スクラムジェット

スクラムジェット（超音速燃焼ラムジェット）は、超音速の気流で燃焼が起こるラムジェット空気 吸入式ジェットエンジンの派生型である。ラムジェットと同様に、^[1]スクラムジェットは高い機速を利用して吸入空気を燃焼前に強制的に圧縮する（ラムジェットと呼ばれる）が、ラムジェットは衝撃波を使って燃焼前に空気を亜音速まで減速するのに対し、スクラムジェットには衝撃波がなく、代わりに点火源によって衝撃波を発生させて気流を減速する。^[2]これにより、スクラムジェットは極めて高速でも効率的に作動する。^[3]

スクラムジェット エンジンは少数の運用中の軍用車両に使用されていますが、これまでのところ、スクラムジェットは主に研究試験品と実験車両で実証されています。

ベルX-1は 1947 年に超音速飛行を達成し、1960 年代初頭までに、より高速な航空機への急速な進歩により、実用航空機は数年以内に「極超音速」で飛行するようになるだろうと予想されました。ノースアメリカン X-15やその他のロケット推進宇宙船 などの特殊なロケット研究機を除き、航空機の最高速度は、一般的にマッハ1 からマッハ3の範囲で一定のままです 。

1950 年代から 1960 年代半ばにかけての米国の航空宇宙機計画では、アレクサンダー・カルトヴェリとアントニオ・フェリがスクラムジェット方式の提唱者でした。

1950年代から1960年代にかけて、米国と英国でさまざまな実験用スクラムジェットエンジンが製造され、地上テストが行​​われた。アントニオ・フェリは1964年11月に正味推力を生み出すスクラムジェットの実証に成功し、最終的に目標の約80%にあたる517ポンド力（2.30kN）を生み出した。1958年には、超音速燃焼ラムジェットの長所と短所を論じた分析論文が発表された。^[4] 1964年、フレデリック・S・ビリッグとゴードン・L・ダガーはビリッグの博士論文に基づいて超音速燃焼ラムジェットの特許を申請した。この特許は1981年に秘密保持命令が解除された後に発行された。^[5]

1981年にオーストラリアのANUにあるT3地上試験施設でレイ・ストーカー教授の指導の下、試験が行われた。^[6]

スクラムジェットの最初の成功した飛行試験は、1991年にソ連上空でNASAとの共同作業として実施された。これは、1970年代後半にモスクワの中央航空モーター研究所（CIAM）によって開発された軸対称の水素燃料デュアルモードスクラムジェットであったが、改造されたSM-6ミサイルにFeCrAl合金を使用して近代化され、スクラムジェットがマッハ5.5で飛行する前に、マッハ6.8の初期飛行パラメータを達成した。スクラムジェットの飛行は、 「極超音速飛行実験室」（HFL）「ホロド」として知られる実験飛行支援ユニットを含むSA-5 地対空ミサイルの上に固定された状態で行われた。^[7]

その後、1992年から1998年にかけて、CIAMはフランスと共同で、その後NASAと共同で、軸対称高速スクラムジェット実証機の飛行試験をさらに6回実施した。^{[8] [9]}マッハ6.4を超える最高飛行速度 が達成され、77秒間のスクラムジェット運転が実証された。これらの飛行試験シリーズは、自律的な極超音速飛行制御への洞察も提供した。

2000 年代には、特にスクラムジェット エンジンの分野で極超音速技術の開発に大きな進歩がありました。

HyShotプロジェクトは、2002年7月30日にスクラムジェット燃焼を実証した。スクラムジェットエンジンは効果的に作動し、超音速燃焼を実証した。しかし、このエンジンは航空機を推進するための推力を提供するように設計されたものではなく、多かれ少なかれ技術実証機として設計されたものであった。^[10]

英国の防衛企業キネティック社とクイーンズランド大学からなる英国とオーストラリアの合同チームは、大気圏内でのテストでスクラムジェットの作動を実証した最初のグループでした。^[11]

ハイパーXは2004年にX-43Aで、完全な空力操縦面を備えた推力発生スクラムジェット推進車両の最初の飛行を達成したと主張した。^{[12] [13]} 3回のX-43Aスクラムジェットテストのうち最後のテストでは、 短時間ながらマッハ9.6を達成した。^[14]

2007年6月15日、米国防高等研究計画局（DARPA）はオーストラリア防衛科学技術機構（DSTO）と協力して、 ロケットエンジンを使用して試験機を極超音速まで加速し、マッハ10でのスクラムジェット飛行に成功したと発表した。^{[15] [16]}

一連のスクラムジェット地上試験は、NASA ラングレーアーク加熱スクラムジェット試験施設（AHSTF）でマッハ 8の飛行条件をシミュレートして完了しました。これらの実験はHIFiREフライト2をサポートするために使用されました。^[17]

2009年5月22日、ウーメラはHIFiRE（極超音速国際飛行研究実験）において、極超音速航空機の初の試験飛行に成功した。この打ち上げは計画された10回の試験飛行のうちの1回であった。一連の飛行は、HIFiREと名付けられた防衛科学技術機構と米国空軍の共同研究プログラムの一部である。^[18] HIFiREは極超音速技術と、その先進的なスクラムジェット推進宇宙打ち上げ機への応用を研究している。その目的は、ボーイング社の新型X-51スクラムジェット実証機をサポートすると同時に、即応宇宙打ち上げ開発と極超音速「速撃」兵器のための強力な飛行試験データ基盤を構築することである。^[18]

2010年3月22日と23日、オーストラリアとアメリカの防衛科学者らは極超音速ロケット（HIFiRE）の試験に成功した。このロケットは南オーストラリアの奥地にあるウーメラ試験場 から離陸後、大気圏での速度が「時速5,000キロメートル以上」（マッハ4）に達した。 ^{[19] [20]}

2010年5月27日、NASAとアメリカ空軍はX-51Aウェーブライダーをマッハ5で約200秒間飛行させることに成功し 、極超音速での飛行時間の世界新記録を樹立した。^[21]ウェーブライダーは自律飛行したが、原因不明で加速を失い、計画通り自爆した。テストは成功と宣言された。X-51AはB -52 に搭載され、固体ロケットブースターでマッハ4.5まで加速し、プラット・アンド・ホイットニー ・ロケットダイン・スクラムジェットエンジンに点火して高度70,000フィート（21,000メートル）でマッハ5に到達した。 ^{[22]しかし、2011年6月13日の2回目の飛行は、エンジンがエチレンで短時間点火したものの、主燃料である}JP-7燃料への移行に失敗し、フルパワーに達しなかったため、予定より早く終了した。 ^[23]

2010年11月16日、オーストラリア国防軍士官学校のニューサウスウェールズ大学のオーストラリアの科学者たちは、自然不燃性のスクラムジェットエンジン内の高速流をパルスレーザー源を使って点火できることを実証することに成功した。^[24]

2012年8月15日、 X-51Aウェーブライダーのさらなるテストが失敗した。スクラムジェットを長時間マッハ 6で飛行させる試みは、飛行開始からわずか15秒でX-51A機が制御を失い、分解してロサンゼルス北西の太平洋に落下したため中断された。失敗の原因は操縦フィンの故障とされた。^[25]

 2013年5月、X-51Aウェーブライダーはスクラムジェットエンジンによる3分間の飛行で時速4828km（マッハ3.9）に到達した。ウェーブライダーはB-52爆撃機から高度50,000フィート（15,000メートル）で投下され、その後 固体ロケットブースターによってマッハ4.8まで加速され、ウェーブライダーのスクラムジェットエンジンが作動する前に分離した。^[26]

2016年8月28日、インドの宇宙機関ISROは、2段式固体燃料ロケットでのスクラムジェットエンジンの試験に成功した。ツインスクラムジェットエンジンは、ISROの先進的な探査ロケットであるAdvanced Technology Vehicle （ATV）と呼ばれる2段式固体燃料探査ロケットの第2段の背面に搭載されていた。ツインスクラムジェットエンジンは、ATVが高度20kmで時速7350km（マッハ6）に達したときにロケットの第2段で点火された。スクラムジェットエンジンは約5秒間点火された。^{[27] [28]} 

2019年6月12日、インドは午前11時25分頃、ベンガル湾のアブドゥル・カラム島の基地から、自国で開発した無人スクラムジェット実証機による極超音速飛行の初飛行試験に成功した。この航空機は極超音速技術実証機と呼ばれている。この試験は国防研究開発機構によって実施された。この航空機は、インドの極超音速巡航ミサイルシステム開発プログラムの重要な構成要素となっている。^{[29] [30]}

2021年9月27日、DARPAは極超音速空気吸入兵器コンセプトのスクラムジェット巡航ミサイルの飛行に成功したと発表した。^{[31] 2022年3月中旬、}ロシアのウクライナ侵攻の最中に別の成功したテストが行​​われた。ロシアとの緊張の高まりを避けるために詳細は秘密にされていたが、 4月初旬に匿名の国防総省当局者によって明らかにされた。 ^{[32] [33]}

スクラムジェット エンジンはジェット エンジンの一種で、燃料と酸化剤の燃焼によって推力を生み出します。従来のジェット エンジンと同様に、スクラムジェット エンジン搭載の航空機は燃料を機内に搭載し、大気中の酸素を摂取して酸化剤を得ます (ロケットは燃料と酸化剤の両方を搭載します)。この要件により、スクラムジェットは、燃焼を維持するのに十分な空気中の酸素含有量がある亜軌道大気圏推進に限定されます。

スクラムジェットは、3つの基本部品から構成される。流入する空気が圧縮される収束吸気口、気体燃料を大気中の酸素と燃焼させて熱を発生させる燃焼器、加熱された空気を加速して推力を発生させる発散ノズルである。^[34]ターボジェットエンジンやターボファンエンジン などの一般的なジェットエンジンとは異なり、スクラムジェットは回転するファンのような部品を使用して空気を圧縮するのではなく、大気中を移動する航空機の達成可能な速度によって吸気口内の空気が圧縮される。^[34] そのため、スクラムジェットには可動部品は必要ない。比較すると、一般的なターボジェットエンジンでは、複数段の回転コンプレッサーローターと複数段の回転タービンが必要であり、これらはすべて重量と複雑さを増し、エンジンの故障箇所が増える原因となる。

スクラムジェットは、その設計上、極超音速付近の速度でしか作動しない。機械式コンプレッサーがないため、スクラムジェットは流入する空気を作動条件まで圧縮するために極超音速流の高い運動エネルギーを 必要とする。したがって、スクラムジェット推進機は、ターボジェットやロケットエンジンなどの他の推進手段によって、必要な速度（通常はマッハ4程度）まで加速する必要がある。^{[35]実験的なスクラムジェット推進}ボーイングX-51A の飛行では、試験機はボーイングB-52ストラトフォートレスによって飛行高度まで持ち上げられ、その後分離型ロケットによってマッハ 4.5近くまで加速された。^[36] 2013年5月、別の飛行でマッハ5.1まで速度が上昇した 。^[37]

スクラムジェットは概念的には単純だが、実際の導入には極めて難しい技術的課題がある。大気圏内での極超音速飛行は巨大な抗力を生み出し、機体やエンジン内の温度は周囲の空気の温度よりもはるかに高くなる可能性がある。超音速流中での燃焼を維持するには、燃料を数ミリ秒以内に噴射、混合、点火、燃焼させる必要があるため、さらなる課題がある。スクラムジェット技術は1950年代から開発が進められてきたが、スクラムジェットが動力飛行に成功したのはごく最近のことである。^[38]

スクラムジェットは、ターボジェットエンジンの限界を超えた極超音速飛行領域で動作するように設計されており、ラムジェットとともに、ターボジェットの高効率とロケットエンジンの高速との間のギャップを埋めています。ターボ機械ベースのエンジンは、亜音速では非常に効率的ですが、ターボジェットエンジンのコンプレッサーローターの動作には亜音速が必要なため、遷音速ではますます非効率になります。遷音速から低超音速までの流れをこれらの条件まで減速することはできますが、超音速でそうすると、温度が大幅に上昇し、流れの全圧 が低下します。マッハ3～4あたりでは、ターボ機械はもはや役に立たなくなり、ラム式圧縮が好まれる方法になります。^[39]

ラムジェットは、空気の高速特性を利用して、文字通り空気を吸気口拡散器から燃焼器に「突進」させます。遷音速および超音速飛行速度では、吸気口の上流の空気は十分な速さで移動することができず、燃焼器に拡散される前に拡散器内で圧縮されます。ラムジェットの燃焼は、ターボジェットと同様に亜音速で行われますが、燃焼生成物はその後、収束拡散ノズルを通じて超音速まで加速されます。ラムジェットには機械的な圧縮手段がないため、停止状態から始動することはできず、通常は超音速飛行まで十分な圧縮を達成しません。複雑なターボ機械がないため、ラムジェットは超音速の流れを亜音速まで減速することに伴う温度上昇に対処することができます。しかし、速度が上昇すると、ディフューザー後の流れの内部エネルギーが急速に増加するため、燃料の燃焼によるエネルギーの相対的な追加が少なくなり、エンジンの効率が低下します。これにより、高速でのラムジェットによって生成される推力が減少します。^[39]

したがって、非常に高速で推力を発生させるには、流入する空気流の圧力と温度の上昇を厳密に制御する必要があります。特に、これは空気流を亜音速まで減速させてはならないことを意味します。この状況で燃料と空気を混合することは、かなりの技術的課題を伴い、燃焼室内の内部エネルギーの相対的な増加を最大化しながら燃焼速度を厳密に管理する必要性によってさらに複雑になります。その結果、現在のスクラムジェット技術では、持続的な動作を維持するために高エネルギー燃料と能動冷却方式を使用する必要があり、多くの場合、水素と再生冷却技術が使用されます。^[40]

すべてのスクラムジェット エンジンには、流入する空気を圧縮する吸気口、燃料噴射装置、燃焼室、および発散推力ノズルがあります。エンジンには火炎保持器として機能する領域が含まれる場合もありますが、よどみ点温度が高いため、タービン エンジンに見られるような個別のエンジン部品ではなく、集中した波の領域が使用される場合があります。他のエンジンでは、シランなどの自然発火性燃料添加剤を使用してフレームアウトを回避します。吸気口と燃焼室の間には、燃焼器内の流れの均一性を向上させ、エンジンの動作範囲を拡張するために、アイソレーターが含まれることがよくあります。

メリーランド大学がシュリーレン法を用いて衝撃波を撮影した結果、燃料混合物がラムジェットのショックコーンのように、点火前に空気を減速・圧縮する背圧と衝撃波を作り出して圧縮を制御していることが判明した。画像では、燃料流量と燃焼が高ければ高いほど、燃焼器の前に衝撃波が多く形成され、点火前に空気を減速・圧縮することが示された。^[41]

スクラムジェットはラムジェットを彷彿とさせます。典型的なラムジェットでは、エンジンの超音速流入は入口で亜音速まで減速され、その後ノズルを通して超音速まで再加速されて推力を生み出します。この減速は垂直衝撃によって生み出され、総圧力損失を生み出し、ラムジェットエンジンの上限動作点を制限します。

スクラムジェットの場合、スクラムジェット エンジンに入る自由流の運動エネルギーは、空気中の酸素含有量と燃料 (水素など) の反応によって放出されるエネルギーとほぼ同等です。したがって、マッハ 2.5 での燃焼から放出される熱は、作動流体の全エンタルピーの約 10% です。燃料によって異なりますが、マッハ 8 付近で空気の運動エネルギー と潜在的な燃焼熱放出は等しくなります。したがって、スクラムジェット エンジンの設計では、推力を最大化するのと同じくらい、抗力を最小化することが重視されます。

この高速により、燃焼室内の流れの制御が難しくなります。流れは超音速であるため、下流への影響は燃焼室の自由流内には伝播しません。スラスト ノズルの入口を絞ることは、使用可能な制御手法ではありません。実際には、燃焼室に入るガスの塊は、燃焼ガスがスラスト ノズルを通って膨張する前に、燃焼室を超音速で通過する間、燃料と混合し、始動と反応に十分な時間をかけなければなりません。これにより、流れの圧力と温度に厳しい要件が課され、燃料の噴射と混合が極めて効率的であることが求められます。使用可能な動圧は20 ～ 200 キロパスカル (2.9 ～ 29.0 psi) の範囲です。

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

どこ

qはガスの動圧である

ρ (ロー) は気体の密度である

vはガスの速度である

燃料の燃焼率を一定に保つには、エンジン内の圧力と温度も一定でなければならない。これが問題なのは、これを可能にする気流制御システムが、速度と高度の範囲が広いスクラムジェット打ち上げ機では物理的に不可能であり、速度に応じた高度で飛行しなければならないからである。空気密度は高度が高くなると減少するため、スクラムジェットは加速しながら特定の速度で上昇し、吸気口の空気圧を一定に保つ必要がある。この最適な上昇/下降プロファイルは「定動圧経路」と呼ばれる。スクラムジェットは高度 75 km まで運用できると考えられている。^[42]

燃料の噴射と管理も複雑になる可能性があります。1 つの可能性としては、燃料をターボ ポンプで 100 バールに加圧し、機体で加熱してタービンに送り、ノズルで空気よりも高速に加速するというものがあります。空気と燃料の流れは櫛状の構造で交差し、大きな界面が生成されます。燃料の高速化による乱流により、さらに混合が進みます。灯油などの複雑な燃料は、燃焼を完了するために長いエンジンが必要です。

スクラムジェットが作動できる最小マッハ数は、圧縮された流れが燃料を燃焼させるのに十分な熱を持ち、空気がエンジンの後ろから出る前に反応が完了するのに十分な圧力を持つ必要があるという事実によって制限されます。さらに、スクラムジェットと呼ばれるためには、圧縮された流れが燃焼後も超音速である必要があります。ここで、2 つの制限を守る必要があります。まず、超音速の流れは圧縮されると減速するため、ガスがマッハ 1 未満に減速しないように、圧縮レベルが十分に低く (または初期速度が十分に高く) なければなりません。 スクラムジェット内のガスがマッハ 1 未満になると、エンジンが「チョーク」し、燃焼室で亜音速の流れに移行します。チョークによって生じる波は簡単に観察できるため、この効果はスクラムジェットの実験者の間ではよく知られています。さらに、エンジン内の圧力と温度が急激に上昇すると、燃焼が加速し、燃焼室が爆発する可能性があります。

第二に、燃焼によるガスの加熱により、ガスの速度は同じままであっても、ガス内の音速が上昇し（マッハ数が減少する）、燃焼室内の空気流の速度がこのようにマッハ 1 未満に抑えられることを 「熱チョーク」と呼ぶ。純粋なスクラムジェットがマッハ数 6～8 で動作できることは明らかであるが、^[43]下限はスクラムジェットの定義に依存する。マッハ 3～6 の範囲でラムジェットがスクラムジェットに変化するエンジン設計があり、デュアルモード スクラムジェットとして知られている。^[44]ただし、この範囲では、エンジンはラムジェット タイプの亜音速燃焼から依然として大きな推力を受けています。

飛行試験の高コストと地上施設の利用不可がスクラムジェット開発の妨げとなっている。スクラムジェットに関する実験作業の大部分は極低温施設、直接接続試験、またはバーナーで行われており、それぞれがエンジン動作の一側面をシミュレートしている。さらに、劣化した施設（空気の不純物を制御する機能付き^{[45] ）、貯蔵加熱施設、アーク施設、およびさまざまなタイプの衝撃風洞にはそれぞれ限界があり}、スクラムジェット動作の完全なシミュレートを妨げている。HyShot飛行試験では、コールドモデルと短い試験時間にもかかわらず、T4およびHEG衝撃風洞内の状態の1:1シミュレートの妥当性が示された。NASA -CIAM試験では、CIAMのC-16 V/K施設について同様の検証が行われており、Hyper-Xプロジェクトでは、ラングレーAHSTF、 ^[46] CHSTF、^[47]および8フィート（2.4メートル）HTT について同様の検証が行われる予定である。

計算流体力学は、つい最近になってようやく ^{[いつから？ ]}スクラムジェットの運用問題を解くための合理的な計算を行えるようになった。境界層モデリング、乱流混合、二相流、流れの分離、実在気体の空気熱力学は、CFD の最先端の問題であり続けている。さらに、水素などの非常に反応の速い種による運動制限燃焼のモデリングは、計算リソースに厳しい要求を課す。^[48] 反応スキームは数値的に硬直しており、簡略化された反応スキームを必要とする。^{[説明が必要]}

スクラムジェットの実験の多くは機密扱いのままである。 1968年から1974年にかけての米海軍のSCRAMエンジンや、X-43Aを使用したHyper-Xプログラムなど、いくつかのグループがスクラムジェット技術の実証に成功したと主張している。これらの結果は公表されていないため、検証されていないままであり、スクラムジェットエンジンの最終的な設計方法はまだ存在していない。

スクラムジェット エンジンの最終的な用途は、スクラムジェットの動作範囲外で動作できるエンジンとの組み合わせになると思われます。^[要出典] デュアル モード スクラムジェットは、低速での動作のために亜音速燃焼と超音速燃焼を組み合わせ、ロケットベース複合サイクル (RBCC) エンジンは、従来のロケットの推進力をスクラムジェットで補い、スクラムジェット フローに追加の酸化剤を加えることができます。RBCC は、スクラムジェットの動作範囲を、通常では不可能なほど高速または低吸気動圧まで拡張する可能性を提供します。

1. 酸素を運ぶ必要がない
2. 回転部品がないのでターボジェットよりも製造が容易
3. ロケットエンジンよりも高い比推力（推進剤単位あたりの運動量の変化）を持ち、1000秒から4000秒の持続時間を提供することができるが、ロケットは通常約450秒以下しか提供できない。^[49]
4. 速度が上がれば、将来的には宇宙へのアクセスが安くなるかもしれない
5. 困難で費用のかかるテストと開発
6. 非常に高い初期推進要件

大気圏を垂直に通過するロケットや、はるかに低速で飛行するターボジェットやラムジェットとは異なり、極超音速空気吸入式機体は、極超音速で大気圏内に留まる「低軌道」を最適に飛行する。スクラムジェットは推力重量比が中程度であるため、^[50]加速は制限される。したがって、超音速で大気圏内に留まる時間は相当長くなり、おそらく15～30分になる。再突入宇宙船と同様に、断熱は困難な作業であり、スペースシャトルほどではないものの、一般的な宇宙カプセルよりも長い期間の保護が必要となる。

新しい素材は高温でも優れた断熱性を発揮しますが、その過程で素材自体が犠牲になることがよくあります。そのため、研究では多くの場合、「アクティブ冷却」が計画されています。アクティブ冷却では、冷却剤が機体外皮全体を循環して、機体の崩壊を防ぎます。冷却剤は多くの場合、燃料そのものであり、これは現代のロケットがエンジンの冷却剤として独自の燃料と酸化剤を使用するのとほぼ同じです。すべての冷却システムは、発射システムの重量と複雑さを増します。この方法でスクラムジェットを冷却すると、エンジンに入る前に燃料に熱が加えられるため、効率が向上する可能性がありますが、複雑さと重量が増し、最終的にはパフォーマンスの向上を上回る可能性があります。

打ち上げシステムの性能は複雑で、その重量に大きく依存します。通常、航空機は、特定のエンジンと燃料で、範囲 ( )、軌道半径 ( )、またはペイロード質量分率 ( ) を最大化するように設計されています。その結果、エンジンの効率 (離陸燃料重量) とエンジンの複雑さ (離陸乾燥重量) の間にトレードオフが生じ、次のように表すことができます。 ${\displaystyle R}$${\displaystyle R}$${\displaystyle \Gamma }$

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

どこ ：

• ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}={\frac {m_{\text{empty}}}{m_{\text{initial}}}}}$空の質量分率であり、上部構造、タンク、エンジンの重量を表します。
• ${\displaystyle \Pi _{\text{f}}={\frac {m_{\text{fuel}}}{m_{\text{initial}}}}}$燃料の質量分率であり、打ち上げ中に消費される燃料、酸化剤、その他の物質の重量を表します。
• ${\displaystyle \Gamma ={\frac {m_{\text{initial}}}{m_{\text{payload}}}}}$は初期質量比であり、積載質量分率の逆数です。これは、車両が目的地にどれだけの積載量を運ぶことができるかを表します。

スクラムジェットは、ロケットに比べてモーターの質量を増やし、燃料の質量を減らします。これが増加（つまり、一定の車両離陸重量に対して目的地に運ばれるペイロードの増加）につながるかどうかを判断するのは難しい場合があります。スクラムジェットを推進する取り組みの背後にあるロジックは、（たとえば）燃料の削減により総質量が 30% 減少し、エンジン重量の増加により車両総質量が 10% 増加するというものです。残念ながら、車両の質量または効率の変化の計算における不確実性は非常に大きいため、エンジン効率または質量に関するわずかな異なる仮定が、スクラムジェット駆動車両に対する賛成または反対の同様に説得力のある議論になる可能性があります。 ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}}$${\displaystyle \Pi _{\text{f}}}$${\displaystyle \Gamma }$

さらに、新しい構成の抗力も考慮する必要があります。全体の構成の抗力は、車両の抗力 ( ) とエンジンの取り付け抗力 ( ) の合計として考えることができます。取り付け抗力は、通常、パイロンとエンジン ジェットによる結合流によって生じ、スロットル設定の関数です。したがって、次のように記述されることがよくあります。 ${\displaystyle D}$${\displaystyle D_{\text{e}}}$

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

どこ：

• ${\displaystyle \phi _{\text{e}}}$損失係数
• ${\displaystyle F}$エンジンの推力です

空力ボディに強力に統合されたエンジンの場合、（ ）を既知の基本構成からの抗力の差として 考える方が便利かもしれません。${\displaystyle D_{\text{e}}}$

エンジン全体の効率は、エンジンの 特定の推力に基づいて、0 から 1 () の間の値として表すことができます。${\displaystyle \eta _{0}}$

${\displaystyle \eta _{0}={\frac {g_{0}V_{0}}{h_{\text{PR}}}}I_{\text{sp}}={\frac {\mbox{Thrust power}}{\mbox{Chemical energy rate}}}}$

どこ：

• ${\displaystyle g_{0}}$地上レベルでの重力加速度である
• ${\displaystyle V_{0}}$車両の速度は
• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$特定のインパルス
• ${\displaystyle h_{\text{PR}}}$燃料の反応熱である

比推力はロケットの効率の単位としてよく使用されます。これは、ロケットの場合、比推力、比燃料消費量、排気速度の間に直接的な関係があるためです。この直接的な関係は一般に空気呼吸エンジンには存在しないため、文献では比推力があまり使用されていません。空気呼吸エンジンの場合、との両方が速度の関数であることに注意してください。 ${\displaystyle \eta _{0}}$${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

ロケットエンジンの比推力は速度とは無関係で、一般的な値は 200 ～ 600 秒 (スペースシャトルのメインエンジンの場合は 450 秒) です。スクラムジェットの比推力は^{速度によって変化し、約 1200 秒から速度が} 上がるにつれて減少しますが 、文献の値はさまざまです。^{[引用が必要]}

単段式車両の単純なケースでは、燃料の質量分率は次のように表されます。

${\displaystyle \Pi _{\text{f}}=1-\exp \left[-{\frac {\left({\frac {V_{\text{initial}}^{2}}{2}}-{\frac {V_{i}^{2}}{2}}\right)+\int {g}\,dr}{\eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1-{\frac {D+D_{\text{e}}}{F}}\right)}}\right]}$

これを軌道への単段移行で表すと次のようになります。

${\displaystyle \Pi _{\text{f}}=1-\exp \left[-{\frac {g_{0}r_{0}\left(1-{\frac {1}{2}}{\frac {r_{0}}{r}}\right)}{\eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1-{\frac {D+D_{\text{e}}}{F}}\right)}}\right]}$

または空中発射からの水平大気飛行（ミサイル飛行）の場合：

${\displaystyle \Pi _{\text{f}}=1-\exp \left[-{\frac {g_{0}R}{\eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1-\phi _{\text{e}}\right){\frac {C_{\text{L}}}{C_{\text{D}}}}}}\right]}$

ここで、範囲であり、計算はブレゲ範囲の公式の形式で表すことができます。 ${\displaystyle R}$

${\displaystyle {\begin{aligned}\Pi _{\text{f}}&=1-e^{-BR}\\B&={\frac {g_{0}}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{\text{L}}}{C_{\text{D}}}}}}\end{aligned}}}$

どこ：

• ${\displaystyle C_{\text{L}}}$揚力係数
• ${\displaystyle C_{\text{D}}}$抗力係数

議論の目的で使用されるこの非常に単純な定式化では、次のことを前提としています。

• 単段式車両
• 大気圏外のリフターには揚力がない

ただし、これらは一般的にすべてのエンジンに当てはまります。

スクラムジェットはマッハ5程度の高速まで加速しない限り効率的な推力を生み出せない が、設計によっては低速ではラムジェットとして機能することもできる。水平離陸機を離陸させるには、重量のある航空機を動かすのに十分な大きさの、従来のターボファン、ターボジェット、またはロケットエンジンが必要になる。また、それらのエンジン用の燃料、およびエンジンに関連するすべての取り付け構造と制御システムも必要となる。ターボファンエンジンとターボジェットエンジンは重く、マッハ2～3を超えることは容易ではないため、スクラムジェットの動作速度に達するには別の推進方法が必要になる。それはラムジェットかロケット である。これらにも、独自の燃料供給、構造、システムが必要になる。多くの提案では、代わりに第1段に投下可能な固体ロケットブースターを採用しており、これにより設計が大幅に簡素化される。

地上でテストできるジェット機やロケット推進システム施設とは異なり、スクラムジェット設計のテストには非常に高価な極超音速テスト室や高価な打ち上げロケットが使用され、どちらも高額な計測機器コストにつながります。打ち上げられたテストロケットを使用したテストは、通常、テスト対象物と計測機器の破壊で終わります。

X-30のような極超音速空気吸入式 (通常はスクラムジェット) 機の利点は、酸化剤の運搬を回避または少なくとも軽減できることです。たとえば、スペース シャトルの外部タンクは、自重が 30,000 kg であるにもかかわらず、616,432.2 kg の液体酸素(LOX) と 103,000 kg の液体水素(LH _{2 ) を保持していました。}オービターの総重量は 109,000 kg で、最大積載量は約 25,000 kg でした。シャトルは、発射台からアセンブリを離陸させるために、それぞれ 590,000 kg の重量がある 2 つの非常に強力な固体ロケット ブースターを使用しました。酸素をなくすことができれば、離陸時の機体はより軽量になり、より多くの積載量を運ぶことができる可能性があります。

一方、スクラムジェットは大気圏内に滞在する時間が長く、空気抵抗に対処するためにより多くの水素燃料を必要とする。液体酸素は非常に密度の高い流体（1141 kg/m ³）であるのに対し、液体水素は密度がはるかに低く（70.85 kg/m ³）、より多くの体積を占める。つまり、この燃料を使用する車両は非常に大きくなり、抵抗が大きくなる。^[51] RP-1（810 kg/m ³）、JP-7（15℃での密度779～806 kg/m ³）、非対称ジメチルヒドラジン（UDMH）（793.00 kg/m ³ ）などの他の燃料の密度はより似ている。

1つの問題は、スクラムジェットエンジンは、打ち上げロケットに搭載された場合、推力重量比が約2と非常に低くなると予測されていることです。 ^[52]ロケットの利点は、エンジンの推力重量比が非常に高い（約100：1）ことと、液体酸素を保持するタンクの容積比も約100：1に近づくことです。したがって、ロケットは非常に高い質量分率を達成でき、性能が向上します。対照的に、スクラムジェットエンジンの予測推力/重量比は約2であり、これは、離陸質量のはるかに大きな割合がエンジンであることを意味します（機内に酸化剤がないため、この割合がいずれにせよ約4倍に増加することを無視します）。さらに、この機体の推力が低いからといって、従来の液体燃料ロケットエンジンに見られるような高価でかさばり、故障しやすい高性能ターボポンプが必ずしも必要なくなるわけではない。スクラムジェットの設計の大半は、空気吸入モードでは軌道速度に達することができないようで、そのため追加のロケットエンジンが必要になるからである。^[要出典]

スクラムジェットは、マッハ 5～7 程度から軌道速度の半分から軌道速度 の間くらいまで加速できる可能性があります(X-30 の研究では、軌道速度マッハ 25 と比較してマッハ 17 が限界かもしれないと示唆されており、他の研究では、純粋なスクラムジェット エンジンの速度の上限は、仮定に応じてマッハ 10 から 25 の間とされています)。一般に、軌道への最終的な加速には別の推進システム (非常に一般的にはロケットが提案されています) が必要になると予想されます。デルタ V は中程度で、スクラムジェットのペイロードの割合が高いため、固体、ハイパーゴリック、または単純な液体燃料ブースターなどの低性能ロケットでも許容される可能性があります。    

理論的な予測では、スクラムジェットの最高速度はマッハ12（14,000 km/h、8,400 mph）からマッハ24（25,000 km/h、16,000 mph）の間とされている。^[53]比較すると、高度200キロメートル（120マイル）の低軌道での軌道速度は毎秒7.79キロメートル（28,000 km/h、17,400 mph）である。^[54]

スクラムジェットの耐熱性下面は、非アブレーション、非アクティブ冷却を使用する単段式軌道投入機が実現すれば、再突入システムとしても機能する可能性があります。エンジンにアブレーションシールドが使用されている場合、軌道への上昇後に使用できなくなる可能性があります。燃料を冷却剤としてアクティブ冷却を使用する場合、軌道への燃焼中にすべての燃料が失われると、熱保護システムの冷却もすべて失われることになります。

燃料と酸化剤の量を減らしても、ロケットの推進剤が比較的安価であるため、必ずしもコストが改善されるわけではありません。実際、航空宇宙ハードウェアのコストは液体酸素、燃料、タンクよりも約 2 桁高く、スクラムジェット ハードウェアは、同じペイロードに対してロケットよりもはるかに重いため、機体の単価は最終的にはるかに高くなることが予想されます。それでも、スクラムジェットによって再利用可能な機体が可能になれば、理論的にはコスト上のメリットがある可能性があります。スクラムジェットの極限条件にさらされる機器が、十分な回数再利用できるかどうかは不明です。これまでに飛行したスクラムジェットのテストはすべて短期間しか持ちこたえず、これまでの飛行に耐えられるように設計されたことはありません。このような機体の最終的なコストは、最も優れた見積もりでさえスクラムジェット機が有利かどうかについて意見が一致しないため、激しい議論の対象となっています^{[誰が？ ]}。スクラムジェット機が同等のコスト効率を実現するには、スクラムジェット機は同じ離陸重量のロケットよりも多くの荷物を持ち上げる必要があると思われます (スクラムジェットが再使用不可能な機体である場合)。^[要出典]

宇宙ロケットはスクラムジェット段を持つことで恩恵を受けるかもしれないし、受けないかもしれない。ロケットのスクラムジェット段は理論的には1000から4000秒の比推力を提供するが、ロケットは大気圏内では 450秒未満しか提供しない。 ^{[52] [55]}しかし、スクラムジェットの比推力は速度とともに急速に減少し、ロケットは比較的低い揚抗比に悩まされることになる。  

スクラムジェットの搭載推力対重量比は、一般的なロケットエンジンの 50～100 と比べて非常に不利です。スクラムジェットでは、機体の重量が純粋なロケット動力ではなく空気力学的揚力によって支えられるため (「重力損失」が減少)、この点は部分的に補われますが、 ^[要出典]、スクラムジェットは推力が低いため軌道に乗るまでに非常に長い時間がかかり、利点が大きく相殺されます。スクラムジェット機の離陸重量は、搭載酸化剤がないためロケットよりも大幅に軽量ですが、より大型で重いエンジンの構造要件により重量が増加します。

この車両が再利用できるかどうかは、まだ議論と研究の対象となっている。

このタイプのジェットエンジンを搭載した航空機は、ある場所から別の場所への移動時間を大幅に短縮し、地球上のどの場所でも90分の飛行時間で移動できるようになる可能性がある。しかし、このような乗り物が実用的な距離の移動に十分な燃料を搭載できるかどうかについては疑問がある。さらに、一部の国では、ソニックブームを発生する旅客機やその他の民間航空機を禁止または罰則している。（たとえば、米国では、FAA規制により、民間航空機による陸上での超音速飛行が禁止されている。^{[56] [57] [58]}）

スクラムジェット機は単段のテザー機として提案されており、マッハ 12の回転軌道テザーが高度約100kmで機体からペイロードを拾い上げて軌道まで運ぶことになる。^[59]

• アバンガード（極超音速滑空機）
• 予冷ジェットエンジン
• ラムアクセラレータ
• シュクラムジェット
• SABRE（ロケットエンジン）

ウィキメディア・コモンズには、スクラムジェットに関連するメディアがあります。

• Covault, Craig (2010 年 5 月 17 日)。「Hypersonic X-51 Scramjet が 5 月にテスト飛行を開始」。Space.com 。購入。2010年 11 月 25 日時点のオリジナルよりアーカイブ。
• Guinan, Daniel P.; Drake, Alan; Andreadis, Dean; Beckel, Stephen A. (2005 年 4 月 26 日)。「米国特許: 6883330: スクラム ジェット エンジンの可変形状吸気口設計」。USPTO。2015年10 月 17 日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年2 月 13 日閲覧。
• スペンサー、ヘンリー。「液体空気サイクルロケット方程式」。アイランドワン協会。2016年2月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年2月13日閲覧。
• レナード、デイビッド (2002 年 8 月 16 日)。「結果速報: HyShot スクラムジェット テストは成功」。Space.com。2009年9 月 26 日時点のオリジナルよりアーカイブ。
• ウィッカム、クリス（2012年11月28日）。「英国企業、ジェット機以来最大のエンジン進歩を主張」ロイター。トムソン・ロイター・コーポレーション。2016年2月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年2月13日閲覧。
• Satish, Kumar. 「スクラムジェット燃焼器の開発」(PDF)。燃焼研究所 (インド支部)。2016年 2 月 13 日時点のオリジナルよりアーカイブ(PDF) 。2016年2 月 13 日閲覧。
• ブライアン・ワン（2011年6月10日）「エアロジェット社、マッハ7以上の再利用可能な極超音速機計画を策定」New Big Future。2016年2月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年2月13日閲覧。