In this paper, experimental investigation for the solid fuel ramjet combustor was performed using a compact gas generator. This thesis discussed three technical issues for the investigation of solid fuel ramjet at the university level. : Test facility, Ignition delay, Combustion characteristics. First of all, A gas generator using the catalytic decomposition of ethanol-blended $H_{2}O_{2}$ was investigated for application in experimental research on high-speed air-breathing engines. The gas generator should supply product gas with an oxygen concentration of 21 mol.% at a given pressure of 3-12 bar and a temperature near 500 °C, which are the flow conditions in a ramjet combustor flying at Mach 3. To avoid detonation of the liquid monopropellant, an appropriate mixture ratio of $H_{2}O_{2}$, water and ethanol was selected. In the batch reactor test, the tested catalysts were manganese oxide and platinum with gamma-alumina pellets. The temperature measurements indicated that the platinum with alumina pellets was more appropriate for decomposing propellant than manganese oxide with alumina pellets. In addition, product gas species with an oxygen concentration of 21 mol.% were confirmed through the test. In the demonstration test, the system was operated with a propellant mass flow rate near 100 g/s. A catalytic reaction was sustained for the whole operation time with an adiabatic decomposition temperature efficiency of over 0.98. The measured flow temperature was near 500 °C, and the chamber pressure was near 5.5 bar, which satisfied the flow conditions in a ramjet combustor flying at Mach 3. And then, the ignition delay requirement and ignition characteristics of a solid fuel in the ramjet combustor were investigated. The shock in a simple diffuser geometry was calculated in order to obtain the upper limit of ignition delay, and it was determined to be shorter than 1 s. In order to achieve this short ignition delay, a high-density polyethylene (HDPE) fuel grain coated with an ignition support material and a fuel-rich propellant (FRP) were prepared. The ignition support materials were nitrocellulose with boron potassium nitrate (NC/$BKNO_{3}$) and an ammonium perchlorate (AP)/hydroxyl-terminated polybutadiene (HTPB)-based composite propellant. For testing purposes, a compact gas generator was built to simulate the conditions in the ramjet combustor. The simulation results revealed that the NC/$BKNO_{3}$ ignition support material showed the shortest ignition delay of 1.27 s but the flame in this case was not sufficient to ignite the HDPE. In a demonstration test, an ignition support material composed of NC/$BKNO_{3}$ and the AP/HTPB-based composite propellant was applied to the FRP fuel grain, in which case a stably sustained flame was obtained. The test results demonstrated that ignition of the FRP and that of the ignition support material occurred simultaneously with an ignition delay of 1.74 s. After that, additional combustion test was conducted through controlling the content of selected ignition support material, and it was experimentally confirmed that ignition delay can be shortened by 0.5 s. Finally, in order to improve the combustion characteristics of the fuel grains, effect of metal additives (Al and B particles) with high heating value on FRP mixed with 15 wt.% AP particles were investigated. Depending on the composition of metal particles, three types of fuel grain with 15 wt.% AP particles were prepared and tested at supplying air simulant speed with Mach 0.21. Through the test, the noticeable effect of B particles on the combustion was confirmed by a high regression rate over 0.5 mm/s and combustion efficiency over 80%. Meanwhile, Al particles were not effective additives individually; however, Al particles contributed to the ignition of B. On the other hand, as the flow rate increases, the regression rate decreased sharply and the combustion performance decreased. As a method to enhance the combustion performance of the fuel grain, Mg particles with superior vaporization characteristics was applied. The effect of Mg on both ignition and combustion characteristics of fuel grain was noticeable and rapid sustained operation of the fuel grain was achieved. And it also burned well in the high speed oxidizer flow. After that, thermal analysis was performed for the fuel grains to observe their combustion in the real air condition. The superior heat release in the thermal analysis revealed that the fuel grain could also burn well in the real air condition and the feasibility of the solid fuel ramjet application with superior performance of the fuel grain was confirmed.
본 논문에서는 대학 수준에서의 고체 연료 램젯에 대한 세가지 기술적인 문제(설비, 점화 지연, 연소 특성)에 대한 해결 과정을 다루었다. 먼저, 고속 공기 흡입 엔진의 실험적 연구를 위해 에탄올 블렌딩 과산화수소의 촉매 분해를 활용한 가스 발생기를 연구하였다. 이 가스 발생기는 3~12 bar의 연소실 압력, 500 °C의 온도, 21 mol.%의 산소 조성을 가진 생성 가스를 공급해야 한다. 이때 공급되는 추진제의 데토네이션 현상을 피하기 위하여 안전성이 검증된 바 있는 과산화수소, 에탄올, 물의 혼합비를 적용하여 추진제를 제작하였다. 이후 추진제의 적용 가능성을 확인하고자 백금 및 망간 촉매를 활용하여 반응기 시험을 수행하였다. 측정된 온도를 통해 백금 촉매가 망간 촉매에 비해 좀 더 추진제의 분해에 효과적임을 확인하였다. 또한 가스 조성 분석을 통하여 산소 조성 21 mol.% 를 만족하는 가스의 생성을 확인하였다. 이후 가스 발생기를 설계하여 100 g/s 수준의 추진제 유량에 대한 가스 발생기 검증 시험을 수행하였다. 그 결과 전체적인 작동 시간 동안 분해 효율 0.98 이상으로 반응이 유지 되는 것을 확인하였으며 연소실 압력은 5.5 bar, 측정 온도는 500 °C 근처를 나타내어 마하 3 수준의 비행 환경 모사 구현이 가능함을 확인하였다. 다음으로는 램젯 연소기 내의 고체 연료의 점화 지연 요구 조건과 점화 특성에 대한 연구를 수행하였다. 단순한 형상의 흡입구에 대하여 충격파 계산을 수행하여 요구되는 점화 지연의 상한선을 설정하였으며 1초 이내의 점화 지연이 요구됨을 확인하였다. 짧은 점화 지연을 얻어내기 위해, 고밀도 폴리에틸렌 (HDPE) 위에 다양한 점화 보조제를 도포하였으며 이에 대한 후보로서 연료 과농 추진제 (FRP), 과염소산암모늄 / 하이드록실-폴리부타디엔 계열 고체 추진제 (AP/HTPB Composite propellant), 니트로셀룰로오스 / 질산붕소 (NC/$BKNO_{3}$)를 준비하였다. 그 결과 약 1.27 초의 짧은 점화 지연이 NC/$BKNO_{3}$에서 나타났으나 화염이 유지되지 못했다. 이후 점화 지연이 짧게 일어난 NC/$BKNO_{3}$와 Composite propellant를 화염 유지가 잘 일어난 FRP에 동시에 도포하여 실험을 수행하였다. 실험을 통해서 점화가 1.74초에 잘 일어난 것을 확인하였다. 이후 선정된 점화 보조제의 함량 조절을 통하여 추가적인 연소 시험을 수행하였고 이를 통해 0.5초까지 점화 지연이 단축이 가능함을 실험적으로 확인하였다. 한편 연료 그레인 설계에서는 혼합된 연료 그레인의 강성 및 연소 특성 개선을 위하여 부피당 연소열이 높은 금속 첨가제(Al, B)를 15wt.% 의 AP 입자가 혼합된 FRP에 혼합한 세 종류의 연료 그레인을 준비하여 연소 시험을 수행하였다. 실험에서 모사 공기는 연료 포트를 마하수 0.21의 속도로 통과하도록 공급하였다. 실험을 통해 0.5 mm/s 이상의 후퇴율, 80% 이상의 연소 특성을 통해서 B의 연소에 미치는 영향을 확인할 수 있었다. 한편, Al 입자의 경우는 단독으로는 연소에 효과적이지 못하나 B 입자가 함께 혼합될 경우 점화 보조 역할을 하는 것을 확인하였다. 한편 유속 증가에 따라 후퇴율이 급격히 감소하며 연소 성능이 감소하는 결과를 나타내었다.
이후 기화 특성이 우수한 Mg 입자를 도입하여 금속 입자에 따른 연료의 연소 특성을 확인해 보았다. Mg 입자 첨가는 연료의 연소 특성 향상에 눈에 띄는 효과를 나타내었으며, 연료 그레인의 정상상태 연소가 빠르게 나타났다. 그 뿐 아니라 고속의 산화제 흐름에서도 연소가 원활히 일어났다. 다음에는 실제 공기에서 연료 그레인의 연소를 살펴보고자 열분석을 수행하였다. 열 분석에서도 우수한 발열량이 계측되었으며, 이 결과는 실제 공기 조건에서도 연료 그레인이 우수한 연소 특성을 가질 것임을 암시하였으며, 고성능 연료 그레인을 탑재한 고체 연료 램젯의 가능성을 확인하였다.
