• Journal of Power Electronics
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• 제11권5호
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• pp.697-703
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• 2011

In this paper a control system with a high performance dynamic response for linear induction motors (LIMs) is proposed which takes into account the end-effect in both the machine model and the control system. Primary flux oriented control has two major drawbacks i.e. a lack of decoupling of the thrust and the flux and a possibility of system instability due to the end-effect. Both of these drawbacks have been dealt with in this paper. A flux estimation method is proposed to correct the flux orientation error caused by the end effect. Extensive motor performance evaluations under the proposed control system prove its superiority over conventional vector control.

• 한국추진공학회지
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• 제7권4호
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• pp.39-45
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• 2003

본 연구에서는 제트 베인의 선단부 형상과 종횡비에 따라 다르게 나타나는 공기 역학적 특성을 분석하였으며, 고속 고온의 가스에 의해 발생하는 제트 베인의 삭마형태에 따른 공기역학적 성능 감소를 분석하였다. 이 연구를 위해 압축 공기를 이용한 초음속 유동 시험 장치를 제작하여 마하수 2.88, 과소 팽창비 2인 유동을 모사하고, 제트 베인의 선단부 형상과 종횡비에 따른 공기역학적 특성 분석을 위해 형상이 다른 18종의 제트 베인을 제작하였으며, 또한 삭마율에 따른 공기 역학적 성능 감소를 분석하기 위해 원형과 원형 제트 베인의 10%, 20% 삭마된 베인을 제작하여, 제트 베인의 편향각을 0도에서 25도까지 5도 간격으로 변화시켜가며 양력과 항력을 측정하여 삭마와 관련한 공기역학적 성능을 분석하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1991년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); KOEX, Seoul; 22-24 Oct. 1991
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• pp.419-424
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• 1991

In this paper, a fuel minimizing closed loop explicit inertial guidance algorithm for the orbit injection of a rocket is developed. In this formulation, the fuel burning rate and magnitude of thrust are assumed constant, and the motion of a rocket is assumed to be subject to the average inverse-square gravity, but with negligible atmospheric effects. The optimum thrust angle for obtaining the given velocity vector in the shortest time with minimizing fuel consumption is first determined, and then the additive thrust angle for targeting the final position vectors is determined by using Pontryagin's Maximum Principle. To establish the real time processing, many algorithms of the onboard guidance software are simplified. Simulations for the explicit guidance algorithm, for the 2nd-stage flight of the N-1 rocket, are carried out. The results show that the guidance algorithm works well in the presence of the maximum .+-.10 % initial velocity and altitude error. The effects of the guidance cycle time is also examined.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2005년도 제36회 하계학술대회 논문집 B
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• pp.1273-1275
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• 2005

This paper presents design of speed control system for slot less iron-cored PM linear synchronous motor using space vector PWM. the design must be considered by the useable limits of the DC link voltage and dynamic operating rage as well as the characteristics of design parameters in a point of system. Therefore, in this paper, the permissible operating range of manufactured motor by determination of rate speed and rate thrust according to switching scheme of DC link voltage are offered. The vector control requires information about rotor position. And we can need to the Hall sensor for sampling current. In order to agree with this purpose, Digital Signal Processor(TMS320F240x) developed for implementation of a speed Field Oriented Control.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.4-4
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• 1997

로켓 조종장치는 크게 추력방향 조종(TVC, Thrust Vector Control) 장치, 측면추력조종(Lateral Thrust Control) 장치 그리고 공기역학 조종면으로 분류할 수 있다. 조종장치의 공통된 특징은 모터가 작동하거나 유도탄이 비행할 때만 타의 효과가 발생한다는 점이다. 그러므로 조종장치를 개발하기 위해서는 이상류 초음속 유동이나 삼음속 이상의 자유유동(freestream)을 지상에서 효과적으로 모의할 수 있는 지상 시험장치가 필요하다. 이 시험장치에는 초음속 풍동과 유동 시험장치(cold-flow test stand), 그리고 6분력 트러스트 스텐드가 포함된다. 삼성항공은 우주용 추진기관의 성능을 지상에서 간단한 장치를 구현하여 시험할 수 있는 모의연소 시험장치, 노즐유동에 포함된 고체입자를 직접 수집할 수 있는 고체입자 포집장치 등 각종 시험장치를 제작하였다. 이를 바탕으로 차세대 전술유도탄의 핵심기술가운데 하나인 조종장치와 이를 효과적으로 개발하기 위한 지상 시험장치 확보에 착수하고 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제20권2호
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• pp.24-30
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• 2016

사각노즐에서 발생한 음속제트의 코안다 효과를 이용한 추력편향 제어에 관한 실험적 연구가 수행되었다. 코안다 플랩 표면에서 나타나는 제트유동의 3차원 효과를 저감시키기 위하여 노즐 출구의 코안다 플랩 양쪽에 측판이 설치되었다. 쉴리렌 유동가시화 기법과 정량적인 추력편향각 측정을 통하여, 플랩 양쪽에 설치된 측판에 의하여 제트유동의 플랩 하류에서의 박리현상이 크게 지연되었음을 관찰하였다. 이에 따라 최대 72도의 높은 추력편향각과 약 7% 정도의 적은 추력손실이 관찰되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제3권1호
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• pp.1-8
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• 1999

풍전압력비와 2차 제트 분사구 위치에 따른 2차분사 추력방향 제어(SITVC: secondary injection thrust vector control) 성능특성 변화를 수치해석하였다. 2차 제트 분사에 의해 간섭된 수축-팽창노즐 내부의 초음속유동장을 대상으로 3차원 비정상 오일러 방정식을 내재적으로 근사인자분해된 Beam과 Warming의 방법을 사용하여 차분하였으며, 2차 분사 제트에 의한 추력비 비추력비 및 전향각에 대한 성능변화를 고찰하였다. 연구결과 측추력과 비추력비는 2차 분사 질량유량에 비래하여 증가하는 반면, 비추력 성능은 감소되어 2차 분사 질량유량이 적을 수록 추력 성능손실이 적어지는 것으로 나타났다. 또한 동일한 전압력비에 대하여 2차 제트 분사위치가 노즐의 하류에 위치할수록 고속기 주유동과의 간섭에 의한 강한 충격파로 인하여 측추력과 측비추력의 증가와 함께 추력방향 제어성능이 향상됨을 알 수 있었다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권4호
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• pp.385-391
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• 2008

To effectively cope with a complexity of kinematic metrology due to workspace enlargement of the planar stage, the linear induction motor is suggested as its new driving source. Especially, the linear induction motor under uniform plate type of secondary doesn't inherently have a periodical force ripple which is generally shown in the brushless DC motor. But, it presents a poor transient characteristic at zero or low speed zone owing to time delay of flux settling, resulting in slow response. To improve the servo property of linear induction motor and apply successfully it to the precision stage, this paper discusses a modified vector control methodology. The controller has a novel input form, fixed d-axis current, q-axis current and forward-fed DC current, to control thrust force and normal force of the linear induction motor independently. Influence of the newly introduced input and the feasibility of controller are validated experimentally.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권3호
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• pp.255-266
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• 2008

The current paper presents application of a new analytic solution in general relative motion to spacecraft formation flying in an elliptic orbit. The calculus of variations is used to analytically find optimal trajectories and controls for the given problem. The inverse of the fundamental matrix associated with the dynamic equations is not required for the solution in the current study. It is verified that the optimal thrust vector is a function of the fundamental matrix of the given state equations. The cost function and the state vector during the reconfiguration can be analytically obtained as well. The results predict the form of optimal solutions in advance without having to solve the problem. Numerical simulation shows the brevity and the accuracy of the general analytic solutions developed in the current paper.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.85-92
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• 2005

가동노즐의 회전운동을 가능케 하는 플렉스실 베어링은 고정되어 있지 않은 회전중심과 고체모터의 연소압력에 의한 압축운동 등과 같은 고유의 비선형 운동특성을 갖는다. 이를 극복하고 발사체의 정확한 자세제어를 수행하기 위해서 플렉스실 베어링 장착 가동노즐의 추력벡터제어용 구동장치시스템은 보상제어회로 구성을 위한 별도의 가동노즐 위치정보 궤환 센서인 카운터 포텐시오미터를 필요로 한다. 이를 반영한 고체모터 가동노즐 추력벡터제어용 구동장치시스템 시제품 및 시험평가장치, 보상제어회로에 대한 설계 및 제작, 시험이 수행되었다. 연계통합시험 결과를 바탕으로 플렉스실 베어링을 장착한 가동노즐의 고유특성과 이의 추력벡터제어에 사용되는 구동장치시스템의 제어특성을 분석하였으며 그 결과를 본 논문에 요약하였다.