Recently, many countries are researching to extend the range using advanced technology ramjet. Because Launching environment of a projectile is very harsh, solid fuel ramjet being studied, and various research has been conducted on the performance of part of the inlet and combustion chamber, which is vital in solid fuel ramjet. However, research on the overall ramjet design, like inlet design considering performance and integrated structure on the inlet and combustor, is insufficient. In this study, a 155 mm solid fuel ramjet projectile was designed using computational fluid dynamics. Set the necessary parameters required for the design, and the initial values were determined using them. The inclination angle considering the performance was determined and designed the supersonic inlet with a two-stage slope that superimposed the shock wave on the cowl lip using computational fluid dynamics. The fuel grain consists of a mixture of HTPB with 15 wt.% AP powder and 5 wt.% Al powder. Computational fluid dynamics of the combustion chamber was carried out using the species reaction of the fuel grain, and it was confirmed that the required thrust was created.
최근 다양한 국가에서 최첨단 무기 기술인 램제트를 이용한 사거리 연장을 목표로 연구하고 있다. 포탄의 발사 환경이 가혹하기 때문에 고체연료 램제트에 대한 연구가 진행되고 있으며 흡입구 및 연소실 각 부에 대한 성능 관련 연구는 많이 진행되고 있습니다. 그러나 성능을 고려한 상세 흡입구 설계 및 흡입구와 연소실 통합 설계 등 전체적인 램제트 설계 연구는 미비하다. 이에 본 연구에서는 전산유체역학을 이용하여 155 mm 고체연료 램제트 포탄을 설계하였다. 필요한 기본 매개변수들을 설정하였으며 이를 이용하여 초기 수치를 결정하였다. 전산수치해석을 이용하여 성능을 고려한 경사면 각도를 정하였고 충격파 위치가 Cowl lip에 중첩되게 하는 2단 경사면을 가지는 흡입구를 설계하였다. 연료 그레인은 HTPB에 AP파우더 15 wt.%, Al 파우더 5 wt.%가 혼합된 형태로 구성되어 있다. 연료 그레인의 연소 반응식을 이용해 연소실 전산수치해석을 진행하였으며 요구추력이 발생함을 확인하였다.
