Ramjets are capable of much higher specific impulse than liquid rocket engines for high speed flight in the atmosphere. Ramjets, however, cannot generate thrust at low flight speed. Therefore, an additional propulsion device to accelerate the ramjet vehicle to a supersonic speed is required. Conventional ramjet systems use solid propellant rocket attachment for initial acceleration. This concept is called IRR(Integrated Ram Rocket). The transition from solid propellant rocket to ram operation is complicated and careful synchronization of different subsystems is required. To avoid this design and operation complexities, we propose a novel ramjet propulsion system with a $H_2O_2$/Kerosene rocket as the accelerator for initial stage. The system includes a $H_2O_2$ gas generator that functions as the oxidizer supplier. At low speed, the air intake of the ramjet engine is nearly closed. The dominant supply of oxidizer is provided by the $H_2O_2$ gas generator. Due to the decomposition heat of $H_2O_2$, high temperature mixture of water vapor and oxygen is produced and supplied to the combustor. Kerosene is sprayed into the stream of oxygen rich decomposition product of $H_2O_2$ at temperature beyond the autoignition limit of kerosene. Therefore, the ignition is carried out spontaneously without external ignition device. In order to test the feasibility of this concept, consecutive reactors was built; one for the decomposition of $H_2O_2$ and the other for kerosene combustion. Hypergolic ignition test was carried out and steady combustion was achieved. As propellants, rocket grade 90%, 95% hydrogen peroxide and general jet fuel 'Jet-A1' were used. Decomposed hydrogen peroxide jet was injected to combustor through converging nozzle from gas generator and over this hot oxygen jet, kerosene was injected by spay injector. Temperature and pressure was measured in catalytic bed and in combustor. In various test cases, auto-ignition and stable combustion was verified by experiment data and observation. At initial pressure of combustor 3.2 bar, 390℃ of combustor temperature and fuel/oxygen mixture ratio 0.6 to 1.00 (1.35<φ<2.24) was required for autoignition. At same initial combustor temperature and pressure, fuel/oxygen mixture ratio is important factor for auto-ignition. At initial pressure of combustor 4.8 bar case, fuel/oxygen mixture ratio 0.4 to 1.00 (0.9<φ<2.24) was required for autoignition. Auto-ignition fuel/oxygen mixture ratio decreases with increase in initial combustor pressure. Through the experiment results, the possibility of novel concept ramjet using $H_2O_2$/kerosene bipropellant rocket for launch stage is ascertained.
본 연구에서는 램젯 추진기관의 초기 추력 제공 단계에 과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓을 적용하는 새로운 개념을 제시하였다. 이 새로운 개념의 램젯 추진기관은 과산화수소 가스발생기에서 분사되는 고온의 산소에 케로신을 분사하여 연소를 일으켜 초기 추력을 얻는 방식이다. 이 시스템은 추력 발생을 위해 램 연소시의 연소실 환경을 초기부터 형성하여 줌으로써 기존 램젯 시스템의 내부 유동에 큰 변화 없이 점진적으로 램젯 모드로 진행될 수 있는 장점을 가지고 있으며 가스발생기에서 생성되는 산소는 고온으로서 다른 점화장치가 필요 없이 자연발화가 가능한 장점이 있다. 이 개념에 대한 기초실험으로서 촉매 분해된 과산화수소 제트와 케로신의 자연발화와 연소 특성을 조사하였다. 추진제로서 여러 가지 장점을 지닌 대표적인 친환경 추진제인 과산화수소를 촉매 분해하여 추진제로 사용하였으며, 실험에서는 rocket grade의 90%, 95% 농도 두 종류의 과산화수소를 사용하였다. 케로신은 대표적인 항공유 중 하나인 Jet-A1을 사용하였다. 과산화수소는 안정적인 수명을 가지며 고농도의 과산화수소의 촉매 분해 온도에 견딜 수 있도록 LSC촉매와 백금촉매를 혼합사용한 이원 촉매 베드를 통하여 고온의 산소와 물로 분해되었다. 분해된 과산화수소는 가스발생기에 장치된 축소 노즐을 통해 연소실로 분사되었고 축소 노즐을 통과한 이후에도 케로신의 공기 중에서의 자연발화온도인 260℃~315℃보다 훨씬 높은 400℃이상을 유지하였다. 케로신은 촉매 분해된 과산화수소 젯에 인젝터를 통하여 수직으로 연소실 내에 액상 분무되었다. 연소실 출구 노즐목의 직경이 5mm인 Case 1의 실험에서는 95% 농도의 과산화수소를 이용하여 촉매 베드에서의 분해온도가 700℃이상 이르고 연소실로 분사된 젯의 온도가 500℃이상이었으나 혼합비 0.59 이하에서 자연발화는 일어나지 않았다. 하지만 연료 혼합비를 높여감에 따라 연소실 후방에서 약간의 온도 상승과 미미하긴 하지만 압력의 증가 또한 감지할 수 있었다. 이는 케로신 액적의 기화나 국부적으로 발생하는 액적 개개의 연소로 인하여 발생한 현상으로 예측된다. 95% 농도의 과산화수소를 이용한 실험에서 연소실의 온도는 자연발화를 일으키기에 충분하다 판단되어 90% 농도의 과산화수소를 이용하여 연소실의 온도는 약간 낮추는 대신 연료 혼합비를 높여서 실험하였다. 혼합비를 0.6 이상으로 높인 실험에서 자연발화와 안정적인 연소를 관찰할 수 있었다. 이때의 연소실 온도는 약 420℃였으며 초기 연소실 압력은 3.2 bar이었다. 자연발화에 성공한 후 자연발화의 한계 온도를 알아보기 위하여 혼합비를 고정시킨 상태에서 연소실 온도를 변화시켜 가며 자연발화를 시도하였으며 그 결과 T4가 390℃ 이상에서 자연발화가 일어남을 확인하였다. 또한, 케로신의 양을 늘려가며 자연발화의 한계 혼합비를 조사한 결과 혼합비 1.00 이하에서만 가능하였다. Case 2의 실험에서는 90%농도의 과산화수소만을 이용하여 실험하였으며 연소실 초기 압력을 증가시키기 위해 연소실 출구 노즐의 직경을 4mm로 줄였다. 그 결과 연소실 초기 압력은 4.8 bar였다. 연소실 초기온도를 400℃이상으로 유지하며 실험한 결과 연료 혼합비 0.44 이상부터 약 1.00까지 자연발화와 안정적인 연소가 가능하였다. Case 1, 2는 모두 연소실 출구에서 초킹이 일어나는 조건이었으나 Case 3에서는 연소실 노즐 출구의 직경을 7mm로 높여 연소실의 초기 압력을 2 bar 아래로 유지하여 초킹이 일어나지 않도록 한 채 실험하였다. 연소실 초기 온도는 400℃이상 유지하였으나 모든 연료 혼합비에 대하여 자연발화는 실패하였다. 본 연구에서 살펴본바 연소실의 초기 압력을 증가시키면 더 낮은 연료 혼합비로 자연발화를 일으킬 수 있음을 확인하였고 같은 온도조건이라도 연료 혼합비가 자연발화에 중요한 요소임을 알 수 있었다. 또한, 초기 연소실 압력 출구에서 초킹 조건을 만들 수 있는 조건에서만 자연발화와 안정적인 연소가 가능했다. 연소실 출구에서 초킹이 일어나지 않음으로 해서 케로신과 촉매분해된 과산화수소의 연소실 체류시간이 짧아 케로신이 충분히 혼합되고 증발하는 과정을 거치지 못하고 바로 연소실 밖으로 모두 빠져나가는 것으로 판단된다. 본 실험 조건에서 살펴본 자연발화의 당량비(φ) 범위는 각각 Case 1에서 1.35~2.24, Case 2에서는 0.9~2.24이다.
본 실험을 통하여 초기 추력 제공을 위해 친환경 추진제로 각광 받고 있는 과산화수소를 이용한 이원추진제 로켓 시스템이 결합된 새로운 개념의 램젯 추진기관의 장래성 및 가능성을 확인할 수 있었다.
