Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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2004.03a
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pp.513-520
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2004
A steady-state/transient performance simulation model was newly developed for the propulsion system of the CRW (Canard Rotor Wing) type UAV (Unmanned Aerial Vehicle) during flight mode transition. The CRW type UAV has a new concept RPV (Remotely Piloted Vehicle) which can fly at two flight modes such as the take-off/landing and low speed forward flight mode using the rotary wing driven by engine bypass exhaust gas and the high speed forward flight mode using the stopped wing and main engine thrust. The propulsion system of the CRW type UAV consists of the main engine system and the duct system. The flight vehicle may generally select a proper type and specific engine with acceptable thrust level to meet the flight mission in the propulsion system design phase. In this study, a turbojet engine with one spool was selected by decision of the vehicle system designer, and the duct system is composed of main duct, rotor duct, master valve, rotor tip-jet nozzles, and variable area main nozzle. In order to establish the safe flight mode transition region of the propulsion system, steady-state and transient performance simulation should be needed. Using this simulation model, the optimal fuel flow schedules were obtained to keep the proper surge margin and the turbine inlet temperature limitation through steady-state and transient performance estimation. Furthermore, these analysis results will be used to the control optimization of the propulsion system, later. In the transient performance model, ICV (Inter-Component Volume) model was used. The performance analysis using the developed models was performed at various flight conditions and fuel flow schedules, and these results could set the safe flight mode transition region to satisfy the turbine inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Because the engine performance simulation results without the duct system were well agreed with the engine manufacturer's data and the analysis results using a commercial program, it was confirmed that the validity of the proposed performance model was verified. However, the propulsion system performance model including the duct system will be compared with experimental measuring data, later.
NEXTSat-1 is the next-generation small-size artificial satellite system planed by the Satellite Technology Research Center(SatTReC) in Korea Advanced Institute of Science and Technology(KAIST). For the control of attitude and transition of the orbit, the system has adopted a RHM(Resisto-jet Head Module), which has a very simple geometry with a reasonable efficiency. An axisymmetric model is devised with two coil-resistance heaters using xenon(Xe) gas, and the minimum required specific impulse is 60 seconds under the thrust more than 30 milli-Newton. To design the module, seven basic parameters should be decided: the nozzle shape, the power distribution of heater, the pressure drop of filter, the diameter of nozzle throat, the slant length and the angle of nozzle, and the size of reservoir, etc. After quasi one-dimensional analysis, a theoretical value of specific impulse is calculated, and the optima of parameters are found out from the baseline with a series of multi-physical numerical simulations based on the compressible Navier-Stokes equations for gas and the heat conduction energy equation for solid. A commercial code, COMSOL Multiphysics is used for the computation with a FEM (finite element method) based numerical scheme. The final values of design parameters indicate 5.8% better performance than those of baseline design after the verification with all the tuned parameters. The present method should be effective to reduce the time cost of trial and error in the development of RHM, the thruster of NEXTSat-1.
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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v.43
no.8
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pp.712-721
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2015
Pulse Detonation Engine (PDE) has been considered as a future propulsion system for broad range of operation and higher thermal efficiency. Various subsystem technologies have been studied for more than decade to improve the performance of the potential system. New valve systems has been developed for the stable operation at high frequency including inflow-driven valve, rotary valve and valveless system. To foster the detonation initiation with a little ignition energy, plasma ignition method and DDT (deflagration to detonation transition) acceleration method such as swept ramp mechanism have been studied. Fluidic nozzle system and other nozzle system are the ongoing research topics to maximize the propulsion performance of the PDE. Present paper introduces the state of the art of PDE subsystem technologies developed in recent years.
Transactions of the Korean Society of Automotive Engineers
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v.1
no.3
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pp.34-45
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1993
This study aims to analyze the mixing characteristics of hydrogen considered as a new fuel for internal combustion engines. As the physical property of helium gas is similar to that of hydrogen, helium gas was used in this study. To analyze the steady and unsteady behavior of jet, helium gas was injected into the stationary atmosphere at the normal temperature and pressure. Concentration of helium gas in the center of jet flow is in inverse proportion with axial distance from the nozzle tip. This agrees with the free jet theory of Schlichting. The relative equation for dimensionless concentration to radial/axial distance the axial distance of potential core region, the cone angle a of the jet flow and the relative equation for arriving distance of the front of jet flow to the lapse of time are obtained. But free jet theory of Schlichting in the dimensionless concentration is not in agreement with the present experimental results of the distance of the radial direction. It needs more study. When the arrival frequency of jet flow is used as a parameter, the transition area changing from unsteady flow area into steady flow area becomes gradually wider downstream, but its ratio for the whole unsteady flow area gradually decreases.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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2004.03a
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pp.499-505
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2004
A Propulsion System of the CRW(Canard Rotor Wing) type UAV(Unmanned Aerial Vehicle) was composed of the turbojet engine to generate the propulsive exhaust gas, and the duct system including straight bent ducts, tip-jet nozzles, a master valve and a variable main nozzle for three flight modes such as lift/landing mode, low speed transition flight mode and high speed forward flight mode. In this study, in order to operate safely the propulsion system, the dynamic Performance behavior of the system was modeled and simulated using the SIMULIN $K^{ }$, which is the user-friendly GUI type dynamic analysis tool provided by MATLA $B^{ }$. In the transient performance model, the inter-component volume model was used. The performance analysis using the developed models was performed at various flight condition, valve angle positions and fuel flow schedules, and these results could set the safe flight mode transition region to satisfy the inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Performance analysis results using the SIMULIN $K^{ }$ performance program were compared with them using the commercial program GSP.m GSP.
The reattachment characteristics of propane lifted flames in laminar coflow jets influenced by AC electric fields have been investigated experimentally in low AC frequency range. The reattachment velocity and height have been measured by varying the applied AC voltage and frequency. The results showed that the reattachment of lifted flame occurred at relatively higher jet velocity with AC electric fields, comparing to that without having AC electric fields. The effect of AC electric fields became more effective at higher voltage and lower frequency in the AC frequency range larger than 30 Hz. However, in the low frequency range below 30 Hz, the reattachment velocity decreased with decreasing frequency. Consequently, there existed a transition regime, for the frequency smaller than about 30 Hz. Also, when the AC voltage was applied to the fuel nozzle at very low frequency, the reattachment process exhibited an oscillatory behavior, synchronized with the applied AC frequency.
A home-made pinhole-type glass nozzle was employed to generate vibronically excited but jet-cooled benzyl-type radicals from precursor 2-fluoro-4-chlorotoluene with a large amount of carrier gas He, from which the visible vibronic emission spectrum was recorded with a long-path monochromator. From an analysis of the spectrum observed, it was found that two benzyl-type radicals, 2-fluorobenzyl and 2-fluoro-4-chlorobenzyl radicals, were formed from the precursor in corona discharge. The possible pathway for the production of benzyl-type radicals that can explain the spectroscopic observation is herein proposed. In addition, the electronic energy of the $D_1{\rightarrow}D_0$ transition and the vibrational mode frequencies in the $D_0$ state of the 2-fluoro-4-chlorobenzyl radical were determined for the first time.
Isomeric trimethylbenzyl radicals were generated and vibronically excited from precursor 1,2,3,5-tetramethylbenzene, isodurene, with a large amount inert carrier gas helium in a corona excited supersonic expansion (CESE) using a pinhole-type glass nozzle. A long-path monochromator was used to record the visible vibronic emission spectra of the jet-cooled benzyl-type radicals in the $D_1{\rightarrow}D_0$ electronic transition. From the analysis of the spectra, we identified the evidence of the presence of three isomeric trimethylbenzyl radicals in the corona discharge, and obtained the electronic energy and a few vibrational mode frequencies in the ground electronic state for each isomer.
Kim, Sun-Wook;Jin, Seong-Ho;Kim, Gyung-Soo;Park, Kyoung-Suk
Proceedings of the KSME Conference
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2000.11b
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pp.156-161
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2000
In this study, quantitative nitric oxide concentration distributions are investigated in the post-flame zone of laminar premixed $CH_4/O_2/N_2$, flames by laser-induced fluorescence (LIF). The measurements are taken in flames for different equivalence ratios varying from $0.8{\sim}1.4$, and flow rate is fixed as 5slpm. The NO A-X (0,0) vibrational band around 226 nm is excited using a XeCl excimer-pumped dye laser. Selecting an appropriate NO transition minimizes interferences from Rayleigh scattering and $O_2$ fluorescence. NO concentration is rised when equivalence ratios increase at different vertical distances form nozzle tip. In any case, the maximum NO concentration reaches the maximum in reaction zone.
Using a pinhole-type glass nozzle equipped for a corona-excited supersonic expansion (CESE), precursor 2,6-dichlorotoluene seeded in a large amount of inert carrier gas helium was discharged to produce jet-cooled but electronically excited benzyl-type radicals. The visible vibronic emission spectrum was recorded with a long-path monochromator to observe vibronic bands in the $D_1{\rightarrow}D_0$ electronic transition of benzyl-type radicals. The spectral analysis revealed the generation of not only the 2,6-dichlorobenzyl radical as a typical product, but also the o-chlorobenzyl radical as an unexpected species, which indicates the possible molecular rearrangement in eliminating a chlorine atom from the benzene ring. A possible mechanism is proposed for the formation of the o-chlorobenzyl radical from the precurs or in the gas phase.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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