
선으로 대표되는 반 소모형의 순수 로켓방식을 사용하도록 강요되었다 년대는 진보된 공기흡입식 스 . 1980
크램제트의 잠재력에 따라 가 출현하게 되었고 또한 이전에 개발된 새로운 고에너지 연료 개념과 공 , NASP
기수집 및 산소추출 기술에 의존하는 복잡한 추진시스템을 사용하는 공기흡입식 비행체의 수평 이착 SSTO
륙 개념이 생겨나게 되었다 년대는 순수한 첨단 로켓 시스템 과 또는 스크램제트 기술 . 1990 (X-33 X-34)
을 곧바로 이용하는 시스템 과 같이 덜 야심적인 개발목표를 보게 되었다 우주접근을 (X-43A Hyper-X) .
가능하게 하는 진정한 잠재력을 가진 스크램제트 추진 비행체 설계에 대한 최초의 비행시범은 2003~2004
년에 실현될 수 있을 것으로 기대되고 있다.
다음 호 중 편에 계속 ( ‘ ’ )
(Journal of Propulsion and Power, AIAA Vol. 20, No. 1, 2004. 1-2, pp.27~58)
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