• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2014.07a
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• pp.128-129
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• 2014

본 논문에서는 벡터제어에 근거한 선형 유도 전동기의 추진제어 알고리즘에 대해 보여준다. 기존의 사용해왔던 스칼라제어 방식이 아닌 새로운 전류제어 방식을 사용하며, 기존의 13.5Hz 슬립주파수 일정 제어를 가변하여 플러깅 저감 구간을 축소하고 회생구간을 늘림으로써 운전효율 향상 패턴을 찾는 연구를 진행하였다. 본 논문에서는 시뮬레이션을 통해 산출된 최적운전 패턴결과를 반영하여 실험을 통해 이 방법을 제안 하고자 한다.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2014.07a
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• pp.120-121
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• 2014

장거리 이송이 가능한 선형동기 전동기 구조를 제안하고, 수학적 모델링을 하였으며, PI제어기를 포함하는 제어알고리즘을 제안하여, 실험으로 그 결과를 확인하였다. 추진제어기의 출력은 Park's, Clake's Transformation을 이용하여 코일을 구동하는 전류 명령을 발생시켰으며 개별 코일을 독립적으로 구동하는 아날로그 전류제어기를 OP-Amp로 구현하였다. 실험결과는 속도 오차는 4 ~ 10% 이하의 결과를 얻었다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.88-88
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• 2003

로켓 엔진 시스템에는 가압가스로 추진제를 엔진으로 공급하는 가압 시스템과 터보펌프를 이용해 엔진으로 고압의 추진제를 공급하는 터보펌프 시스템으로 나눌 수 있으며 터보펌프 시스템은 다시 Gas Generator를 이용하는 개방형 엔진과 Prebumer를 이용한 폐쇄형 엔진인 다단 엔진으로 구분할 수 있다. 로켓의 엔진 시스템은 Turbine, Turbopump, Gas Generator, Thrust Chamber, Tube, Valve, Propellant Tank 등 각 구성품 간에 서로 상호간섭이 매우 심한 공정이다 로켓 엔진 시스템은 이와 같은 상호간섭에 의해 추력 제어 및 혼합비 제어, 추진제 소진 제어 적용 시 정확하고 강인한 제어를 수행하여야 한다. 이를 위해 정확한 동특성 모델을 구축하는 것이 중요하며 모델을 통해 적절한 제어 시스템을 선택하여야 한다. 그러나 현재 국내에는 이에 대한 연구가 미미하며 해외의 경우 로켓은 특수 분야에 속함으로 공개되어 있지 않다. 로켓에 대한 개발 연구에 있어서는 위와 같은 작업이 선행되어야 하며 이에 대한 선행 연구로 한국항공우주연구원에서 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진 시스템에 대한 연구를 진행하고 있다. 본 논문에서는 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진시스템에 대한 동특성 모델을 구성하였다. 배관부, 터빈, 펌프, 밸브, Gas Generator, 재생냉각, 추력연소실 등 엔진 시스템을 구성하는 구성품에 대한 동특성 모델을 구성하였으며 이를 matlab의 simulink를 통해 각 구성품을 연결하여 최종 엔진시스템의 동특성 모델을 구성하였다. 구성된 동특성 모델을 통해 각종 변화(추진제 밀도 변화, 추력 변화, 혼합비 변화 등)에 대한 엔진 시스템 변화를 예측하여 정확한 엔진 시스템에 대한 이해를 넓혔으며 추력 제어 및 혼합비, 추진제 소진 제어를 최적으로 할 수 있는 제어 시스템 구축을 위한 기초 자료로 이용할 수 있을 것이다.

• Proceedings of the Korean Institute of Navigation and Port Research Conference
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• 2022.06a
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• pp.121-122
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• 2022

자율운항선박의 비상상황시 시나리오 개발 및 육상원격제어시스템의 개발(육/해상 원격제어, 원격모니터링, 통신시스템) 경과 및 추진 동향을 분석하고 통합 원격제어시스템 개발 방향을 제시하고자 한다.

• The Transactions of the Korean Institute of Power Electronics
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• v.10 no.3
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• pp.233-240
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• 2005

In this paper, AC electric vehicle propulsion system(Converter/Inverter) using high power semiconductor, IPM is proposed. 2-Parallel operation of two PWM converter is adopted for increasing capacity of system and the harmonic content is eliminated by the phase shaft between two PWM converters switching phase. VVVF inverter control is used a mixed control algorithm, where the vector control strategy at low speed region and slip-frequency control strategy at high speed region. The proposed propulsion system is verified by experimental results with a 1,350kW converter and 1,100kVA inverter with four 210kW traction motors.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.139-145
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• 2006

LRE(Liquid propellant Rocket Engine) is one of the important parts to control the trajectory and dynamics of rocket. The purpose of control of LRE is to control the thrust according to requiredthrust profile and control the mixture ratio of propellants fed into gas generator and combustor for constant mixture ratio. It is not easy to control thrust and mixture ratio of propellants since there are co-interferences among the components of LRE. In this study, the dynamic model of LRE was constructed and the dynamic characteristics were analyzed with control system as PID control and PID+Q-ILC(Iterative Learning Control with Quadratic Criterion) control. From the analysis, it could be observed that PID+Q-ILC control logic is more useful than standard PID control system for control of LRE.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.48 no.7
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• pp.529-536
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• 2020

Reaction Control System of the third stage of the Korean Space Launch Vehicle II conducts roll control and 3 axis control throughout third stage engine start, satellite separation, and collision and contamination avoidance maneuver. Reaction control system consumes its propellant in each thruster operation. Hence, loading of proper amount of the propellant is important for mission success. It is needed to have a rough estimation method of propellant consumption during the flight. In this paper, we developed a energy equation using pressure and temperature data which are acquired in the on-board reaction control system. We constructed a test system which is similar with the on-board reaction control system to verify the energy equation. Test results using deionized water were compared with estimated propellant consumption. We also conducted an error analysis of the energy equation. We also presented the propellant consumption result of a system level operation test.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.59-66
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• 1995

인공위성의 궤도진입, 궤도수정 및 자세제어를 담당하는 추진체계는 위성의 용도와 궤도위치, 자세/궤도제어 방식 등을 고려하여 설계하여야 한다. 현재까지도 널리 사용되고 있는 인공위성 추진체계는 AKM(Apogee Kick Motor)과 단일 추진제 추력기로 구성된 "통상 추진체계"이나 최근에는 AKE(Apogee Kick Engine)과 이원 추진제추력기로 구성된 "통합 추진체계" 그리고 이와 유사한 "완전통합 추진체계", "이중 추진체계" 등이 기술적 선택방안으로 제안되어 일부 적용되고 있는 실정이며 이러한 추진체계의 효과적 실용화를 위해서 단일 추진제(하이드라진) 추력기의 성능향상 및 이원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2019.07a
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• pp.392-393
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• 2019

본 논문에서는 전기 보트 추진을 위한 SPMSM(Surface mounted Permanent Magnet Synchronous Motor) 구동 시스템을 개발하였다. 전차원 폐루프 관측기를 이용하여 외란 토크 관측기를 구성하고, 관측된 외란 성분을 속도 제어기 출력에 보상하여 속도 제어 성능을 향상시켰다. 리튬이온 배터리, 인버터 및 1kW SPMSM으로 구성된 전기 보트 추진 시스템을 이용한 구동 실험을 통해 추진용 전동기의 속도 제어 특성을 확인하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.4
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• pp.96-103
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• 2005

The main purpose of launch vehicle is to insert satellite into a target orbit safely and correctly. To accomplish the main purpose of launch vehicle, the inserting velocity, inserting angle, and final mass of launch vehicle should be within the allowable range. In general, such requirements are satisfied with applying TCS(Thrust Control System) and TDS(Tank Depletion System), which manage thrust and mixture ratio by controlling propellant flow rate with thrust and mixture ratio control valves. In this study, the control characteristics of thrust and mixture ratio control valve were examined by PID control logic for stable operation of liquid-Propellant rocket engine at on-dosing point. The analysis on the control characteristics of control valves was done with AMESim code and the results from control valve test facility at KARI.