• The Proceedings of the Korean Institute of Illuminating and Electrical Installation Engineers
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• v.9 no.2
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• pp.146-146
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• 1995

본 논문은 유도전동기의 운전조작시에 발생되는 자계변화특성에 대하여 기술하였다. 본 측정시스템은 자기적분형 자계센서, 증폭기, 능동형 적분기로 이루어졌으며, 교정실험에 대한 측정계의 주파수대역과 감도는 각각 20[Hz]∼0.234[mV/μT]이다. 유도전동기의 기동과 정상운전중에 발생하는 자계성분을 측정하였으며, 고조파 성분을 고속 푸리에 변환기법으로 분석하였다. 유도전동기의 직입기동시에는 단일성 펄스자계가 강하게 발생하였으며, 이의 피크치는 정상상태의 값보다 5배이상 크게 나타났다. 이러한 긴 과도시간과 강한 자계의 세기는 전동기의 큰 인덕턴스와 동특성에 기인된다. 유도전동기의 정상운전시에는 유도전동기의 극수에 의존하는 기본파에 대한 분조파의 자계성분이 관측되었다. 또한, 자계의 분조파 성분은 전동기의 토크 변동으로 불균일한 회전토크로 인해 생기는 맥동전류와 전압플리커에 의해서 발생하는 것으로 생각된다. 인버터구동형 유도전동기에서는 직입기동에 비하여 많은 고조파 성분이 발생되고 있었으며, 특히 전동기의 구동주파수가 낮을수록 맥동토크에 의한 전류변화로 고조파 성분은 더욱 증가하였다.

• Korean Journal of Computational Design and Engineering
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• v.19 no.4
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• pp.332-339
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• 2014

This paper presents on the development of wheel-terrain interaction device using low-priced sensors, which will be used to predict the drawbar pull and optimal slip of off-road vehicle in real time. The essential variables obtained in the device to predict the mobility of vehicles are determined based on semi-empirical model describing the wheel-terrain interaction. Using the developed device, the experiments about the wheel-terrain interaction were performed on the soil of the Jumunjin standard sand, which yielded dynamic weight, motor driving torque, drawbar pull, and sinkage with respect to wheel slip ratio. Finally, the repeatability of the measured data are verified through repeating the experiments three times on the same condition.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.16-16
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• 1997

다련장로켓은 기습적 대량화력의 집중, 기동성, 사거리의 손쉬운 증대가능성의 장점을 가지고 있어 제2차 세계대전에서 처음 등장한 이후 대부분의 국가에서 야전 포병의 기본 무기체계로서 발전되어 왔다. 전세계 40개국 이상에서 사용하고 있는 다련장로켓은 유도방법, 탑재차량, 전자자동제어 분야의 발달로 점차 대구경화하여 사거리가 증대되고 있으며 탄두의 위력도 증대 다양화되고 있다. 현재까지 개발된 다련장로켓 중에서 가장 우수한 무기체계중의 하나로 알려진 MLRS는 미국을 비롯한 세계 13개국에서 채택하고 있으며 우리나라에서도 장비도입을 진행 중에 있다.현재 구룡을 생산하고있는 (주)한화에서는 이 MLRS가 차기 주력제품이 될것으로 판단하여 미제 사거리연장형(ER-MLRS)와 유사한 한국형 대구경 다련장로켓을 거룡이라고 명명하고 '93년부터 기초연구를 진행해 왓다. '94년 7월 첫 지상연소시험을 수행한 이후 현재까지 8기의 지상연소시험을 마쳤고, 지난 9월에는 비행용로켓 2발을 제작 비행 시험을 실시한 바 있다.본 논문에서는 미제 MLRS의 구성,제원,특성을 추진기관 중심으로 알아보고,자체 연구개발중에 있는 거룡 로켓의 추진기관 개발 현황을 지상연소시험을 중심으로 간단히 요약하고 미제와 성능을 비교해 보았다.향후 지속적으로 추진기관의 성능 개량을 추진할 계획으로 있으나 현재까지의 진행결과로 볼 때 추진기관의 개발은 문제가 없고, 대구경 다련장로켓탄 전체도 국내기술로 충분히 개발이 가능한것으로 판단된다.

• Journal of the Korean Institute of Intelligent Systems
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• v.15 no.5
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• pp.593-598
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• 2005

The standard Kalman filter has been used to estimate the states of the target, but in the presence of a maneuver, its error is occurred and performance may be seriously degraded. To solve this problem, this paper presents a new intelligent tracking algorithm using the fuzzy Kalman filter. In this algorithm, the unknown acceleration is regarded as an additive process noise by using the fuzzy logic based on genetic algorithm(GA) method. And then, the modified filter is corrected by the new update equation method which is a fuzzy system using the relation between the filter residual and its variation. To shows the feasibility of the suggested method with only one filter, the computer simulations system are provided, this method is compared with multiple model method.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.2
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• pp.84-93
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• 2013

Stealthy, high maneuverability and super cruise abilities are required for the next generation fighter and unmanned aircraft. Thrust vector control technique currently come into use to meet these requirements. In this experimental study, axial and pitch thrust were measured and Schlieren visualization were carried out using the scaled two dimensional thrust vector nozzles under various pitch deflection angle, pitch flap length and height. From the study, we could get the supersonic flow characteristics and draw an optimum geometric configuration of the two dimensional thrust vector nozzle.

• Journal of Auto-vehicle Safety Association
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• v.11 no.2
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• pp.23-28
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• 2019

This paper presents an optimal performance of rear wheel steering vehicle for maneuverability. The maneuverability of vehicle is evaluated in terms of yaw rate, body slip angle and driver input. The maneuverability of vehicle can be improved by rear wheel steering system. To obtain optimal performance of rear wheel steering vehicle, the optimal control history is designed. The high dimensional trajectory optimization problem is solved by formulating a quadratic program considering rear wheel steer input. To evaluate handling performance 7 degree-of-freedom vehicle model with actuation sub-models is designed. A step steer test is conducted to evaluate rear wheel steering vehicle. A response time, a TB factor, overshoot, and yaw rate gain are investigated through objective criteria, assessment webs. The handling performance of vehicle is evaluated via computer simulations. It has been shown from simulation studies that optimal controlled rear wheel steering vehicle provides improved performance compared to others.

• Journal of IKEEE
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• v.23 no.3
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• pp.1020-1026
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• 2019

In this paper, a rotor polarity detection algorithm is proposed to control the single-phase permanent magnet synchronous motors(SP-PMSMs) for high speed sensorless operation. Generally, the sensorless control of a SP-PMSM is switched to the sensorless operation in a specific speed region after the open loop startup. As a result, it is necessary to detect the rotor polarity to maintain a constant rotational direction of the SP-PMSM at the starting process. There, this paper presents a novel rotor polarity detection method using a high frequency voltage signal and offset current which is generated by current regulator. The proposed algorithm verified the effectiveness and usefulness of the rotor polarity detection through several experiments.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2021.05a
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• pp.198-201
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• 2021

무인 항공기(UAV, Unmanned Aerial Vehicles)는 높은 기동성을 가지며 설치 비용이 저렴하다는 이점이 있어 홍수, 지진 등의 재난 재해 감시 시스템에 이용되고 있다. 재난 재해 감시 시스템에서 UAV는 지상에 위치한 사물인터넷(IoT, Internet of Things) 기기로부터 데이터를 수집하는 임무를 수행하기 위해 계획된 항로를 따라 비행한다. 이때 UAV가 정상 경로로 비행하기 위해서는 실시간으로 GPS 위치 확인이 가능해야 한다. 만일 UAV가 계산한 현재 위치의 GPS 정보가 잘못될 경우 비행경로에 대한 통제권을 상실하여 임무 수행을 완료하지 못하는 결과가 초래될 수 있다는 취약점이 존재한다. 이러한 취약점으로 인해 UAV는 공격자가 악의적으로 거짓 GPS 위치 신호를 전송하는GPS 스푸핑(Spoofing) 공격에 쉽게 노출된다. 본 논문에서는 신뢰할 수 있는 시스템을 구축하기 위해 지상에 위치한 기기가 송신하는 신호의 세기와 GPS 정보를 이용하여 UAV에 GPS 스푸핑 공격 여부를 탐지하고 공격당한 UAV가 경로를 이탈하지 않도록 대응하기 위해 연합학습(Federated Learning)을 이용하는 방안을 제안한다.

• Journal of Intelligence and Information Systems
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• v.15 no.1
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• pp.51-64
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• 2009

A location tracking sensor such as GPS, INS, Radar, and optical equipments is used in tracking Maneuvering Targets with a multi-sensor, and such systems are used to track, detect, and control UAV, guided missile, and spaceship. Until now, Most of the studies related to tracking Maneuvering Targets are on fusing multiple Radars, or adding a supplementary sensor to INS and GPS. However, A study is required to change the degree of application in fusions since the system property and error property are different from sensors. In this paper, we perform the error analysis of the sensor properties by adding a ground radar to GPS and INS for improving the tracking performance by multi-sensor fusion, and suggest the tracking algorithm that improves the precision and stability by changing the sensor probability of each sensor according to the error. For evaluation, we extract the altitude values in a simulation for the trajectory of UAV and apply the suggested algorithm to carry out the performance analysis. In this study, we change the weight of the evaluated values according to the degree of error between the navigation information of each sensor to improve the precision of navigation information, and made it possible to have a strong tracking which is not affected by external purposed environmental change and disturbance.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.8
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• pp.639-651
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• 2018

An analytical solution to generate attitude command profile for agile spacecraft is proposed. In realistic environment, obtaining analytical minimum-time optimal solution is very difficult because of following constraints-: 1) actuator saturation, 2) flexible mode excitation, 3) uplink command bandwidth limit. For that reasons, this paper applies two simplifications, an eigen-axis rotation and a finite-jerk approximated profile, to derive the solution in an analytical manner. The resulting attitude profile can be used as a feedforward or reference input to on-board attitude controller, and it can enhance spacecraft agility. Equations of attitude command profile are derived in two general boundary conditions: rest-to-rest maneuver and spin-to-spin maneuver. Simulation results demonstrate that the initial and final boundary conditions, in terms of time, attitude, and angular velocities, are well satisfied with the proposed analytical solution. The derived attitude command generation algorithm may be used to minimize a number of parameters to be uploaded to spacecraft or to automate a sequence of attitude command generation on-board.