Forcing Mechanism of Plasma Actuator in Mach 3 Supersonic Flow

Jichul Shin(신지철) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

마하 3 초음속 유동에서 직류 표면 방전에 의한 공기역학적 유동 제어의 구동 메커니즘에 대하여 연구하였다. 고속 유동 엑츄에이션은 세라믹 평판 위에 매끄럽게 설치된 두 개의 노출 전극 사이에서의 방전에 의하여 생겨난 벽면근처의 이온화 구역에 의하여 만들어진다. 유동 엑츄에이션은 이온화 지역으로부터 발생된 약한 경사충격파가 발생하는 것을 의미하며, 이는 음극위의 부피가 있는 이온화 지역을 발생시키는 저출력 디퓨즈 방전에서 관찰된다. 엑츄에이션 효과는 음극 주위에서의 기체가열 및 전기력에 의하여 얻어진다. Forcing mechanisms in aerodynamic flow actuation in Mach 3 supersonic flow provided by a direct-current surface discharge are investigated. High-speed flow actuation is achieved by creating a near-wall ionization region produced by striking a discharge between two bare round electrodes which are flush mounted on a ceramic actuator plate. Flow actuation which is signatured by the occurrence of a weak oblique shock originating from the ionization region is observed with a lower power diffuse discharge which exhibits a volumetric ionization region above the cathode. The acuation effect is achieved by bulk gas heating as well as electrostatic forcing near the cathode region.

위성 발사체 액체 로켓 엔진의 Pre-burner 성능 모사

신지철(Jichul Shin),정태규(Tae Kyu Jung),이수용(Soo Yong Lee) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.12

다단 연소를 수행하는 위성 발사체 액체 로켓 엔진의 예연소기 성능을 모사한 in-house code가 개발되고 검증되었다. CEA (Chemical Equilibrium with Applications)의 해석 알고리듬을 바탕으로 하여 예연소기의 화학 반응을 모델링 하였고, gas dynamics 모델링과 연동시켜 예연소기의 성능을 모사하였다. CEA와 비교한 결과 아주 높거나 아주 낮은 O/F ratio를 제외하고는 계산 값들이 거의 일치함을 보여 주었다. 또한 실제 엔진 (RD-8)의 성능 곡선과 비교한 결과 개발된 in-house code의 계산 값들이 타당한 범위 내에서 모사되었고, 정상상태에서는 거의 비슷한 결과 값을 보였다. In-house code which simulates the performance of pre-burner in staged-combustion liquid-fueled rocket engine was developed and demonstrated. Chemical reaction of pre-burner was modeled based on analytic algorithm of CEA (Chemical Equilibrium with Applications) and gas dynamics model was incorporated with it. Comparison results between in-house code and CEA have shown small relative errors except at very high or very low O/F ratio. Also the performance curve obtained by in-house code revealed that the calculated values follow the overall trend of real engine (RD-8) performance quite well and at steady-state operation, the deviation became very small.

질소 이온 발광 분광법을 이용한 초음속 유동의 기체 온도 측정

신지철(Jichul Shin) 대한기계학회 2010 大韓機械學會論文集B Vol.34 No.3

초음속 유동에서의 공기 방전에 대한 기체 (회전) 온도를 측정하는 과정이 자세하게 소개되었다. 초음속 유동에서는 직접적인 온도 측정이 어려우므로 질소 분자 이온 스펙트럼의 광학적 발광 분광법을 이용하는 비침투 방식의 측정법이 사용되었다. 질소 분자 이온의 발광 스펙트럼 구조를 이해하기 위하여 발광선의 세기를 나타내는 관계식들에 대한 자세한 설명이 소개되었다. 유도된 발광 스펙트럼의 표현식을 이용하여 질소 이온의 first negative system을 구현하였고 실험으로 측정된 스펙트럼과 비교하였다. 합성 스펙트럼과 측정된 스펙트럼들은 밴드 스펙트럼 전 범위에 걸쳐서 6-8%의 상대오차 이내로 서로 일치함을 보여주었다. 마하 3의 초음속 경계층에서 25 ㎃의 직류 방전에 의한 기체 온도 분포 곡선을 측정한 결과 온도값이 최대 약 350 K인 선형적인 변화를 보여주었다. The procedure for estimating the gas (rotational) temperature of an air discharge in supersonic flows is presented in detail. Since direct measurement of the temperature in a supersonic flow is difficult, a nonintrusive measurement was performed by optical emission spectroscopy based on the emission spectra of nitrogen molecular ions. A detailed explanation, including the equations for emission line intensity, is presented in order to understand the structure of the emission spectra of nitrogen molecular ions. Using the obtained representation for emission spectrum, a synthetic spectrum of the first negative system of N₂? is obtained, and it is compared with the experimentally measured spectrum. Within a relative error of approximately 6?8% for the overall band spectra, the synthetic and measured spectra agree well. In the case of a 25-㎃ DC air discharge in a supersonic (Mach 3) flow, the gas temperature profile shows an approximately linear variation and a peak temperature of approximately 350 K.

방전특성변화에 따른 스파크제트 액츄에이터 제트특성의 실험적 연구

이병수(Byoungsoo Lee),신지철(Jichul Shin) 한국항공우주학회 2018 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2018 No.4

미소 추력 측정 장치 개발 및 성능 검증

이정현(Jeonghyeon Lee),신지철(Jichul Shin) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

이 연구는 마이크로 뉴턴 단위의 추력을 측적하기 위해 미소 추력 측정 장비를 개발하고 그 성능을 검증하는 실험을 수행하였다. 작은 추력을 측정하기 위한 측정 방법은 두 가지 경우가 있는데 하나는 비틀림 균형 추력 스탠드(Torsional Balance Thrust Stand)이고 다른 하나는 진자 균형 추력 스탠드(Pendulum Balance Thrust Stand)이다. 본 연구에서는 비틀림 균형 추력 스탠드를 사용하여 마이크로 뉴턴(Micro-Newton) 단위의 미소 추력을 측정하였다. 이 실험의 측정 시스템에서 큰 특징은 한 쌍의 피벗 스프링(Pivot Spring)을 사용하여 추력 시스템의 비틀림 균형을 이루고 레이저 거리 측정 센서(Laser Displacement Sensor)를 통하여 밸런스 팔(Balance Arm)의 이동 변위를 측정하고, 정전기력을 사용하여 전체 시스템의 정밀한 보정과 추가적인 제동효과를 이루어 내었다. 이후 좀 더 정교한 추력 시스템을 위해 추가적인 측정 방법을 보강하면 오차를 줄이고 미소 추력을 낼 수 있는 플라즈마 추력 장치를 사용하여 추력 장치의 추력을 측정 할 수 있을 것이다. We present our research on the developed of Micro-Newton Torsional Balance stand of Thrust Measurement System. There torsional balance thrust stand and pendulum balance stand for low thrust measurement. In this study, We select the torsional balance thrust stand to measure the Micro-Newtons unit of thrust. A major feature in the measurement system forms a torsional balance with the pivot spring of the pair via a laser distance measurement sensor (LDS) measuring the angular displacement of the balance arm. Since it will be possible to measure the thrust of the thrust device with additional measurement method plasma thrusters which can produce a reduction smiling thrust error to reinforce the for more sophisticated thrust system.

COMPUTATIONAL ANALYSIS OF JET FORMATION AND PERFORMANCE CHARACTERISTICS OF SPARK JET PLASMA FLOW ACTUATOR

Minh Khang Phan(판민강),Jichul Shin(신지철) 한국전산유체공학회 2017 한국전산유체공학회지 Vol.22 No.3

Jet formation and propagation produced by spark jet plasma actuator was investigated numerically with a cylinder shaped 356 mm3 cavity. Spark pulse was modeled by a constant energy source term over a given pulse duty time whose input value had been validated with the reference data. Initial process in a jet formation and overall performance of the spark jet were strongly dependent on spark location. Spark placed farther from the cavity exit produced a delayed but stronger jet providing a higher thrust and total impulse. As the duty time of the spark pulse increased, the total impulse increased until the thrust value and jet structure became similar at 35 μs duty time and above. However, the efficiency dropped significantly due to an increased energy input with a small thrust gain. The orifice divergence angle did not play a favorable role in the performance of the spark jet actuator since the orifice was not choked. A larger orifice diameter produced lower thrust due to lower jet velocity and faster density drop inside the cavity.

홀추력기의 유체-입자 하이브리드 전산해석

이준혁(Junhyeok Lee),신지철(Jichul Shin),김연호(Younho Kim),정연황(Yunhwang Jeong),이민우(Minwoo Yi) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.11

Investigation of plasma discharge inside a 50W radiofrequency ion thruster

Hoai-Duc Vu,Jichul Shin(신지철) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.11

직류 마이크로 할로우 음극 방전을 이용한 이단 마이크로 플라즈마 추력기의 배기 플룸의 형상 특성

Ho Thi Thanh Trang,신지철(Jichul Shin) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회지 Vol.20 No.3

상단용 가스발생기 후연소 싸이클 엔진 기초연구

문인상(Moon, Insang),신지철(Shin, Jichul) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5

발사체의 상단에 사용되는 여러 가지 싸이클의 특성을 조사한 뒤, 그 중 가스발생기 후연소 싸이클 엔진의 특성을 살펴보았다. 발사체 상단에 사용되는 엔진은 추진제와 싸이클의 특성상 연소압-확장비 다이어그램에서 크게 3그룹으로 나뉘어 진다. 영역 II에 위치한 케로신 엔진은 모두 가스발생기 후연소 싸이클 엔진으로서 높은 압력과 복잡한 구조를 하고 있다. 이 싸이클은 그 특성상 2개 이상의 펌프를 사용한다. 즉, 연료라인을 둘로 분기하여 보다 높은 압력이 요구되는 가스발생기 라인에는 2차 펌프를 두어 좀 더 가압을 하여 보다 효율적인 파워사용이 가능하다. 기본적으로 모든 산화제는 가스발생기를 지나 연소기로 향하기 때문에 2차 펌프의 필요성이 줄어들지만 여러가지 이유로 주펌프 이전에 부스터 펌프를 두어 주산화제 펌프의 부담을 덜어주는 경우가 많다. 폐쇄형 엔진은 그 특성상 엔진 비추력 효율이 개방형 엔진보다 상대적으로 높기 때문에 상단엔진에 적합하다. In this study, various cycles of liquid rocket engines were surveyed and specifically gas generator after burning cycle was investigated for upper stage motors. The engines for the upper stage can be categorized into three group based on the cycles and propellants at the diagram. Kerosene engines which adapt the gas generator after burning cycle and are located in the region II, are characterized for high combustion pressure and complexity. This cycle usually needs more than two pumps to use the turbine power efficiently. The fuel line can be divided into the gas generator line and the combustor line, and only the gas generator line is need to be pressured more because the combustion pressure in the gas generator is much higher than that of the combustor. Basically, all the oxidizer goes into the gas generator and than to the combustor, thus the auxiliary LOx pump is not critically necessary. However, for the various reasons, the LOx line requires a booster pump. A gas generator after burning cycle engines produces relatively high specific impuls than that of the open cycle engines. Thus it is suitable for upper stages of launch vehicles.