KR20110072801A - 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치 및 그의 엔진모드 - Google Patents

극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치 및 그의 엔진모드 Download PDF

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KR20110072801A
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Abstract

본 발명은 대기권 영역의 지상고도, 정지상태에 이륙하여 30km의 고고도 및 마하 8까지의 극초음속 영역까지 구동되게 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치 및 그의 엔진모드에 관한 것으로, 상기 엔진장치는, 연료를 공급받아 로켓의 추진력을 발생시키는 센터 바디; 중공 캔 형상으로 이루어져서 상기 센터 바디를 중앙으로 감싸는 형태로 위치하는 카울 바디; 상기 센터 바디의 후방에 설치되어서 로켓 이젝션을 통하여 공기를 빨아들이도록 하는 로켓 엔진; 상기 카울 바디의 내면에 설치되어서 흡입구를 통하여 유입된 공기와 연료가 혼합 및 연소되도록 하는 연소기; 상기 연소기의 연소를 통해서 추력을 얻기 위한 노즐; 상기 인젝터의 후방에 설치되어서 화염 유지 상황시에 사용되는 보염기; 및 상기 센터 바디의 후방부에 위치하여 상기 카울 바디와 연결되는 연결 파일런;을 포함하며, 상기 장치의 엔진모드는 비행체의 작동환경에 따라서, 이젝터제트 엔진모드, 램제트 엔진모드 및 스크램제트 엔진모드의 추진기관으로 작동한다.
극초음속, 공기흡입식, 복합사이클 엔진, 로켓, 이젝터제트, 램제트엔진, 스크램제트 엔진

Description

극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치 및 그의 엔진모드{Combined cycle engine for hypersonic air-breathing and it's engine mode}
본 발명은 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 대기권 영역의 지상고도, 정지 상태에서부터 고고도, 극초음속 영역까지 구동이 가능한 추진기관 시스템인 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진에 관한 것이다.
일반적으로, 제시된 속도영역(마하 0 내지 8)을 비행할 수 있는 단일 추진시스템으로는 로켓 추진기관이 있다.
또한, 정지상태에서의 출발은 불가능하지만 마하 2 이상의 영역에서 구동이 가능한 램제트 엔진과 마하 5 이상의 영역에서 구동이 가능한 스크램제트 엔진이 있다.
그러나, 상기의 로켓 추진기관과 램제트 엔진 및 스크램제트 엔진은 다음과 같은 몇가지 문제점을 내재하고 있다.
첫째, 로켓 추진기관의 경우 산화재를 대기 상태에서 포집할 수 없기 때문에 산화제를 탑재해야한다. 산화제와 연료는 액화된 상태로 보존하기 때문에 높은 압 력으로 가압하여 보존한다. 따라서 안전을 위하여 시스템이 거대해지게 되어 비슷한 영역에서 구동이 가능한 램제트 엔진 및 스크램제트 엔진에 비하여 비추력 및 효율이 떨어진다. 또한 시스템 복잡도에 따라 제작에 드는 비용이 높은 반면 기본적으로 1회성으로 사용되기 때문에 재사용이 불가능하다.
둘째, 램제트 엔진은 고속비행에 따른 램효과를 이용하여 마하수 2 내지 6에서 작동한다. 고속의 공기는 엔진 흡입구에서 다수의 경사 충격파와 한 개의 약한 수직 충격파를 거쳐 유속이 아음속으로 감소된 후 연소기 입구의 디퓨저에서 압축이 일어나 온도와 압력이 상승한다. 램제트 엔진의 특징은 연소현상이 아음속에서 발생한다는 점이며 연소 후 공기는 수축-팽창 노즐에서 팽창되어 추력을 발생시킨다. 그러나 마하수 0에서는 추력을 낼 수 없다. 또한 마하 6 이상의 영역에서는 연소기 입구에서 열 해리가 발생하여 효율이 급격하게 떨어지게 된다.
셋째, 스크램제트 엔진은 램제트 엔진과 달리 연소실을 포함한 전체 내부유동이 초음속이므로 팽창 노즐만을 이용하여 추력을 발생시킨다. 그러나 램제트 엔진과 마찬가지로 정지 상태에서의 구동이 불가능하다는 단점이 있다.
상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은, 로켓 엔진, 램제트 엔진 및 스크램제트 엔진을 적절히 조합하여 대기권 내에서의 극초음속 비행을 실현함으로써, 시스템의 경량화를 꾀할 수 있을 뿐만 아니라 비행중단에 의한 위험에 유연성을 갖는 등 기존 로켓 추진시스템에 비해 현저하게 유리한 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치 및 그의 엔진모드를 제공하는 데에 있다.
상기한 바와 같은 목적을 성취하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 대기권 영역의 지상고도, 정지상태에서도 고고도 및 극초음속 영역까지 구동되게 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치는, 연료를 공급받아 로켓의 추진력을 발생시키는 센터 바디; 중공 캔 형상으로 이루어져서 상기 센터 바디를 중앙으로 감싸는 형태로 위치하는 카울 바디; 상기 센터 바디의 후방에 설치되어서 로켓 이젝션을 통하여 공기를 빨아들이도록 하는 로켓 엔진; 상기 카울 바디의 내면에 다수 개의 연료 인젝터를 구성하여 설치되어서 흡입구를 통하여 유입된 공기와 연료가 혼합 및 연소되도록 하는 연소기; 상기 연소기의 연소를 통해서 추력을 얻기 위한 노즐; 상기 인젝터의 후방인 상기 센터 바디와 카울 바디에 공동형상으로 설치되어 화염 유지 상황시에 사용되는 보염기; 및 상기 센터 바디의 후방부에 위치하여 상기 카울 바디와 연결되는 연결 파일런;을 포함한다.
본 발명의 실시예에 따른 대기권 영역의 지상고도, 정지상태에서도 고고도 및 극초음속 영역까지 구동되게 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진모드는, 비행체의 작동환경에 따라서, 지상 이륙 상태에서 마하 3까지 영역에서 작동되며, 로켓을 이용하여 공기를 흡입함으로써 연소시켜 추력을 얻는 이젝터제트 엔진모드; 마하 3에서 마하 6까지의 영역에서 작동되며, 램 효과(Ram effect)로 획득된 압축 공기를 이용하여 아음속 상태로 연소가 일어나는 램제트 엔진모드; 및 마하 6에서 마하 8까지의 영역에서 작동되며, 연소가 초음속 상태에서 일어나는 스크램제트 엔진모드;로 이루어진다.
상기한 바와 같은 본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치 및 그의 엔진모드는 다음과 같은 효과를 가진다.
첫째. 2개 이상의 연소기를 갖춘 종래의 복합 엔진과 달리 외부로부터 유입되는 단일 유로 및 연소기를 사용하여 정지 상태에서 마하 8까지 운용하는 복합사이클 엔진 시스템으로서, 2개 이상의 연소기를 갖출 경우 제어 계통 및 연료 분사 계통을 이원화해야하기 때문에 시스템의 경량화를 추구하기 어려운 반면, 단일 유로형태의 복합사이클 엔진의 경우 시스템의 경량화를 꾀할 수 있다.
둘째. 작동 영역이 지상고도, 정지 상태에서 고도 30km, 마하 8의 광범위한 영역에서 구동할 수 있는 극초음속 공기흡입식 추진기관으로 대기권 임무수행에 적합한 운용고도와 긴 항속거리를 가지고 있으므로 가까운 장래에 초음속 비행체, 일단 궤도진입(SSTO, Single Stage To Orbit) 및 이단 궤도진입(TSTO, Two Stage To Orbit) 비행체의 추진시스템으로 선택될 가능성이 매우 높고, 또한 비행체가 상승 하고 있는 동안 추진제의 요구조건에 커다란 영향을 주지 않고 cross-range 비행에 의한 반복사용이 가능하다는 것과 상승 시 일부 엔진의 작동이 중단되어도 대체 착륙 기지를 선택할 수 있기 때문에, 비행중단에 의한 위험에 유연성을 갖는 등 기존 로켓 추진시스템에 비해 현저한 장점을 가진다.
이하, 본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치 및 그의 엔진모드에 대한 바람직한 실시예를 첨부한 도면을 참조하여 설명한다.
도 1은 본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치를 보인 단면도이고, 도 2는 본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치의 정단면도이고, 도 3은 본 발명의 장치에 의해 실시된 비행체 구동 유체 및 분사 경로 표시를 보인 단면도이고, 도 4는 본 발명의 장치에 의한 이젝터제트 엔진모드의 작동시 비행체 거동 및 연료분사 형태를 보인 단면도이고, 도 5는 본 발명의 장치에 의한 램제트 엔진모드의 작동시 비행체 거동 및 연료분사 형태를 보인 단면도이며, 도 6은 본 발명의 장치에 의한 스크램제트 엔진모드의 작동시 비행체 거동 및 연료분사 형태를 보인 단면도이다.
도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이 본 발명의 실시예에 따른, 대기권 영역의 지상고도, 정지상태에서도 고고도 및 극초음속 영역까지 구동되게 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치는, 센터 바디(10), 카울 바디(20), 로켓 엔진(30), 연소기, 노즐(40), 보염기(50) 및 연결 파일런(60)으로 구성된다.
상기 센터 바디(10)는 연료를 공급받아 로켓의 추진력을 발생시키는 부분으 로서, 각 부위인 전방, 후방, 내면의 구성은 다음과 같이 이루어진다.
즉, 상기 센터 바디(10)의 전방은 축대칭형 흡입구 형상을 취하고 있으며 아음속에서는 디퓨저의 역할을 하여 유동을 원활히 빨아들이도록 하고, 초음속 영역에서는 공기 포획량이 일정하도록 설계된다.
그리고, 상기 센터 바디(10)의 후방에는 로켓 노즐이 엔진 중앙의 연소실 입구를 향하도록 배치되어있으며, 로켓 엔진(30)은 본 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진의 이젝터제트 엔진모드에서 공기를 로켓 이젝션을 통하여 빨아들이기 위한 용도로 설치된다.
상기 센터 바디(10)의 내부에는 로켓 엔진(30)의 연료와 산화제 탱크(미도시) 및 로켓 연소실(미도시)이 위치하되, 상기 연료와 산화제는 센터 바디(10)를 재생 냉각할 수 있도록 배치하여 공력 가열로부터 센터 바디(10)를 보호할 수 있도록 한다.
상기 카울 바디(20)는 중공 캔 형상으로 이루어져서 센터 바디(10)를 중앙으로 감싸는 형태로 위치한다.
상기 카울 바디(20)의 전방은 초음속 모드에서 앞전(Leading edge)에 충격파(Blunt shock or bow shock)가 발생하지 않도록 컷오프(cut-off) 형상으로 이루어진다.
상기 카울 바디(20)의 내부에는 다음에 기술되는 연료 분사를 위한 연료 인젝터(45)에 연료를 분사하기 위한 연료 탱크(미도시) 및 제반 설비(미도시)가 내재되어 있도록 한다.
상기 로켓 엔진(30)은 센터 바디(10)의 후방에 설치되어서 로켓 이젝션을 통하여 공기를 빨아들이도록 하는 역할을 한다.
즉, 상기 로켓 엔진(30)은 본 발명의 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치의 이젝터제트(ejector-jet) 엔진모드에서 공기를 로켓 이젝션을 통하여 빨아들이기 위한 용도로 설치된다.
상기 연소기는 카울 바디(20)의 내면에 다수 개의 연료 인젝터(45)를 구성하여 설치되어서 흡입구를 통하여 유입된 공기와 연료가 혼합 및 연소되도록 하는 역할을 한다.
상기와 같이 카울 바디(20) 내면에 위치한 연소기의 연료 인젝터(45)는 크게 3가지 파트로 구분될 수 있다.
즉, 상기 연소기의 연료 인젝터(45)는, 제1 인젝터(45-1)가 위치한 연소기 도입부와, 제2 인젝터(45-2)가 위치한 연소기 평행부와, 제3 인젝터(45-3)가 위치한 연소기 확장부의 세 파트로 구분될 수 있다.
상기 노즐(40)은 상기 연소기의 연소를 통해서 추력을 얻기 위한 것으로, 상기 카울 바디(20)의 내면에 위치한다.
상기 노즐(40)은 기본적으로 확대 노즐 형상을 취하며 노즐 목(nozzle throat)을 조성하기 위해서는 노즐 입구에 연료 분사를 하여 열적 질식(thermal throat)을 조성한다.
상기 보염기(50)는 제1 인젝터(45-1)의 후방인 상기 센터 바디(10)와 카울 바디(20)에 공동형상으로 설치되어 화염 유지 상황시에 사용된다.
즉, 상기 제1 인젝터(45-1)가 위치한 연소기 도입부의 경우 카울 바디(20) 뿐만 아니라 센터 바디(10)에도 보염기(50)가 위치하여 스크램제트(scramjet) 엔진모드에서와 같은 초음속 연소에서 화염을 유지하기 용이하도록 하는 것이다.
상기 연결 파일런(60)은 센터 바디(10)의 후방부에 위치하여 카울 바디(20)와 연결시켜주는 역할을 한다.
도 2에 도시된 바와 같이, 상기의 카울 바디(20)와 센터 바디(10)를 연결시켜주는 연결 파일런(60)은 흡입구가 위치하는 센터 바디(10)의 전방부가 아닌 후방부의 확장부에 위치하며 반경 방향으로 총 4개의 장소에 위치하도록 한다.
본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치는 구조적 안전성 및 내부 구성요소 배치의 편의성을 고려하여 원형의 형상으로 이루어지게 하는 것이 바람직하다.
상기와 같은 본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치에 대한 엔진모드에 대해서는 도 3 내지 도 6을 통해 살펴보면 다음과 같다.
상기의 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진은 지상고도(sea level), 정지상태(static)에서 출발하여 고도 약 30km, 비행 마하수 8에 도달하는 것을 목표로 하는 엔진이다.
상기의 엔진은 비행체의 작동환경, 즉 비행 마하수에 따라 운전모드에 따라서, 이젝터제트 엔진모드(도 3 및 도 4 참조), 램제트 엔진모드(도 5 참조) 및 스크램제트 엔진모드(도 6 참조)로 이루어진다.
본 발명에 따른 엔진장치는 상기 비행 마하수에 따라서, 지상 이륙 상태에서 마하 3까지 영역에서 작동되 이젝터제트 엔진모드와, 마하 3에서 마하 6까지의 영역에서 작동되는 램제트 엔진모드와, 마하 6에서 마하 8까지의 영역에서 작동되는 스크램제트 엔진모드의 3개로 운영된다.
상기 이젝터제트 엔진모드, 램제트 엔진모드 및 스크램제트 엔진모드의 전환에는 4개의 제1 내지 제4 연료 인젝터(45-1, 45-2, 45-3 및 45-4)에 의한 연료의 분사방식에 따라 구현된다.
상기의 3개의 엔진모드는 각각의 연료 인젝터들(45-1 내지 45-4)의 작동모드에 따라서 특성이 현저하게 구별되는데, 그에 대한 것은 다음과 같다.
상기 이젝터제트 엔진모드에서는, 도 4에 도시된 바와 같이, 로켓 엔진(30)을 작동 유체로 사용하는 이젝션(ejection) 효과를 이용하여 공기를 흡입하여 연소시켜 추력을 얻는다.
이때, 제4 인젝터(45-4)로 연료를 분사하여 열 질식을 발생시켜 노즐의 열적 질식(thermal throat, 45-5, 도 1 참조)을 구현한다.
상기 램제트 엔진모드에서는, 도 5에 도시된 바와 같이, 초음속으로 흡입된 공기가 수직 충격파와 램 효과(Ram effect)로 획득된 압축 공기를 이용하여 아음속상태로 연소가 일어나는 아음속 확산부를 거쳐 연소기에 도달하고 연소 및 팽창함으로써 추력을 얻는다.
여기서는, 상기 제2 인젝터(45-2) 및 제3 인젝터(45-3)가 주연소를 위한 연료를 분사하고, 상기의 이젝터제트 엔진모드와 마찬가지로 제4 인젝터(45-4)로 열 질식을 발생시켜 열적 질식(45-5, 도 1 참조)을 구현한다.
상기 스크램제트 엔진모드에서는 도 6에 도시된 바와 같이, 적절한 초음속 연소를 위해서 제1 인젝터(45-1)에서 점화가 이루어진다.
그리고, 열 질식을 방지하기 위해 확장구간인 제3 인젝터(45-3) 구간에서 추가적인 연소를 발생시킨다.
그러나, 상기와 같은 스크램제트 모드에서는, 상기의 이젝터제트 엔진모드와 램제트 엔진모드와는 달리, 제4 인젝터(45-4)를 이용한 열적 질식을 구현하지 않는다.
즉, 상기 램제트 엔진모드에서 상기 스크램제트 엔진모드로의 전환은, 노즐(40) 파트에 위치한 제4 인젝터(45-4)를 종료하여 열적 질식(thermal throat)을 종료함으로써 일어난다.
그리고, 상기 제1 연료 인젝터 후방에 공동 형상으로 이루어진 보염기(4)를 설치함으로써 상기 스크램제트 엔진모드 시에 화염이 유지되도록 하였다.
따라서, 본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치는 지상고도, 정지상태에서 고도 30km 그리고 마하 8의 비행 영역을 순차적으로 소형 로켓을 이용한 이젝터제트 엔진모드(마하 0 내지 3), 램제트 엔진모드(마하 3 내지 6) 및 스크램제트 엔진모드(마하 6 내지 8)를 단일 유로(흡입구, 연소기, 노즐)에서 구현할 수 있기 때문에 종래의 유사 추진기관인 로켓에 비하여 초경량으로 극초음속 비행을 할 수 있게 되는 것이다.
이상에서는 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 도시하고 또한 설명하였으나, 본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 않으며, 특허청구범위에서 청구된 본 발 명의 요지를 벗어남이 없이 당해 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이고, 그와 같은 변경은 기재된 청구범위 내에 있게 된다.
도 1은 본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치를 보인 단면도이다.
도 2는 본 발명에 따른 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치의 정단면도이다.
도 3은 본 발명의 장치에 의해 실시된 비행체 구동 유체 및 분사 경로 표시를 보인 단면도이다.
도 4는 본 발명의 장치에 의한 이젝터제트 엔진모드의 작동시 비행체 거동 및 연료분사 형태를 보인 단면도이다.
도 5는 본 발명의 장치에 의한 램제트 엔진모드의 작동시 비행체 거동 및 연료분사 형태를 보인 단면도이다.
도 6은 본 발명의 장치에 의한 스크램제트 엔진모드의 작동시 비행체 거동 및 연료분사 형태를 보인 단면도이다.
*도면의 주요 부분에 대한 부호의 간략한 설명*
10: 센터 바디 20: 카울 바디
30: 로켓 엔진 40: 노즐
45: 연료 인젝터 45-1: 제1 인젝터
45-2: 제2 인젝터 45-3: 제3 인젝터
45-4: 제4 인젝터 50: 보염기
60: 연결 파일런

Claims (12)

  1. 대기권 영역의 지상고도, 정지상태에서도 고고도 및 극초음속 영역까지 구동되게 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치에 있어서,
    연료를 공급받아 로켓의 추진력을 발생시키는 센터 바디(10);
    중공 캔 형상으로 이루어져서 상기 센터 바디(10)를 중앙으로 감싸는 형태로 위치하는 카울 바디(20);
    상기 센터 바디(10)의 후방에 설치되어서 로켓 이젝션을 통하여 공기를 빨아들이도록 하는 로켓 엔진(30);
    상기 카울 바디(20)의 내면에 다수 개의 연료 인젝터(45)를 구성하여 설치되어서 흡입구를 통하여 유입된 공기와 연료가 혼합 및 연소되도록 하는 연소기;
    상기 연소기의 연소를 통해서 추력을 얻기 위한 노즐(40);
    상기 인젝터의 후방인 상기 센터 바디(10)와 카울 바디(20)에 공동형상으로 설치되어 화염 유지 상황시에 사용되는 보염기(50); 및
    상기 센터 바디(10)의 후방부에 위치하여 상기 카울 바디(20)와 연결되는 연결 파일런(60);을 포함하는 것을 특징으로 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 센터 바디(10)의 전방은 아음속에서는 디퓨저의 역할을 하여 유동을 원 활히 빨아들이도록 하고 초음속 영역에서는 공기 포획량이 일정하도록 축대칭형 흡입구 형상을 취하고 있고, 상기 센터 바디(10)의 후방에는 로켓 노즐이 엔진 중앙의 연소실 입구를 향하도록 배치되어있으며, 상기 센터 바디(10)의 내부에는 로켓 엔진(2)의 연료와 산화제 탱크 및 로켓 연소실이 위치해 있는 것을 특징으로 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 카울 바디(20)의 전방은 초음속 모드에서 앞전(Leading edge)에 충격파(Blunt shock or bow shock)가 발생하지 않도록 컷-오프(cut-off) 형상을 취하고 있고, 상기 카울 바디(20)의 내부에는 연료 분사 인젝터에 연료를 분사하기 위한 연료 탱크 및 제반 설비가 구비되는 것을 특징으로 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 연소기의 연료 인젝터(45)는, 제1 인젝터(45-1)가 위치한 연소기 도입부와, 제2 인젝터(45-2)가 위치한 연소기 평행부와, 제3 인젝터(45-3)가 위치한 연소기 확장부의 세 파트로 구분되는 것을 특징으로 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제1 인젝터(45-1)가 위치한 연소기 도입부측의 센터 바디(10)와 카울 바디(20)에는 초음속 연소시 화염을 유지하도록 하기 위한 보염기(50)가 구비되는 것을 특징으로 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 연결 파일런(60)은 반경방향으로 4개의 장소에 설치되는 것을 특징으로 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 엔진은 원형으로 이루어지는 것을 특징으로 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치.
  8. 대기권 영역의 지상고도, 정지상태에서도 고고도 및 극초음속 영역까지 구동되게 하는 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진모드에 있어서, 비행체의 작동환경에 따라서,
    지상 이륙 상태에서 마하 3까지 영역에서 작동되며, 로켓을 이용하여 공기를 흡입함으로써 연소시켜 추력을 얻는 이젝터제트 엔진모드;
    마하 3에서 마하 6까지의 영역에서 작동되며, 램 효과(Ram effect)로 획득된 압축 공기를 이용하여 아음속 상태로 연소가 일어나는 램제트 엔진모드; 및
    마하 6에서 마하 8까지의 영역에서 작동되며, 연소가 초음속 상태에서 일어 나는 스크램제트 엔진모드;로 이루어지는 것을 특징으로 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진모드.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 이젝터제트 엔진모드, 상기 램제트 엔진모드 및 상기 스크램제트 엔진모드의 전환에는 4개의 제1 내지 제4 연료 인젝터(45-1, 45-2, 45-3 및 45-4)가 이용되는 것을 특징으로 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진모드.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 제1 연료 인젝터 후방에 공동 형상으로 이루어진 보염기(4)를 설치함으로써 상기 스크램제트 엔진모드 시에 화염이 유지되도록 하는 것을 특징으로 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진모드.
  11. 제8항에 있어서,
    상기 이젝터제트 엔진모드 및 상기 램제트 엔진모드에서는, 노즐(40) 파트에 위치한 제4 인젝터(45-4)에서 연료를 분사함으로써 열적 질식(thermal throat)이 일어나게 하는 것을 특징으로 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진모드.
  12. 제8항에 있어서,
    상기 램제트 엔진모드에서 상기 스크램제트 엔진모드로의 전환은, 노즐(40) 파트에 위치한 제4 인젝터(45-4)를 종료하여 열적 질식(thermal throat)을 종료함으로써 일어나는 것을 특징으로 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진모드.
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