A scramjet propulsion system is the only promising design candidate for sustained hypersonic flight. A scramjet engine offers advantages over other air-breathing engines due to its lack of moving components and simple structure. These are achieved through the dual function of a scramjet inlet, which not only ingests but also compresses freestream air. A scramjet inlet is located at the front end of the propulsion system and is responsible for one of the key processes in the thermodynamic cycle by providing the necessary flow to the combustion chamber through an appropriate compression process. Therefore, the primary objective of an inlet design is to develop an aerodynamic surface that efficiently compresses the incoming air to enhance combustion, while also considering geometric constraints. A streamline-tracing technique is one of the methods used in aerodynamic design, generating the surface of the inlet by tracing streamlines of a known flow field with isentropic compression characteristics such as a Busemann flow field. A REST (Rectangular-to-Elliptical Shape Transition) type inlet is a representative example of streamline-traced inlets. A REST-type inlet, generated by integrating the streamline-tracing method with the shape transition, features a rectangular capture shape and an elliptical throat shape, exhibiting the isentropic compression characteristics of the Busemann flow field. By employing a notch process, unnecessary portions for compression are eliminated, resulting in reduced internal drag and improved starting characteristics. Streamline-traced inlets deliver the air with higher total pressure to the combustion chamber compared to wedge-type inlets, which rely on multiple oblique shock waves. However, a drawback of streamline-traced inlets is that the flow requires a longer compression length to undergo the isentropic compression process. Considering the short residence time of supersonic flow in the combustion chamber and the characteristics of the propulsion system that require an additional boosting device, the length of the inlet becomes a critical factor in both propulsion and aircraft design. This study presents a design method aimed at reducing the length of a scramjet inlet operating at Mach 4 to 6. The REST-type inlet was employed as a baseline, and the effect of each design feature was analyzed through computational fluid dynamics. Typically, hypersonic inlet designs have adopted the maximum operating Mach number as the design point in order to minimize flow spillage, resulting in an increase in the inlet length with higher opearating Mach number. However, in this study, the streamline-tracing method was employed with the Busemann flow field of the median operating Mach number, rather than the maximum operating Mach number. This approach reduced the length of the inlet by approximately 24%. To maximize the utilization of the reduced compression length, an additional circular arc was introduced along the outermost streamline of the Busemann flow field in the upper part of the capture shape. This modification resulted in a spatially efficient inlet shape while preserving the isentropic compression characteristics of the Busemann flow. As a result, the compression ratio was increased by 31% with a similar total pressure recovery. The inlet was notched for maximum operating Mach number to minimize air spillage, and the range of operating Mach number and angle of attack was extended. Viscous effects were compensated by an appropriate truncation angle in order to preserve the exact circular throat shape for efficient manufacturing. The length-reduced inlet showed a wide operating range and high compression performance.
스크램제트 추진체계는 극초음속 비행을 유지케 하는 유일한 현실적인 설계대안이다. 스크램제트 엔진은 흡입구가 흡입된 공기를 압축하는 역할까지 수행하기 때문에 다른 공기흡입식 엔진에 비해 움직이는 구성 요소가 없고 구조가 단순하다는 장점이 있다. 스크램제트의 흡입구는 추진체계 앞단에 위치하는 구성 요소이며, 적절한 압축과정을 통해 연소실에 필요한 유동을 제공하는 열역학 사이클의 핵심 프로세스 중 하나를 담당한다. 따라서 형태에 대한 제약조건을 만족하는 동시에, 흡입된 공기를 연소에 용이하도록 효율적으로 압축할 수 있는 공기역학적 형상을 도출하는 것이 흡입구 설계의 주안점이다. 유선추적법은 공기역학 설계에 사용되는 방법 중 하나로, 등엔트로피 압축특성을 가지는 유동장의 유선을 따라 흡입구의 표면을 생성한다. REST (Rectangular-to-Elliptical Shape Transition) 형 흡입구는 대표적인 유선추적형 흡입구 중 하나로, 유선추적법에 형상천이법을 결부하여 입구형상은 직사각형, 출구형상은 타원형을 가지면서 부즈만 유동장의 등엔트로피 압축특성을 보이며, 노치 과정을 통해 압축에 불필요한 면들을 제거하여 내부항력을 줄이고 흡입구 시동특성을 향상시킨다. 이러한 유선추적형 흡입구는 몇 개의 경사충격파를 이용하는 쐐기형 흡입구보다 높은 전압력을 가지는 유동을 연소실에 제공할 수 있으나, 유동이 등엔트로피 압축과정을 거치기 위해서 긴 길이가 소요되는 단점이 있다. 그러나 연소실 내 초음속 유동의 짧은 체류 시간, 별도의 부스팅 장치가 추가로 필요한 스크램제트 추진체계의 특징을 고려하였을 때, 흡입구의 길이는 추진기관 및 비행체 설계의 치명적인 설계변수가 될 수 있다. 본 연구에서는 REST형 흡입구를 기준형상으로 하여, 마하 4부터 6까지 운용되는 스크램제트 엔진용 유선추적형 흡입구의 길이를 단축시키기 위한 설계방법을 제시하고 각 설계특성의 영향을 전산유체역학으로 분석하였다. 통상적으로 극초음속 흡입구 설계는 유동유출을 최소화하기 위해 최대 운용 마하수를 설계점으로 사용해왔다. 그러나 설계 마하수가 커질수록 흡입구의 길이가 늘어나기 때문에 본 연구에서는 최대 운용마하수 대신 운용마하수의 중간값인 마하 5의 부즈만 유동장에 유선추적법을 적용함으로써 길이를 약 24% 감소시켰다. 줄어든 압축길이를 효율적으로 활용하기 위해 입구형상의 상부에 부즈만 유동장의 외곽 형상을 따라 원형 호를 추가하였다. 추가된 원형 호는 공간적으로 효율적인 흡입구 형상을 도출하였으며, 부즈만 유동장의 압축특성을 잘 보존하여 비슷한 수준의 전압력 회복률을 가지면서도 압축비를 31% 증가시켰다. 노치 절차는 최대 운용마하수를 이용함으로써 유동유출을 최소화하였으며 운용가능한 마하수 및 받음각이 확대되었다. 부즈만 유동 상류에 적절한 절단각도를 적용하여 점성효과를 보상함으로써 가공에 효율적인 원형 출구를 유지할 수 있도록 하였다. 결과적으로 길이가 줄어든 흡입구는 넓은 운용 범위와 높은 압축 성능을 보였다.
