램젯

시리즈의 일부
항공기 추진
샤프트 엔진: 구동 프로펠러, 로터, 덕트 팬 또는 프로판
내장 서멀 엔진: 피스톤 엔진 디젤 엔진 방켈 엔진 터빈: 터보프롭 터보샤프트 외부 서멀 엔진: 증기 동력 전기 모터: 전기 항공기 클럭워크 드라이브: 인간에 의한
반응 엔진
터빈: 터보젯 터보팬 프롭팬 로켓 추진식 모터젯 펄스젯 무밸브 펄스젯 램젯 스크램젯
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램젯 또는 아토디드(Athodyd, 열역학적 덕트)는 엔진의 전진 운동을 사용하여 추력을 생성하는 공기 호흡 제트 엔진의 한 형태입니다.정지해 있는(램에어 없음) 램젯으로 구동되는 차량은 추력을 내기 시작하는 속도로 가속하기 위해 로켓 어시스트와 같은 보조 이륙이 필요할 때 추력을 내지 않기 때문이다.램젯은 마하 3 정도의 초음속 (2,300mph; 3,700km/h)에서 가장 효율적으로 작동하며 마하 6 (4,600mph; 7,400km/h)의 속도까지 작동할 수 있습니다.

램젯은 비산물과 같이 고속 사용을 위한 작고 단순한 메커니즘이 필요한 애플리케이션에서 특히 유용합니다.미국, 캐나다, 영국은 1960년대 이후 CIM-10 Bomarc와 Bloodhound와 같이 램젯으로 구동되는 미사일 방어망을 광범위하게 구축했다.무기 설계자들은 추가 사거리를 제공하기 위해 포탄에 램젯 기술을 사용하고자 한다; 120mm 박격포탄은 램젯의 도움을 받으면 35km(22mi)^[1]의 사거리를 얻을 수 있을 것으로 생각된다.그것들은 또한 헬리콥터 ^[2]로터 끝에 있는 팁 제트로서 효율적이지는 않지만 성공적으로 사용되어 왔다.

램젯은 간헐적 연소를 사용하는 펄스젯과 다릅니다. 램젯은 연속 연소 프로세스를 사용합니다.

속도가 빨라질수록 램젯의 효율은 압축으로 인해 흡입구 내 공기 온도가 높아짐에 따라 떨어지기 시작합니다.흡기 온도가 배기 온도에 가까워질수록 추력의 형태로 추출되는 에너지가 줄어듭니다.더 높은 속도에서 사용 가능한 양의 추력을 생성하려면 램젯이 유입되는 공기가 거의 압축(따라서 가열)되지 않도록 수정해야 합니다.즉, 연소실을 통과하는 공기는 여전히 매우 빠르게(엔진에 비해 상대적으로) 움직이며, 실제로는 초음속입니다. 따라서 초음속 연소 램제트 또는 스크램제트라고 불립니다.

역사

시라노 드 베르제라크

L'Autre Monde: ou les Etats et Empires de la Lune (1657년)는 최초의 공상 과학 소설 중 하나로 여겨지는 시라노 드 베르제라크가 쓴 세 편의 풍자 소설 중 첫 번째이다.Arthur C Clarke는 이 책이 램젯을 ^[3]구상하고 로켓으로 움직이는 우주 비행의 첫 번째 허구적인 사례라고 인정했습니다.

르네 로랭

램젯은 1913년 프랑스 발명가 르네 로랭에 의해 고안되었고, 그는 그의 장치에 대한 특허를 받았다.재료 ^[4]부족으로 시제품 제작 시도가 실패했습니다.그의 특허인 FR290356은 배기 노즐로 '트럼펫'이 추가된 피스톤 내연기관을 보여주었다.[1]

알베르트 포노

1915년 헝가리의 발명가 알버트 포노(Albert Fono)는 램젯 추진 유닛과 통합될 포 발사체로 구성된 포의 사거리를 늘리는 해결책을 고안하여 비교적 가벼운 포에서 무거운 포탄을 발사할 수 있게 하였다.포노는 그의 발명품을 오스트리아-헝가리 군대에 제출했지만,^[5] 그 제안은 거절당했다.제1차 세계 대전 후, 1928년 5월, 포노 씨는 독일 특허 출원서에서 "고고도 초음속 항공기에 적합하다"고 기술한 "에어젯 엔진"을 제트 추진 주제로 다시 돌아왔다.추가 특허 출원에서 그는 엔진을 아음속용으로 개조했다.이 특허는 4년간의 심사 끝에 1932년에 부여되었다(독일 특허 554,906, 1932-11-02호).^[6]

소비에트 연방

소련에서는 1928년 보리스 스테치킨이 초음속 램젯 엔진 이론을 발표했다.GERD의 3여단장 유리 포베도노스트세프는 램젯 엔진에 대한 많은 연구를 수행했다.첫 번째 엔진인 GERD-04는 I.A.에 의해 설계되었다.Merkulov와 1933년 4월에 테스트를 받았습니다.초음속 비행을 시뮬레이션하기 위해, 그것은 2만 킬로파스칼(200 atm)로 압축된 공기로 공급되었고, 수소로 연료를 공급 받았다.GERD-08 인을 연료로 하는 램제트는 대포에서 발사하여 시험되었다.이 포탄들은 음속을 깬 최초의 제트 동력 발사체였을지도 모른다.

1939년, 메르쿨로프는 2단 로켓인 R-3를 사용하여 더 많은 램젯 실험을 했다.그 해 8월, 그는 항공기의 보조 모터로 사용되는 최초의 램젯 엔진인 DM-1을 개발했다.1940년 12월 세계 최초로 람제트로 움직이는 비행기 비행이 이루어졌으며, 개조된 폴리카르포프 I-15에 장착된 두 개의 DM-2 엔진을 사용했다.메르쿨로프는 1941년에 람제트 전투기 "사몰레트 D"를 설계했지만, 그것은 결코 완성되지 않았다.그의 DM-4 엔진 중 두 개는 2차 세계대전 당시 Yak-7 PVRD 전투기에 장착되었다.1940년, Kostikov-302 실험기는 이륙을 위한 액체 연료 로켓과 비행을 위한 램젯 엔진에 의해 작동되도록 설계되었다.그 프로젝트는 1944년에 취소되었다.

1947년, 음스티슬라브 켈디시는 장거리 대척폭격기를 제안했는데, 이는 샨거-브레트 폭격기와 유사하지만 로켓 대신 램젯으로 추진된다.1954년, NPO 라보치킨과 켈디시 연구소는 마하 3 램제트 추진 순항 미사일인 부랴의 개발을 시작했다.이 프로젝트는 세르게이 코롤레프가 개발한 R-7 ICBM과 경쟁하여 1957년에 취소되었다.

2018년 3월 1일 블라디미르 푸틴 대통령은 러시아가 장거리 비행이 가능한 핵추진 램젯 크루즈 미사일을 개발했다고 발표했다.

독일.

1936년 헬무트 월터는 천연가스로 구동되는 시험 엔진을 만들었다.이론적인 작업은 BMW와 융커, 그리고 DFL에서 수행되었다.1941년 DFL의 Eugen Sénger는 매우 높은 연소실 온도를 가진 램젯 엔진을 제안했다.그는 직경 500밀리미터(20인치)와 직경 1,000밀리미터(39인치)의 매우 큰 램젯 파이프를 건설하고 최대 초속 200미터(720km/h)의 비행 속도에서 트럭과 Dornier Do 17Z의 특수 테스트 장비에서 연소 테스트를 수행했습니다.이후 전시 상황으로 인해 독일에서 휘발유가 부족해짐에 따라 압착 석탄 분진 블록을 연료로 하여 테스트를 수행하였다(예: 참조).Lipisch P.13a)는 연소가 ^[7]느려서 성공하지 못했습니다.

미국

연통(비행/불꽃/수퍼소닉)은 1950년대 항공주간과 우주기술과^[8] 같은 무역잡지와 코넬^[9] 엔지니어 그리고 미국 로켓 협회 ^[10]저널과 같은 다른 출판물에서 램젯의 인기 있는 이름이었다.단순성은 램젯의 흡입구, 연소기 및 노즐과 함께 복잡하고 고가의 회전 터보 기계(압축기 및 터빈)를 갖춘 터보젯 엔진과 비교한 데서 비롯되었습니다.

미 해군은 고르곤 4호의 램제트 추진 등 다양한 추진기구를 이용해 고르곤이라는 이름으로 일련의 공대공 미사일을 개발했다.글렌 마틴이 만든 람제트 고르곤 4호는 1948년과 1949년에 해군 공군기지 포인트 무구에서 시험되었다.램젯 엔진 자체는 서던 캘리포니아 대학에서 설계되었으며 Marquardt Aircraft Company에 의해 제조되었습니다.엔진은 길이 2.1m, 직경 510mm(20인치)로 미사일 아래에 위치해 있었다.

1950년대 초에 미국은 록히드 X-7 프로그램에 따라 마하 4+ 램젯을 개발했다.이것은 록히드 AQM-60 킹피셔로 개발되었습니다.추가 개발로 록히드 D-21 스파이 드론이 탄생했다.

1950년대 후반에 미 해군은 RIM-8 Talos라고 불리는 시스템을 도입했는데, 이것은 함정에서 발사된 장거리 지대공 미사일이었다.베트남전 중 적 전투기 여러 대를 격추하는 데 성공했으며, 전투 중 적기를 격추한 최초의 함정 발사 미사일이었다.1968년 5월 23일 USS 롱비치에서 발사된 탈로호가 약 105km(65mi) 거리에서 베트남 미그함을 격추했다.그것은 또한 지대지 무기로 사용되었고 지상 레이더를 ^{[citation needed]}파괴하기 위해 개조되었다.

AQM-60에 의해 증명된 기술을 사용하여, 1950년대 후반과 1960년대 초에 미국은 CIM-10 Bomarc라고 불리는 광범위한 방어 시스템을 생산했는데, 이 시스템은 사거리가 수백 마일인 수백 개의 핵 무장 램젯 미사일을 장착했다.그것은 AQM-60과 같은 엔진으로 구동되었지만 더 긴 비행 시간을 견딜 수 있도록 개선된 재료로 작동되었다.이 시스템은 폭격기의 위협이 줄어들면서 1970년대에 철회되었다.

영국

1950년대 후반과 1960년대 초반에 영국은 여러 개의 램젯 미사일을 개발했다.

Blue Embior라고 불리는 프로젝트는 폭격기에 대항하는 장거리 램젯 동력 방공망을 갖추기로 되어 있었으나, 결국 그 시스템은 취소되었다.

그것은 블러드하운드라고 불리는 훨씬 짧은 사거리 램젯 미사일 시스템으로 대체되었다.이 시스템은 공격자들이 영국 전기 라이트닝 전투기를 방어하는 함대를 우회할 수 있을 때 2차 방어선으로 설계되었다.

1960년대에 영국 해군은 시 다트라고 불리는 함정을 위해 램젯으로 구동되는 지대공 미사일을 개발하고 배치했다.그것은 65-130 킬로미터 (40-80 mi)의 범위와 마하 3의 속도를 가지고 있었다.그것은 포클랜드 전쟁 동안 여러 종류의 항공기에 대항하는 전투에서 성공적으로 사용되었다.

프리츠 츠비키

스위스의 저명한 천체물리학자인 프리츠 즈비키는 에어로젯의 연구 책임자로 제트 추진에 관한 많은 특허를 보유하고 있다.미국 특허 5121670과 4722261은 램 액셀러레이터용이다.미 해군은 프리츠 즈위키가 자신의 발명품인 수중 제트에 대한 미국 특허 2,461,797건을 공개적으로 논의하는 것을 허락하지 않을 것이다. 이것은 유체 매체에서 작동하는 램 제트이다.타임지는 1955년 7월^[11] 11일자 "스위스 실종"과 1949년 3월 14일자 ^[12]"수중 제트" 기사에서 프리츠 즈위키의 작품을 보도했다.

프랑스.

프랑스에서는 르네 레두크의 작품이 눈에 띄었다.레두크의 모델인 레두크 0.10은 1949년에 최초로 비행한 램젯으로 구동되는 항공기 중 하나였다.

Nord 1500 그리폰은 1958년에 마하 2.19 (745 m/s; 2,680 km/h)에 도달했다.

엔진 사이클

램젯 덕트를 통과하는 공기는 브레이튼 사이클로 알려진 열역학 사이클에서 압축, 가열 및 팽창되면서 상태(예: 온도, 압력, 부피의 변화)가 변화합니다.이 사이클은 가스터빈 엔진에도 적용됩니다.고정된 양의 공기에 대해 상태 변화는 다이어그램에 한 쌍의 양(보통 온도-엔트로피 또는 압력-부피)으로 표시됩니다.사이클은 원래 영국인 존 바버가 1791년에 ^[13]제안하고 특허를 얻었지만, 사이클을 개발한 미국인 기술자인 조지 브레이튼의 이름을 따서 명명되었다.그것은 때때로 줄 사이클로도 알려져 있다.

설계.

램젯의 첫 번째 부분은 램젯의 전진 운동을 사용하여 연료 연소에 필요한 작동 유체(공기)의 압력을 높이는 디퓨저(압축기)입니다.그런 다음 노즐을 통해 초음속으로 가속됩니다.이 가속은 램젯에 전진 추력을 줍니다.

램젯은 흡기, 연소기 및 노즐을 포함하지만 터보기계는 포함되지 않는 한 터보젯보다 훨씬 덜 복잡합니다.일반적으로 움직이는 부품은 연료 펌프에 있는 부품뿐이며, 연료 펌프는 연료를 연소기의 스프레이 노즐(액체 연료 램젯)로 보냅니다.고체 연료 램젯은 연료 시스템이 필요 없이 더 단순합니다.

그에 비해 터보제트는 터빈에 의해 구동되는 압축기를 사용한다.이 유형의 엔진은 압축 공기(즉, 램제트의 램 공기)를 생성하는 데 필요한 고속 공기가 컴프레서 자체(고속 회전 로터 블레이드)에 의해 생성되기 때문에 정지 상태에서 추력을 생성합니다.

건설

디퓨저

디퓨저는 흡입구에 접근하는 공기의 빠른 속도를 연소에 필요한 높은(정적) 압력으로 변환하는 램제트의 부분입니다.높은 연소 압력은 (열^[15] 첨가 중 엔트로피 상승을 줄임으로써) 배기 ^[14]가스에 나타나는 낭비되는 열 에너지를 최소화합니다.

아음속 및 저초음속 램젯은 공기를 포획하기 위해 포구에 피토형 입구를 사용합니다.그 후 내부 통로(아음속 디퓨저)가 확장되어 연소기에 필요한 낮은 아음속 속도를 달성합니다.낮은 초음속에서는 정상적인 (평면) 충격파가 입구 앞에 형성됩니다.

고속 초음속의 경우 입구 전면의 일반 충격파를 통한 압력 손실이 매우 커지며, 입구 입구 립에서 발생하는 최종 정상 충격 앞에서 돌출된 스파이크 또는 원뿔을 사용하여 경사 충격파를 생성해야 합니다.이 경우 디퓨저는 흡입구 외부에 충격파가 있는 초음속 디퓨저와 그 다음 내부 아음속 디퓨저의 두 부분으로 구성됩니다.

더 빠른 속도에서는 초음속 확산의 일부가 내부에서 일어나야 하기 때문에 외부 및 내부 경사 충격파가 발생합니다.마지막 정상 충격은 목구멍으로 알려진 최소 유량 영역 근처에서 발생해야 하며, 그 다음에 아음속 확산기가 이어집니다.

연소기

다른 제트 엔진과 마찬가지로, 연소기는 연료를 태워서 공기의 온도를 높여야 한다.이것은 약간의 압력 손실과 함께 발생합니다.연소기로 들어가는 공기 속도는 화염 홀더가 제공하는 보호 구역에서 연속 연소가 발생할 수 있을 정도로 충분히 낮아야 합니다.

다운스트림 터빈이 없기 때문에 램젯 연소기는 화학식 연료인 공기 비율로 안전하게 작동할 수 있습니다. 즉, 등유의 경우 연소기 출구 정체 온도가 2,400K(2,130°C; 3,860°F)에 달합니다.일반적으로 연소기는 다양한 비행 속도와 고도에 대해 다양한 스로틀 설정 범위에서 작동할 수 있어야 합니다.일반적으로 보호 파일럿 영역은 차량 흡기구가 회전 중에 요/피치가 높을 때 연소를 계속할 수 있도록 합니다.다른 불꽃 안정화 기술은 연소기 캔에서 단순한 평판까지 다양한 설계를 가진 불꽃 홀더를 사용하여 불꽃을 보호하고 연료 혼합을 개선합니다.연소기에 연료를 과다 주입하면 디퓨저의 최종(정상) 충격이 흡기 립을 넘어 앞으로 밀려나와 엔진 공기량 및 추력이 크게 저하될 수 있습니다.

노즐

추진 노즐은 배기 흐름을 가속화하여 추력을 발생시키기 때문에 램젯 설계의 중요한 부분입니다.

아음속 램젯은 노즐로 배기 흐름을 가속합니다.초음속 비행은 일반적으로 수렴-분산 노즐을 필요로 한다.

퍼포먼스와 제어

램젯은 약 마하 0.5(170m/^[16]s; 610km/h) 이하에서 초당 45m(160km/h)까지 느리게 작동했지만, 추진력이 거의 없고 압력비가 낮기 때문에 효율성이 매우 낮습니다.

이 속도 이상에서는, 충분한 초기 비행 속도가 주어지면, 램제트는 자급자족하게 된다.실제로 차량 항력이 극도로 높지 않은 한 엔진/기체 조합은 점점 더 높은 비행 속도로 가속되어 흡기 온도를 상당히 증가시킵니다.이는 엔진 및/또는 기체의 무결성에 해로운 영향을 미칠 수 있기 때문에 연료 제어 시스템은 엔진 연료 흐름을 감소시켜 비행 마하 수치를 안정시키고 그에 따라 공기 흡입 온도를 합리적인 수준으로 조정해야 한다.

화학량계 연소 온도 때문에 효율은 일반적으로 고속(약 마하 2 – 마하 3, 680 – 1,000 m/s, 2,500 – 3,700 km/h)에서 양호하지만, 저속에서는 상대적으로 낮은 압력 비율이 램젯이 터보젯 또는 심지어 로켓에 의해 능가된다는 것을 의미한다.

통제

램젯은 연료의 종류, 액체 또는 고체 및 ^[17]부스터에 따라 분류할 수 있습니다.

액체 연료 램젯(LFRJ)에서는 연료 연소로 인한 불꽃을 흡기구의 압축 공기로 안정화시키는 화염 홀더보다 먼저 탄화수소 연료(일반적으로)가 연소기에 분사됩니다.연료를 가압하여 램버스터에 공급하는 방법이 필요한데, 이는 복잡하고 비용이 많이 들 수 있습니다.Aérospatiale-Celerg는 연료 탱크의 길이를 따라 점진적으로 팽창하는 엘라스토머 블래더에 의해 연료가 인젝터에 주입되는 LFRJ를 설계했습니다.처음에 블래더는 압축 공기 병 주위에 밀폐된 칼집을 형성하고 압축 공기 병은 탱크에 ^[18]세로 방향으로 장착됩니다.따라서 연료 ^[19]공급을 위해 터보펌프 및 관련 하드웨어를 필요로 하는 규제 LFRJ보다 저비용 접근 방식을 제공합니다.

램제트는 정적 추력을 생성하지 않으며 흡기 시스템의 효율적인 작동을 위해 충분히 높은 전진 속도를 달성하기 위해 부스터가 필요합니다.첫 번째 램젯 동력 미사일은 외부 부스터(일반적으로 고체 추진제 로켓)를 사용했다. 외부 부스터(예: Sea Dart)는 램젯 후방에 바로 장착되거나, 여러 부스터가 램젯 외부에 나란히 부착된 랩어라운드(예: 2K11 Krug)를 사용한다.부스터 배열의 선택은 보통 발사 플랫폼의 크기에 따라 결정됩니다.탠덤 부스터는 시스템의 전체 길이를 증가시키는 반면 랩어라운드 부스터는 전체 직경을 증가시킵니다.랩어라운드 부스터는 보통 탠덤 배치보다 높은 드래그를 생성합니다.

통합 부스터는 부스터 추진제가 비어 있는 연소기 내부에 주조되기 때문에 보다 효율적인 포장 옵션을 제공합니다.이 접근법은 고체(예: 2K12 Kub), 액체(예: ASMP), 덕트로켓(예: 유성) 설계에 사용되었습니다.통합 설계는 비행 시 부스트 및 램젯 단계의 서로 다른 노즐 요구 사항으로 인해 복잡합니다.부스터의 스러스트 레벨이 높기 때문에 최적의 스러스트를 위해서는 하부 스러스트 램젯 서스테인에 필요한 것과 다른 형태의 노즐이 필요합니다.이는 보통 부스터 연소 후 배출되는 별도의 노즐을 통해 이루어집니다.그러나 Meteor와 같은 디자인은 노즐리스 부스터를 특징으로 합니다.이는 전용 부스터 노즐에 의해 제공되는 성능 저하와 비교해서 교환되어야 하지만 배출된 부스트 노즐 이물질로부터 항공기를 발사할 위험의 제거, 단순성, 신뢰성 및 질량 및 ^[20]비용 절감의 이점을 제공한다.

일체형 로켓 램젯/도체로켓

램젯의 약간의 변화는 로켓 연소 과정에서 나오는 초음속 배기가스를 사용하여 주 연소실의 유입 공기와 압축 및 반응합니다.제로 스피드에서도 추력을 낼 수 있는 장점이 있습니다.

고체연료 일체형 로켓 램젯(SFIRR)에서 고체연료는 램버스터 외벽을 따라 주조된다.이 경우 연료 주입은 흡입구의 고온 압축 공기에 의한 추진제 절제를 통해 이루어집니다.연소 효율을 향상시키기 위해 후부 믹서를 사용해도 좋다.SFIRR은 연료 공급의 단순성 때문에 일부 애플리케이션의 경우 LFRJ보다 선호되지만, 스로틀 요건이 최소일 때, 즉 고도나 마하 수치가 제한적일 때만 선호된다.

덕트 로켓에서 고체연료 가스 발생기는 흡입구에 의해 공급되는 압축공기에 의해 램버스터 내에서 연소되는 고온의 연료 농후 가스를 발생시킨다.가스의 흐름은 연료와 공기의 혼합을 개선하고 총 압력 회수를 증가시킵니다.가변 유량 덕트 로켓이라고도 하는 스로틀 가능한 덕트 로켓에서, 밸브는 가스 발생기 배기가스를 조절하여 추력을 제어할 수 있도록 합니다.LFRJ와 달리 고체 추진제 램젯은 연소되지 않습니다.덕트 로켓은 SFRJ의 단순성과 LFRJ의 무한 스로틀 가능성 사이에 있습니다.

비행 속도

램젯은 일반적으로 음속의 절반 이하로 추력을 거의 또는 전혀 주지 않으며 압축비가 낮아 대기 속도가 시간당 1,000km(280m/s; 620mph)를 초과할 때까지 비효율적이다.

최소 속도 이상에서도 저속부터 고속, 저고도에서 고도에 이르기까지 넓은 비행 범위(비행 조건의 범위)는 상당한 설계 타협을 강요할 수 있으며, 하나의 설계 속도와 고도(포인트 설계)에 최적화되어 가장 잘 작동하는 경향이 있다.그러나 램젯은 일반적으로 가스터빈 기반 제트 엔진 설계를 능가하며 초음속(Mach 2-4)^[21]에서 가장 잘 작동합니다.저속에서는 비효율적이지만 최소 마하 6(2,000m/s; 7,400km/h)까지의 전체 유효 작동 범위에서 로켓보다 연료 효율이 높다.

기존 램젯의 성능은 연소를 위해 유입되는 공기가 아음속으로 느려짐에 따라 충격에 의한 해리와 압력 손실 때문에 마하 6 이상으로 떨어집니다.또한 연소실의 흡기 온도가 매우 높은 값으로 증가하여 제한 마하 수에서 해리 한계에 도달합니다.

관련 엔진

에어 터보람제트

에어터보람제트는 연소실 내에 열교환기를 통해 가열된 가스로 구동되는 압축기를 가진다.

초음속 연소 램젯(스크램젯)

램젯 디퓨저는 유입 공기가 연소기로 들어가기 전에 아음속으로 느려집니다.스크램젯은 램젯과 비슷하지만 공기는 연소기를 통해 초음속으로 흐릅니다.이것은 자유류로부터 회복된 정체 압력을 증가시키고 순추력을 향상시킨다.연소기 입구에서의 초음속 공기속도가 비교적 높아 배기가스의 열적 질식을 회피할 수 있다.연료 분사는 연소기 벽의 계단 아래 보호 구역으로 가는 경우가 많습니다.보잉 X-43은 X-51A ^[23]웨이브라이더에서 200초 동안 마하 5 (1,700 m/s; 6,100 km/h)를 달성한 작은 실험용^[22] 램젯이었다.

스탠딩 사선 폭발 램젯(소드램젯)

스탠딩 사선 폭발 램젯(Sodramjets)은 확산 램젯 연소를 사선 폭발로 대체합니다.다음 항목도 참조하십시오.Shcramjet 극초음속 공기호흡 추진기준 및 그 실험적 검증 경사폭발파 램제트

냉각된 엔진

퓨어 램젯의 변형은 퓨어 램젯의 한계를 극복하기 위한 '복합 사이클' 엔진입니다.예를 들어 SABRE 엔진은 프리쿨러를 사용하며, 그 뒤에 램젯 및 터빈 기계가 있습니다.

일본에서 개발된 ATREX 엔진은 이 개념을 실험적으로 구현한 것입니다.액체 수소 연료를 매우 이국적인 단일 팬 배열로 사용합니다.액체 수소 연료는 공기 흡입구의 열 교환기를 통해 펌핑되며, 액체 수소를 가열하는 동시에 유입 공기를 냉각합니다.유입되는 공기의 냉각은 합리적인 효율성을 달성하는 데 매우 중요합니다.그런 다음, 수소는 연소구간 다음에 두 번째 열 교환기 위치를 통해 계속되며, 여기서 뜨거운 배기가 수소를 더 가열하여 매우 높은 압력의 가스로 변하게 됩니다.그런 다음 이 가스는 팬 끝을 통과하여 아음속으로 팬에 구동력을 공급합니다.공기와 혼합한 후 연소실에서 연소한다.

LAPCAT 극초음속 여객기에는 반응 엔진 스키미타가, 반응 엔진 스카이론 우주 비행기에는 반응 엔진 SABRE가 제안되었다.

핵추진 램젯

냉전 기간 동안, 미국은 명왕성 프로젝트라고 불리는 핵추진 램제트를 설계하고 지상 실험을 했다.순항 미사일에 사용하기 위한 이 시스템은 연소를 사용하지 않았다. 대신 고온의 비차폐 원자로가 공기를 가열했다.램젯은 몇 달 동안 초음속으로 비행할 수 있을 것으로 예측되었다.원자로는 차폐가 되어 있지 않았기 때문에, 비록 배기 가스 자체는 방사능이 아니었지만, 저공 비행기의 비행 경로 안이나 주변에는 누구에게나 위험했다.ICBM이 그 목적에 ^[24]더 부합하는 것처럼 보여서 프로젝트는 결국 취소되었다.

전리층 램젯

약 100km(62mi) 위의 상층 대기에는 광화학 작용을 통해 태양에 의해 생성된 단원자 산소가 포함되어 있다.NASA는 ^[25]램젯에 전력을 공급하기 위해 이 얇은 가스를 궤도 속도로 2원자 분자로 재결합시키는 개념을 고안했다.

버스사드 램젯

Bussard ramjet은 우주선 추진 개념으로, 성간풍을 융합하여 차량 후방에서 고속으로 배출하기 위한 것입니다.

애프터버닝 터보젯용 램젯 모드

애프터버닝 터보젯 또는 바이패스 엔진은 엔진 압력비(epr)가 1로 떨어진 비행 속도에 도달할 수 있는 경우 터보에서 램젯 모드로 전환되는 것으로 설명할 수 있습니다.그런 다음 터보 애프터 버너가 ^[26]램버너 역할을 합니다.흡기 램 압력은 애프터 버너 입구에는 존재하지만 터보 기계로부터의 압력 상승으로 인해 더 이상 증가하지 않습니다.속도가 더욱 빨라지면 epr이 1 이하로 떨어짐에 따라 터보 기계의 존재로 인한 압력 손실이 발생합니다.

주목할 만한 예는 마하 3.2의 ^[27]epr=0.9의 록히드 SR-71 Blackbird용 추진 시스템입니다.이 속도에 도달하기 위해 필요한 추력(기류 및 배기 온도)은 낮은 보정 속도로 작동하는 컴프레서를 통해 공기 흐름을 증가시키고 컴프레서 블리딩 및 압축기에서 흡입한 공기를 사용하여 덕트와 노즐을 냉각한 결과 애프터버너 온도를 증가시키는 표준 방법에서 비롯되었습니다.보통, 훨씬 더 뜨겁고 터빈 ^[28]배기가스.

램젯을 사용하는 항공기

램젯을 이용한 미사일

「 」를 참조해 주세요.

• Wikibooks: 제트 추진

레퍼런스

참고 문헌

• 할리온, 리처드 P. "소련의 스토브파이프"에어 매니아, 9호, 1979년 2월-5월, 55-60페이지.ISSN 0143-5450

외부 링크

• NASA 램젯 정보 및 모델
• "Riding The Ramjet" 1949년 1월, Popular Mechanics 기사, 미국 공군이 P-80 전투기에 램젯을 사용한 최초의 실험을 다루었습니다.
• 보잉 로그북: 2002~2004
• 램젯식 헬리콥터의 설계 노트
• 프랑스 ONERA의 람제트 및 스크램제트 개요