SABER(로켓엔진)

SABRE (rocket engine)
사브르
1990년대에 디자인된 SABRE 엔진을 개조한 것입니다.
원산지영국
디자이너리액티브 엔진 유한회사
어플단대대궤도
연관된스카이론
선대RB545
상황연구개발
액체 연료 엔진
추진제공기 또는 액체 산소/액체[1] 수소
사이클복합 사이클 예냉 제트 엔진과 폐쇄 사이클 로켓 엔진
성능
추력, 진공약 2,940 kN (66만f [citation needed]lb)
추력, 해수면약 1,960kN (440,000lbf)[citation needed]
추력 대 중량비최대 14(대기)[2]
특정 임펄스, 진공460초(4.5km/s)[3]
특정 충격량, 해수면3,600초(1.0lb/(lbf⋅h), 35km/s)

SABRE(Synergetic Air Breathing Rocket[4] Engine)는 리액티브 엔진 유한회사극초음속 프리쿨링 하이브리드 공기 호흡 로켓 [5][6]엔진을 위해 개발 중인 개념입니다.이 엔진은 단대궤도 능력을 달성하도록 설계되어 제안Skylon 우주비행기를 지구 저궤도로 추진시킬 수 있습니다.SABRE는 1980년대 초/중반에 HOTOL [7]프로젝트를 위해 시작된 Alan Bond의 일련의 LACE와 유사한 디자인의 진화물입니다.

이 설계는 두 가지 [3]작동 모드가 있는 단일 복합 사이클 로켓 엔진으로 구성됩니다.공기 호흡 모드는 흡기 콘 바로 뒤에 위치한 경량 에어 프리쿨러와 터보 컴프레서를 결합합니다.고속에서는 이 프리쿨러가 램으로 압축된 고온의 공기를 냉각시켜 [8]엔진이 견딜 수 없는 온도에 도달하여 엔진 내 압력비가 매우 높아집니다.압축된 공기는 이후에 로켓 연소실로 공급되어 저장된 액체 수소와 함께 점화됩니다.높은 압력비로 인해 엔진은 매우 높은 속도와 고도에서 높은 추진력을 제공할 수 있습니다.공기의 온도가 낮기 때문에 가벼운 합금 구조를 사용할 수 있으며 궤도에 도달하는 데 필수적인 매우 가벼운 엔진을 사용할 수 있습니다.또한 LACE 컨셉과 달리 SABRE의 프리쿨러는 공기를 액화하지 않아 더욱 [2]효율적으로 작동할 수 있습니다.

마하 5.14, 고도 28.[3]5km에서 입구 콘을 차단한 후, 이 시스템은 액체 산소액체 수소를 연료 탱크에서 연소시키는 폐쇄형 고성능 로켓 엔진으로 계속 작동하여 잠재적으로 스카이론과 같은 하이브리드 우주 비행기 개념이 대기를 가파른 상승으로 떠난 후 궤도 속도에 도달할 수 있게 합니다.

Schimitar라는 SABRE 개념에서 파생된 엔진은 유럽 연합의 자금 지원받는 LAPCAT [9]연구를 위한 회사A2 극초음속 여객기 제안을 위해 설계되었습니다.

역사

프리쿨러 개념은 로버트 P에 의해 만들어진 아이디어에서 진화했습니다.1955년의 카마이클.[10]1960년대 미국 공군항공우주 비행기 [2]노력의 일환으로 제너럴 다이내믹스에 의해 처음 연구된 액체 공기 순환 엔진(LACE) 아이디어가 그 뒤를 이었습니다.

LACE 시스템은 램 압축을 통해 공기를 압축하는 초음속 공기 흡입구 뒤에 배치되었고, 그 후 열 교환기는 기내에 저장된 액체 수소 연료의 일부를 사용하여 공기를 빠르게 냉각시킵니다.그 후 생성된 액체 공기는 연소를 위해 액체 산소를 분리하기 위해 처리되었습니다.산소와 함께 연소하기에는 따뜻한 수소의 양이 너무 많아서 대부분은 배출되어야 했고, 유용한 추진력을 주었지만 잠재적인 [citation needed]효율은 크게 떨어졌습니다.

대신, HOTOL 프로젝트의 일환으로 액체 공기 순환 엔진(LACE) 기반 RB545 엔진이 보다 효율적인 사이클로 개발되었습니다.이 엔진에는 롤스로이스(Rolls-Royce)[11]라는 이름이 붙여졌습니다.1989년, HOTOL에 대한 자금 지원이 중단된 후, Bond와 다른 여러 회사들은 연구를 계속하기 위해 Reaction Engines Limited를 설립했습니다.RB545의 프리쿨러는 취성과 액체 수소의 과다 소비 문제가 있었고 특허와 영국의 공인비밀법에 의해 방해를 받았기 때문에 대신 [12]Bond는 SABRE를 개발했습니다.

2016년 이 프로젝트는 영국 정부와 ESA로부터 전체 [13]주기와 관련된 시연자를 위해 6천만 파운드의 자금을 지원받았습니다.2021년 7월 영국 우주국은 지속적인 [14]개발을 위해 390만 파운드를 추가로 제공했습니다.

개념.

RB545와 마찬가지로 SABRE 디자인은 기존의 로켓 엔진이나 제트 엔진이 아닌 저속/고도에서 환경의 공기를 사용하고 액체 산소를 더 높은 고도에서 저장하는 하이브리드입니다.SABER 엔진은 "입되는 공기를 -150 °C(-238 °F)까지 냉각할 수 있는 열교환기에 의존하여 수소와 혼합하기 위한 산소를 공급하고 대기 비행 중에 제트 추진력을 제공한 후 우주 공간에서 탱크식 액체 산소로 전환합니다."

공기 호흡 모드에서는 흡입구를 통해 공기가 엔진으로 들어갑니다.바이패스 시스템은 공기 중 일부를 프리쿨러를 통해 컴프레서로 유도하고, 이를 연소실로 주입하여 연료와 함께 연소시키고, 배기 생성물이 노즐을 통해 가속되어 추력을 제공합니다.나머지 흡기는 바이패스 시스템을 통해 공기 호흡 비행 시스템의 일부에서 램젯 역할을 하는 화염 홀더 링으로 계속됩니다.헬륨 루프는 프리쿨러에서 연료로 열을 전달하고 엔진 펌프와 컴프레서를 구동하는 데 사용됩니다.

흡입구

엔진 전면의 개념 설계에서는 두 개의 충격 반사를 사용하여 공기를 아음속으로 압축 및 감속시키는 단순한 병진축 대칭 쇼크콘 입구를 제안합니다.공기를 엔진 속도까지 가속시키면 램 드래그가 발생합니다.충격, 압축 및 가속으로 흡기가 가열되어 마하 5.5에서 약 1,000°C(1,830°F)에 이릅니다.

Bayern-Chemie는 ESA를 통해 흡기 및 바이패스[15] 시스템을 개선하고 테스트하기 위한 작업을 수행했습니다.

프리쿨러

공기가 초음속 또는 극초음속으로 엔진에 들어가면 압축 [8]효과로 인해 엔진이 견딜 수 있는 것보다 더 뜨거워집니다.같은 문제를 가지고 있지만 정도가 덜한 제트 엔진은 무거운 구리나 니켈 기반의 재료를 사용하고, 엔진의 압력비를 줄이며, 녹는 것을 피하기 위해 더 높은 공기 속도로 엔진을 감속시킴으로써 해결합니다.그러나 SSTO(single stage-to-orbit) 우주 비행기의 경우, 그러한 무거운 물질은 사용할 수 없으며, 중력 손실을 최소화하기 위해 가장 빠른 시간에 궤도 삽입을 위해 최대 추력이 필요합니다.대신 가스 헬륨 냉각수 루프를 사용하여 SABRE는 공기가 액화되거나 수증기가 어는 것이 차단되는 것을 방지하면서 대향류 열교환기의 공기를 1,000°C(1,830°F)에서 -150°C(-238°F)로 극적으로 냉각합니다.역류 열교환기는 또한 액체 수소 연료 및 헬륨 작동 유체 자체를 위한 펌프 및 컴프레서를 구동하기에 충분한 고온에서 헬륨이 엔진에서 배출되도록 합니다.

HOTOL과 같은 이전 버전의 프리쿨러는 수소 연료를 프리쿨러에 직접 넣었습니다.SABRE는 프리쿨러의 수소 취성 문제를 방지하기 위해 공기와 차가운 연료 사이에 헬륨 냉각 루프를 삽입합니다.

공기가 극적으로 냉각되면서 잠재적인 문제가 발생했습니다. 냉동 수증기 및 기타 공기 분율로부터 프리쿨러를 차단하는 것을 방지해야 합니다.냉각용액은 2012년 10월 [16]냉동공기를 이용하여 6분간 실험하였습니다.냉각기는 16,800개의 얇은 [17]튜브가 있는 미세 파이프 구조 열교환기로 구성되어 있으며, 유입되는 고온의 대기 공기를 0.01초 [18]내에 필요한 -150°C(-238°F)로 냉각합니다.얼음 방지 시스템은 철저하게 보안된 비밀이었지만, REL은 협력사가 필요하고 [19][20][21]외부와 긴밀히 협력하면서 비밀을 지킬 수 없어 특허를 통해 2015년 메탄올 주입식 3D 프린팅 탈빙기를 공개했습니다.

압축기

궤도에 도달하는 데 필요한 속도의 20% 및 고도의 20%인 음속의 5배 및 고도의 25km 이하에서 프리쿨러에서 나온 냉각된 공기는 개조된 터보 압축기로 통과합니다.기존 제트 엔진에 사용되는 것과 디자인이 비슷하지만 흡입 공기의 낮은 온도로 인해 가능한 이례적으로 높은 압력비로 작동합니다.컴프레서는 140기압으로 압축된 공기를 메인 [22]엔진의 연소실로 공급합니다.

종래의 제트 엔진에서, 터보 압축기는 연소 가스에 의해 구동되는 가스 터빈에 의해 구동됩니다.SABRE는 헬륨 루프를 사용하여 터빈을 구동하며, 이 루프는 프리쿨러와 [22]프리버너에서 포착된 열에 의해 구동됩니다.

헬륨 고리

공기 프리쿨러에서 나오는 '뜨거운' 헬륨은 액체 수소 연료와 함께 열교환기에서 냉각하여 재활용됩니다.루프는 자체 시동 브레이튼 사이클 엔진을 형성하여 엔진의 중요한 부분을 냉각하고 [citation needed]터빈에 동력을 공급합니다.열은 공기로부터 헬륨으로 전달됩니다.이 열 에너지는 엔진의 여러 부분에 동력을 공급하고 수소를 기화시키는 데 사용되며,[3][23] 수소는 램제트에서 연소됩니다.

연소실

SABRE 엔진의 연소실은 액체 수소가[24] 아닌 산화제(공기/액체 산소)에 의해 냉각되어 화학양론적 시스템에 비해 시스템의 액체 수소 사용을 더욱 줄입니다.

노즐

종래의 추진 노즐이 작동하는 가장 효율적인 대기압은 노즐 벨의 형상에 의해 설정됩니다.기존 벨의 형상이 정적인 상태로 유지되는 동안 대기압은 고도에 따라 변화하므로, 낮은 대기에서 고성능으로 설계된 노즐은 높은 고도에 도달할수록 효율성이 떨어집니다.전통적인 로켓에서는 대기압에 맞게 설계된 여러 단계를 사용함으로써 이를 극복합니다.

SABER 엔진은 저고도 및 고고도 시나리오에서 모두 작동해야 합니다.모든 고도에서 효율성을 확보하기 위해 Expansing 노즐을 사용합니다.먼저 낮은 고도에서 공기 호흡 비행 시 벨은 후방에 위치하고 노즐의 상부를 둘러싸는 토로이드 연소실에 연결되어 팽창 편향 노즐을 형성합니다.나중에 SABER가 로켓 모드로 전환될 때, 벨은 앞으로 이동하여 내부 로켓 연소실의 벨 길이를 확장하여 보다 효율적인 [25]비행을 위해 훨씬 더 크고 높은 고도의 노즐을 생성합니다.

로켓 모드의 노즐

바이패스 버너

액화를 피하면 엔트로피가 적게 발생하여 액체 수소가 증발하기 때문에 엔진의 효율이 향상됩니다.그러나 단순히 공기를 냉각하는 것은 엔진 코어에서 연소되는 것보다 더 많은 액체 수소를 필요로 합니다.과량은 중앙 코어를 중심으로 고리 모양으로 배열된 일련의 버너 "스필 덕트 램젯 버너"[3][23]를 통해 배출됩니다.이것들은 프리쿨러를 우회하는 공급 공기입니다.이 바이패스 램젯 시스템은 흡입구로 통과하지만 주 로켓 엔진으로 공급되지 않는 공기로 인해 발생하는 항력의 부정적인 영향을 줄이기 위해 설계되었습니다.저속에서는 컴프레서가 연소실로 공급할 수 있는 공기량에 대한 흡기로 유입되는 공기량의 비율이 최대이므로 저속에서 효율을 유지하려면 바이패스 공기를 가속해야 합니다.이것은 이 시스템을 터빈 사이클의 배기 가스가 램젯의 공기 흐름을 증가시켜 1차 [26]추진 역할을 수행할 수 있을 정도로 효율적이 되도록 하는 터보램젯과 구별합니다.

발전

최신 SABER 엔진의 디자인입니다.

비동역학적 배기 팽창 문제를 극복하기 위한 정확한 엔지니어링 모델 개발에 필요한 데이터를 제공하기 위해 2008년 Airbane Engineering Ltd에 의해 STERN이라고 불리는 팽창 편향 노즐에 대한 테스트가 수행되었습니다.이 연구는 2011년 STRICT 노즐에서 계속되었습니다.

2010년 우주추진연구소의 EADS-Astrium에서 산화제(공기와 산소 모두) 냉각 연소실의 성공적인 시험을 수행했습니다.

2011년 열교환기 기술에 대한 하드웨어 테스트가 완료되었으며, 이 기술이 [27][28]가능함을 입증하는 "[[the] Hybrid Air- and Liquid Oxygen-Breathing [SABRE] 로켓 모터에 중요한].이 테스트는 엔진이 저고도,[27][28] 고성능 작동을 지원하기 위해 대기로부터 충분한 산소를 확보하는 데 필요한 만큼 열 교환기가 작동할 수 있음을 확인했습니다.

2012년 11월, Reaction Engines는 프로젝트의 완성을 향한 주요 장애물 중 하나인 엔진의 냉각 기술을 증명하는 일련의 테스트를 성공적으로 마쳤다고 발표했습니다.유럽우주국(ESA)은 SABRE 엔진의 프리쿨러 열교환기를 평가했고, 엔진 개발을 진행하는 데 필요한 기술이 충분히 [27][29][30]입증되었다는 주장을 받아들였습니다.

2013년 6월, 영국 정부는 SABRE [31]엔진의 완전한 프로토타입 개발에 대한 추가 지원을 발표하였고, 2014년과 2016년[32][33] 사이에 ESA가 7백만 [34]파운드를 추가로 지원하면서 6천만 파운드의 자금을 지원하였습니다.테스트 장비를 개발하는 데 드는 총 비용은 [32]2억 파운드로 추산됩니다.

2015년 6월, 웨스트콧의 어드밴스드 노즐 프로젝트로 SABRE의 개발이 계속되었습니다.3D 프린팅 방식의 추진제 분사 [35]시스템과 같은 새로운 제조 기술뿐만 아니라, ABOR 엔진이 사용할 첨단 노즐의 공기 역학 및 성능을 분석하는 데 에어보어드 엔지니어링이 운영하는 테스트 엔진이 사용되고 있습니다.

2015년 4월, SABRE 엔진 개념이 미 공군 [36][37][38]연구소에서 실시한 이론적 타당성 검토를 통과했습니다.실험실은 곧이어 2단계-궤도 SAVERSE 개념을 공개할 예정이었는데, 그들은 1단계-궤도-스카이론 우주 비행기가 "SAVE [39]엔진의 첫 번째 적용으로서 기술적으로 매우 위험하다"고 생각했기 때문입니다.

2015년 8월, 유럽 집행위원회는 사브르 프로젝트의 추가 개발을 위해 영국 정부가 5천만 파운드의 자금을 지원하는 것을 승인했습니다.이는 사모펀드에서 조성된 자금이 사업을 [40]마무리하기에 부족했다는 이유로 승인된 것입니다.2015년 10월, 영국 회사 BAE 시스템즈는 SABRE 극초음속 [41][42]엔진 개발을 돕기 위한 계약의 일환으로 회사의 지분 20%를 2,060만 파운드에 인수하기로 합의했습니다.2016년, Reaction CEO Mark Thomas는 자금 [43]지원의 한계를 감안하여, 1/4 크기의 지상 시험 엔진을 개발할 계획을 발표했습니다.

2016년 9월 리액티브 엔진을 대행하는 에이전트들은 2017년 [45]4월 허가받은 영국 웨스트콧[44]로켓추진시설 부지에 로켓엔진 시험시설을 건설하기 위한 계획동의를 신청했고, 2017년 5월에는 착공식을 갖고 사브르 TF1 eng 건설의 시작을 알렸습니다.2020년에 [46][47]활성화 될 것으로 예상되는 in test facility.하지만, TF1 시설의 개발은 그 후 조용히 중단되었고, 그 부지는 이제 항공우주 및 방위 그룹[48]남모에 의해 인수되었습니다.

2017년 9월, 미국 국방 고등 연구 프로젝트 기관(DARPA)이 콜로라도주 [49]왓킨스 인근 Front Range Airport에 고온 기류 테스트 시설을 건설하기 위해 Reaction Engine Inc.와 계약했다고 발표했습니다.DARPA 계약은 사브르 엔진의 프리쿨러 열교환기(HTX)를 테스트하는 것입니다.시험 시설과 시험 물품의 건설은 2018년부터 시작되었으며,[50][51] 아음속 흡입구를 통해 들어오는 공기를 시뮬레이션하는 온도에서 HTX를 구동하는 것에 중점을 두고 2019년부터 시작되었습니다.

HTX 테스트 장치는 영국에서 2018년에 완성되어 콜로라도로 보내졌으며, 2019년 3월 25일 F-4 GE J79 터보제트 배기 장치가 주변 공기와 혼합되어 마하 3.3의 입구 조건을 복제하여 420°C(788°F)의 가스 스트림을 1/20초 이내에 100°C(212°F)로 성공적으로 퀀칭했습니다.1,000°C(1,830°F)[8][17]에서 온도 감소가 예상되는 가운데 마하 5를 시뮬레이션하는 추가 테스트가 계획되었습니다.이러한 추가 테스트는 2019년 [52][53][54]10월까지 성공적으로 완료되었습니다.

성공적인 HTX 테스트는 확장 가능한 SABRE 시연기가 완성되기 전에 개발될 수 있는 스핀오프 프리쿨러 응용 프로그램으로 이어질 수 있습니다. 제안된 용도는 첨단 터보팬, 극초음속 차량 및 산업용 [55]응용 프로그램에서 가스 터빈 기능을 확장하는 것입니다.2019년 3월, UKSA와 ESA의 데모 엔진 코어 예비 설계 검토를 통해 테스트 버전의 [56]구현 준비가 완료되었습니다.

2019년, 에어보어드 엔지니어링은 SABRE 프리버너의 [57]서브스케일 공기/수소 인젝터에 대한 테스트 캠페인을 실시했습니다.

2020년, Airbane Engineering은 "HX3 모듈"(프리버너-헬륨 루프 열교환기)에 대한 테스트 캠페인을 실시했습니다.

2022년에는 반응식 프리쿨러 열교환기의 Foreign Comparative Testing을 수행하였습니다.이 테스트는 회사의 미국 자회사(Reaction Engines Incorporated – REI)와 미 공군 연구소(AFRL)에 의해 성공적으로 완료되었습니다."FCT 테스트 프로그램은 엔진 프리쿨러 기술의 입증된 기능을 크게 확장했습니다."라고 REI의 엔지니어링 책임자 Andrew Pioti는 말했습니다."이러한 최근 테스트 동안 프리쿨러는 고온의 공기 흐름에서 전달되는 열 에너지가 10 메가와트 이상이라는 목표를 성공적으로 달성했습니다. 이는 이전 테스트 [59]프로그램보다 3배나 높은 수치입니다."

엔진

하이브리드 로켓 엔진의 정적 추력 능력 때문에, 차량은 기존[3]터보제트처럼 공기 호흡 모드에서 이륙할 수 있습니다.기체가 상승하고 외기압이 낮아지면 램 압축의 유효성이 떨어짐에 따라 압축기로 유입되는 공기가 점점 더 많은 공기가 램 압축의 효과를 저하시킵니다.이러한 방식으로 제트기는 평소보다 훨씬 높은 고도에서 작동할 수 있습니다.

마하 5.5에서는 공기 호흡 시스템이 비효율적이 되어 전원이 차단되고, 엔진이 궤도 속도(마하 25 [22]정도)까지 가속할 수 있는 내장 산소로 대체됩니다.

진화

RB545

HOTOL과 함께 사용할 수 있도록 설계되었습니다.

엔진은 공기를 들이마실 수 있는 정지 추력 능력이 없었고, 이륙을 위해 로켓 트롤리에 의존했습니다.

사브르

Skylon A4와 함께 사용하도록 설계되었습니다.

이 엔진은 RATO 엔진에 의존하는 공기 호흡 정지 추력 능력이 없었습니다.

사브르 2

Skylon C1과 함께 사용할 수 있도록 설계되었습니다.

엔진은 공기 호흡 사이클이 [citation needed]작동할 때까지 LOX를 사용하는 정적 추력 능력이 없었습니다.

사브르 3

Skylon C2와 함께 사용할 수 있도록 설계되었습니다.

이 엔진에는 헬륨 루프를 구동하는 데 사용되는 공기 흐름에서 회수되는 열을 증가시켜 엔진에 정적 추력 기능을 제공하는 연료가 풍부한 프리버너가 포함되어 있었습니다.

사브르 4

SABRE 4는 더 이상 단일 엔진 설계가 아닌 엔진 종류입니다. 예를 들어, 이 엔진의 0.8–2 MN(180,000–450,000 lbf, 82–204 tf) 인스턴스는 부분적으로 재사용 가능한 TSTO에 대한 USAF 연구를 위해 110,000–280,000 lbf(0.49–1.25 MN, 50–127 tf)의 SKYON D1.5와 함께 사용됩니다.

성능

기존 제트 엔진의 경우 약 5개, 스크램제트[5]경우 2개의 추력 대 중량 비율에 비해 SABRE의 설계된 추력 비율은 14개입니다.이와 같이 높은 성능을 발휘하는 것은 고밀도의 냉각된 공기와 낮은 공기 온도가 결합되어 있기 때문에 압축이 덜 필요하며, 더욱 중요한 것은 엔진 대부분에 가벼운 합금을 사용할 수 있다는 점입니다.RB545 엔진이나 스크램제트보다 전반적인 성능이 훨씬 뛰어납니다.

(로켓 엔진에서 특정 임펄스로 알려진) 연료 효율은 대기 [3]내에서 약 3500초로 최고치를 기록합니다.전형적인 올 로켓 시스템은 약 450초, 심지어 "전형적인" 핵 열 로켓은 약 900초에 정점을 찍습니다.

높은 연료 효율과 낮은 질량의 엔진을 결합하여 28.5km(94,000ft) 고도에서 마하 5.14+의 공기 호흡을 하며 지금까지 [citation needed]제안된 어떤 비핵 발사체보다도 더 많은 탑재 질량을 가지고 궤도에 도달하는 SSTO 접근을 가능하게 합니다.

프리쿨러는 시스템에 질량과 복잡성을 더하며 설계 중 가장 공격적이고 어려운 부분이지만, 이 열교환기의 질량은 이전에 달성된 것보다 훨씬 낮은 수준입니다.실험 장치는 거의 1GW/m의3 열교환을 달성했습니다.폐쇄 사이클 모드(즉, 프리쿨러 및 터보 압축기) 동안 작동이 중단된 시스템의 추가 무게 운반에 따른 손실과 Skylon 날개의 추가 무게는 전체 효율성 및 제안된 비행 계획의 증가로 상쇄됩니다.우주왕복선과 같은 기존의 발사체는 상대적으로 느린 속도로 거의 수직으로 상승하는 데 약 1분이 소요됩니다. 이것은 비효율적이지만 순수 로켓 차량에는 최적입니다.이와는 대조적으로 SABRE 엔진은 공기를 흡입하고 날개를 사용하여 차량을 지지하는 동안 훨씬 더 느리고 얕은 등반(28.5km 전환 고도까지 13분)을 가능하게 합니다.이는 중력 항력과 차량 중량의 증가를 통해 추진제 질량을 감소시키고 SSTO가 가능한 수준까지 공기역학적 리프트를 통해 얻을 수 있습니다.

SAVERSE와 같은 하이브리드 제트 엔진은 낮은 대기층에서 낮은 극초음속에 도달한 후에 클라이밍을 하는 동안 폐쇄 사이클 모드로 전환하면 속도를 높일 수 있습니다.램젯이나 스크램젯 엔진과 달리 0속부터 마하 5.[4]4까지 높은 추진력을 제공하며 지상에서 고도까지 비행 전반에 걸쳐 탁월한 추진력을 발휘하며 전체적으로 높은 효율을 얻을 수 있습니다.또한 이러한 정적 추력 능력은 엔진을 지상에서 현실적으로 테스트할 수 있음을 의미하므로 테스트 [5]비용을 대폭 절감할 수 있습니다.

2012년, REL은 2020년까지 시험 비행을, [60]2030년까지 운영 비행을 예상했습니다.

참고 항목

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자원.

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