Ramjet is an engine with operating speed over Mach 2. It has simple structure and high specific impulse. However this concept was not widely used. It is related to its big drawback, impossibility to generate thrust in static condition. Solid rocket booster was used as initial acceleration device in ramjet. Meanwhile, muzzle velocity of artillery round is larger than 900m/s Then application of ramjet in gun-launched projectile make ramjet without solid rocket booster. Application to projectile is possible by solid fuel type ramjet. Solid fuel can supply fuel in severe condition.
Two technical problems should be solved to develop solid fuel ramjet. First, design diffuser that can heat air to high temperature. Second, Experimental test of solid fuel ignition in hot air flow.
As the first step of the projectile design, flow field analysis of viscous air under diffuser was carried out. Inviscid ramjet design for 155mm gun-launched shell was used as a fundamental design for diffuser analysis. When viscous flow is considered, diffuser performance decreased due to boundary layer. Boundary layer effect was taken into consideration for design refinement. After design refinement, terminal normal shock was formed in the stable location. Flow with temperature 700 K, velocity 100 m/s was observed in flow field analysis.
After that, solid fuel ignition test was carried out. To do the ignition test, air simulant with high temperature is required. In the combustor, oxidant, that burn fuel, is oxygen in the heated and compressed air. It is achieved by shock wave located in the diffuser. “Ethanol blended $H_2O_2$ vitiated air heater” emulates this air condition in the combustor. When blended hydrogen peroxide passes catalytic bed, it generates hot gas which satisfies oxygen condition, 21 mol. %. Until now, most of air simulant was generated through heating air by combustion and supply oxygen to match oxygen mole fraction. However, catalytic reaction of Ethanol blended $H_2O_2$ can provide simple way to generate air simulant.
Reactivity test to decide initial condition of ethanol blended $H_2O_2$ VAH was conducted. During the test, temperature, flow rate, composition of gas were measured and used for reactivity evaluation. Ethanol blended $H_2O_2$ with combination between 75 wt. % $H_2O_2$ and O/F ratio 70, which has best reactivity, is selected as initial condition for ethanol blended H2O2 VAH. Its adiabatic temperature is selected to $570 ^\circ C$ , which is slightly higher than flight condition. It has advantage in observe ignition of fuel. After that scale up system test from 8 g/s scale was carried out. In the small scale system test, catalyst decomposition capacity was estimated. After that, 100 g/s scale vitiated air heater was designed and manufactured. Full decomposition of blended hydrogen peroxide was observed. To decide flow supply type to the combustor, direct distributor type and step type, temperature profile in axial direction was checked. In the test inlet size was varied. Compared to step type, supply flow directly to fuel is better option for ignition.
Ignition test with HDPE as a solid fuel was carried out. However ignition delay was closed to 10 second. It was long to apply ramjet projectile system. Finally, solid propellant $KNO_3/Sorbitol$ was selected as ignition support material and ignition test was conducted. And it reduced ignition delay however there was some delay between HDPE ignition and ignition support ignition. HTPB fuel ignition test was also conducted, In this case ignition of ignition support and solid fuel occur at the same time. However, Its ignition delay was 4.46 second, which is not satisfactory. To solve this problem, more energetic material, such as nitrocellulose, can be a solution for ignition support. It has lower ignition temperature ($110 ^\circ C$) than solid propellant. However, because of its highly sensitive characteristics, it should be tried from minimum amount.
램젯은 마하수 2이상에서 작동하는 단순한 구조와 우수한 성능을 가진 엔진이다. 이러한 장점에도 불구하고 정지상태에서 추력을 낼 수 없는 단점으로 고체 로켓 부스터가 필요해 널리 상용화되지 못하였다. 하지만 대구경포로 램젯을 발사하면 발사 즉시 램젯의 작동이 가능해 고체로켓 부스터 없는 램젯의 작동이 가능하다. 하지만 포탄의 가혹한 발사환경으로 연료 공급장치를 생략해야 하는데 이것은 고체연료를 적용한 고체 연료 램젯을 통해 해결할 수 있다.
고체 연료 램젯의 개발을 위해 기술적으로 해결해야 하는 문제는 크게 두가지이다. 첫째는 고온으로 공기를 가열할 수 있는 흡입구 설계, 둘째는 전온도 연소실 압력 조건에서 고체연료를 자연점화 시키는 것을 실험적으로 파악하는 것이며 이것이 연구의 내용이다.
먼저, 고체 연료 방식의 램젯 엔진의 연소실 설계를 위해 연소실의 유입되는 공기의 특성을 파악하고자 파라미터 스터디를 통해 기초설계를 수행하였다. 그리고 이것을 보완하기 위해 유동장 해석을 수행하였다. 비점성 기초설계에서 고려하지 않았던 경계층과 일부 역류 현상으로 인해 흡입구의 성능이 감소하여 설계를 수정 보완 하였다. 이를 통해 속도 100 m/s, 온도 $700 ^0 K$ 의 공기가 연소실에 들어옴을 확인하였다.
그리고 고체연료의 자연점화 파악을 위한 공기모사장치를 설계하고 작동하였다. 공기모사장치의 구동은 에탄올 블렌딩 과산화수소를 촉매반응 시키는 방식이다. 공기모사 시 모사공기 내의 산소분율을 21 mol. %에 근접하게 맞추는 것 공기의 전온도 조건으로 맞추는 것이 중요하다. 이를 위해 후보군을 선정하고 반응성 실험을 통해 분해성능을 검증하고, 블렌딩 과산화수소를 결정하였다. 이후 공급 유량 8 g/s의 시스템에서 촉매반응을 파악하여 촉매의 분해 성능을 파악하였다. 파악한 분해 성능을 바탕으로 100 g/s 수준의 공기 모사장치를 설계하고 구동하였다. 온도가 다소 높은 모사공기와 흡입구 성능에 근접한 공기의 두 가지를 적용하였으며 반응성 실험을 통해 검증한 75 wt. % 농도의 과산화수소 O/F 비70, 110 조합을 적용하였다. 이때 해당되는 온도는 $570, 490 ^\circ C$ 로 실제 흡입구에서 나온 유동보다 점화에 유리한 조건으로 설정하였다. 유동의 공급 방식 비교를 위해 축대칭 방향의 유동의 온도 구배 비교 실험을 수행하였다. 이를 통해 보염기에 주로 이용되는 Step의 형상보다 연료에 수직으로 유동을 충돌시키는 것이 점화에 유리한 것으로 파악하였다.
마지막으로 모사공기를 이용한 고체연료의 지상 연소시험을 수행하였다. 연료의 경우 램젯 추진탄의 포 발사 시 충격에 견디기 적합한 연료인 폴리에틸렌을 고체 연료로 설정하였다. 점화 조건 파악을 위해 에탄올 블렌딩 과산화수소를 이용하였다. 점화는 파악하였지만 점화지연시간이 10초 이상으로 길게 나타났다. 따라서 발화점보다 높은 온도가 즉각적인 점화에 필요할 것으로 보고 점화 온도를 측정하였고 발화점보다 높은 온도임을 확인하였다. 점화지연을 단축하기 위해 점화온도가 낮은 고체추진제를 전단에 배치하여 실험하였고 점화지연시간을 4초 가량 단축시킬 수 있었다. 하지만 고체 추진제의 점화와 고체 연료의 점화 간에 지연이 있었다.
비교를 위해 HTPB를 점화 물질과 통합하여 실험을 수행하였고, 실험을 통해 지연 없이 고체연료에 불이 착화되는 것을 파악하였다. 하지만 점화보조물질 자체의 점화지연이 길기에 시스템에 적용하기 곤란하다. 따라서 보다 짧은 점화지연을 가진 물질이 필요하다 판단하였다.
