• 한국지능시스템학회논문지
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• 제25권1호
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• pp.7-14
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• 2015

고정밀도와 고속응성의 물류 이송을 위한 자동피킹 시스템 (Automatic Picking System; APS) 구동용 선형 유도 모터 드라이브의 설계 기법 및 고이득 관측기 기반의 강인 속도 제어 기법이 제안된다. APS에 존재하는 외란추력, 질량 및 마찰계수 등의 기계적 파라미터 불확정성은 시스템의 속도 제어 성능에 직접적인 영향을 주며 이러한 불확정성 하에서도 강인한 속도 응답 성능을 보유하는 속도 제어기가 요구된다. 시스템의 불확정성을 효과적으로 추정할 수 있는 고이득 관측기를 통해 외란이 추정되며 시스템의 불확정성을 제거하기 위해 추정된 외란이 제어입력에 전향제어 방식으로 보상된다. 기존의 외란 관측기가 질량 변화에 기인한 시변 외란을 효과적으로 보상하는 데에 한계가 있는 반면 제안된 속도 제어 시스템은 외란추력 및 질량 변화 하에서도 강인한 속도 추종 성능을 제공한다. 선형 유도 모터의 모델을 위한 Simulink 라이브러리가 상태방정식으로부터 개발되며 이를 활용한 Matlab - Simulink 기반의 비교 시뮬레이션을 통해 제안된 방식이 강인한 속도 응답 성능을 가지며 고정밀도와 고속응성을 요구하는 APS에 적합함이 입증된다.

• 해양환경안전학회지
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• 제22권1호
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• pp.129-137
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• 2016

본 연구의 목적은 가까운 미래의 선박운동정보를 이용하는 피드포워드 제어알고리즘과 FPSO 운동 수치 시뮬레이션 모델을 개발하고 시뮬레이션을 통하여 제어알고리즘의 성능을 검증하는 것이다. 본 논문에서는 조류, 바람, 파력 등의 환경하중에 의하여 발생한 선체운동의 미래 예측치를 활용한 피드포워드 제어력을 추가적으로 가지는 Dynamic Positioning System에 대하여 연구한다. 먼저, 조류력, 풍력 및 파력에 대한 수학모델을 선정하여 환경하중에서의 선체운동을 계산하고, 현재의 선체운동 값과 Brown 지수평활 예측모형을 활용하여 미래 선체운동 값을 예측하였다. 또한 위치 유지와 Heading angle 제어를 위한 제어력을 PID(Proportional-Integral-Derivative)이론을 이용하여 결정한 피드백 제어기와 미래 선체운동 값을 이용하여 결정한 피드포워드 제어기로 구성하였다. 그리고 각 Thruster에 요구되는 추력은 라그랑지승수법을 활용하여 분배하였다. 마지막으로 FPSO(Floating Production Storage and Offloading)의 운동과 Dynamic Positioning System에 대한 시뮬레이션 모델을 구축하여 선박의 위치 및 Heading angle 제어에 관한 시뮬레이션을 수행하여 제안하는 피드백 제어기와 피드포워드 제어기를 동시에 가지는 제어시스템의 성능을 평가하였다. 본 연구의 결과, 피드백 및 피드 포워드 제어기가 적용된 DPS 제어시스템이 기존의 피드백 제어기보다 위치유지 및 헤딩각 유지 능력에서 개선되었고 각 Thruster에 요구되는 평균 제어력 및 최대 제어력의 크기도 감소함을 보였다. 이에 따라 DPS에 요구되는 동력 감축과 Azimuth Thruster 용량의 감소로 인하여 비용 절감의 효과를 기대할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권3호
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• pp.197-209
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• 2018

본 연구에서는 전진 비행하는 쿼드 틸트 로터(Quad Tilt Rotor, QTR)에 대한 수치적 연구를 수행하여, 각 구성 요소에 의한 간섭효과와 위상차 및 로터 회전 방향 등 로터 운용조건에 의한 영향을 분석하였다. 효율적인 로터 유동장 계산을 위해 오픈소스 CFD 코드인 OpenFOAM에 Actuator Surface Method(ASM) 기법을 결합한 해석자를 사용하였다. 전 후방 날개의 양력은 날개 끝단에 부착된 로터의 회전 방향에 따라 증감하며 특히 후방 날개에서는 전 후방 로터에 의한 간섭효과가 복합적으로 나타난다. 전 후방 로터의 위상차에 의한 날개의 공력 성능 변화는 상대적으로 미미함을 확인하였다. 로터에서는 날개로 인한 폐쇄효과 발생에 따라 국소적으로 높은 추력이 발생한다. 특히, 후방 로터에서는 전방 나셀에서 발생한 후류의 간섭효과로 인해 전방 로터 대비 높은 국소적 추력이 발생한다. 또한 로터 간의 위상차에 따라 추력 요동의 진폭이 감소할 수 있음을 확인하였으며 운용 조건에 따른 전 후방 로터의 성능과 전체 비행체의 공력 성능을 비교, 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권2호
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• pp.76-81
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• 2008

우주환경시험팀에서는 발사환경 시 진동 시험을 위해 진동 테스트 장비를 운영 중에 있으며 이를 이용하여 여러 위성 프로그램의 환경시험을 성공적으로 수행하였다. 발사체 및 대형위성의 진동시험을 위한 대형 전자기 시스템의 요구를 충족시키기 위해, 직경 3m급 헤드익스펜더를 가진 대형 멀티 전자기 가진 시스템을 개발하고 있다. 개발 시스템은 160 kN의 추력을 가진 3대의 가진 시스템으로 구성되어 있으며 최대 8톤급 시험체의 진동시험과 300 kNm의 횡 하중 지지할 수 있도록 설계되었다. 본 연구에서는 대형 멀티 전자기 가진 시스템 개발 과정에서 요구되는 각 요소의 설계에 대한 연구 결과를 소개하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.225-228
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• 2009

추력 75톤급 액체로켓엔진용 기술개발/검증 시제인 가스발생기의 연소시험이 수행되었다. 가스발생기 분사기 및 헤드의 성능을 먼저 확인하기 위해 heat-sink 형태의 연소실이 사용되었다. 본 논문에서는 연소시험을 위한 준비상황 및 기술검증시제 연소시험에서 얻어진 압력, 온도 분포, 압력 섭동 등의 결과들을 설명하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권1호
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• pp.83-89
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• 2011

재생냉각식 액체로켓엔진의 예비 설계 단계에서 연소기 형상을 결정하기 위한 설계 방안을 제안하였다. CEA에서 예측된 연소 후 가스 물성치를 이용하여 로켓의 성능 및 재생냉각 성능을 계산하였다. 요구 추력, 연소실 압력, 주위 압력, 추진제 혼합비에 대해 1차원 관계식과 경험식으로 최적 유량과 연소기 성능을 예측하고, Rao 노즐 설계 기법을 활용하여 최종적으로 연소기 형상을 결정할 수 있는 방안을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.37-42
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• 2010

재생냉각식 액체로켓엔진의 예비 설계 단계에서 연소기 형상을 결정하기 위한 설계 방안을 제안하였다. CEA에서 예측된 연소 후 가스 물성치를 이용하여 로켓의 성능 및 재생냉각 성능을 계산하였다. 요구 추력, 연소실 압력, 주위 압력, 추진제 혼합비에 대해 1차원 관계식과 경험식으로 최적 유량과 연소기 성능을 예측하고, Rao 노즐 설계 기법을 활용하여 최종적으로 연소기 형상을 결정할 수 있는 방안을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.31-34
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• 2011

75톤급 일체형 재생냉각 연소기 기술검증용 시제의 설계 및 제작에 대하여 기술하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s, 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 헤드부와 추력실부가 용접되는 일체형 재생냉각형 연소기이다. 본 기술검증용 시제품을 통해 확립된 설계 및 제작 기술들은 비행용 모델 개발에 활용될 것이다.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.39-44
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• 2005

로터의 성능 예측 검증을 위해 tilt rotor aeroacoustic model(TRAM)에 대한 3차원 CFD 해석을 수행하였고 로터 파워 효과에 의한 영향을 분석하기 위해 수치해석을 행하였다. 수치 기법은 multiple reference method(MRF)와 sliding mesh technique을 사용하였다. TRAM 실험치와 비교 결과 정지 비행시에는 수치해석이 실험보다 적은 추력을 예측하였고 전진 비행시에는 실험결과와 매우 유사한 결과를 예측하였다. 로터효과를 고려한 비행체의 양력은 감소하고 항력 및 피칭 모멘트는 거의 변화가 없는 것으로 판단된다.

• 한국분무공학회지
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• 제25권3호
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• pp.126-131
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• 2020

Throttleable rocket engines are in high demand due to the diversification of space missions. Pintle injector is known to be suitable for throttleable rocket engines, because of its high efficiency in overall thrust zone. In this study, the relationship between spray angle of a throttleable pintle injector and total momentum ratio based on hot fire test conditions was investigated. As a result, the spray angle in 100% and 60% throttling level is higher than the spray angle obtained by the case which considers only propellant mass flow rate, owing to higher total momentum ratio (TMR). The results of this study may be useful for predicting spray angle in hot fire test.