• 한국항공우주학회지
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• 제40권12호
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• pp.1055-1062
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• 2012

본 논문에서는 액체로켓엔진의 추력제어 알고리즘 설계를 위한 선행 연구로서, 추력제어밸브에 대한 수학적 모델 및 제어 알고리즘 연구결과를 정리하였다. 개발된 수학적 모델을 이용하여 추력제어 모사시스템 해석을 수행하였으며 해석결과와 실험결과가 일치함을 보임으로써 수학적 모델의 타당성을 검증하였다. 추력제어 모사시스템에 대한 해석 및 실험을 통해 액체로켓엔진의 추력제어 알고리즘 개발을 위한 기초 데이터를 획득하였다.

• 한국태양에너지학회 논문집
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• 제38권2호
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• pp.1-13
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• 2018

This paper deals with the NREL (National Renewable Energy Laboratory) 5-MW reference wind turbine. The controller which include MPPT (Maximum power point tracking) control algorithm and tower load reduction control algorithm was designed by MATLAB Simulink. This paper propose a tower damper algorithm to improve the existing tower damper algorithm. To improve the existing tower damper algorithm, proposed tower damper algorithm were applied the thrust sensitivity scheduling and PI control method. The thrust sensitivity scheduling was calculated by thrust force formula which include thrust coefficient table. Power and Tower root moment DEL (Damage Equivalent Load) was set as a performance index to verify the load reduction algorithm. The simulation were performed 600 seconds under the wind conditions of the NTM (Normal Turbulence Model), TI (Turbulence Intensity)16% and 12~25m/s average wind speed. The effect of the proposed tower damper algorithm is confirmed through PSD (Power Spectral Density). The proposed tower damper algorithm reduces the fore-aft moment DEL of the tower up to 6% than the existing tower damper algorithm.

• 대한전기학회논문지:전기기기및에너지변환시스템부문B
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• 제53권1호
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• pp.16-23
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• 2004

Permanent magnet-excited transverse flux linear motor(TFLM) is known to have more excellent ratio of force to weight than any other linear motors. But, thrust generated by phase current is non-linear with regard to current and relative position like switched reluctance motor. This makes current and speed controller design difficult. This paper presents a method on minimization of thrust ripple of permanent magnet-excited transverse flux linear motor. Using genetic algorithm(GA), optimal current waveform can be found under the constraint conditions such as current limit, minimum of ohmic loss and limited rate of change of current etc. The effectiveness is verified through computer simulation and experimental test results.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.167-174
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• 2011

고체추진기관은 구조가 비교적 간단하고 장기적 저장성이 우수한 반면에 일반적으로 추력의 조절 등에 한계성을 가지고 있다. 본 논문에서는 핀틀 밸브 등과 같은 특수한 노즐을 사용하는 가변추력 고체추진기관의 압력 및 추력 제어 알고리즘을 제안한다. 이를 위해 질량보존만을 고려한 추진기관의 연소기 내 압력변화 모델에 대하여 고전적인 비례-적분 제어기와 모델의 비선형성을 피드백을 통해 제거하고 이를 선형모델로 대치하는 피드백 선형화 제어기를 설계하고, 압력제어모델의 추력계산식을 얻어내어 추력제어모델을 제시한다. 운용점에 대해 선형화하여 비례-적분 제어기를 설계하고, 시뮬레이션을 통하여 모델의 성능을 분석한다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제29권2호
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• pp.236-242
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• 2005

Dynamic Positioning(DP) system maintains ship's position (fixed location or predetermined track) exclusively by means of CPPs and thrusters. To generate the control input adequate to various situation an integrated controller for CPPs and thrusters is required. The integrated controller is composed of a thrust calculation algorithm and a thrust allocation algorithm. The thrust calculation algorithm generates thrusts in the surge direction and the sway direction from the desired forward and lateral speed and generates a moment about the yaw axis from desired heading angle. The thrust allocation algorithm allocates the generated thrusts and moment to each CPP and thruster. Computer simulations are executed to confirm the effectiveness of the suggested controller.

• 전기학회논문지
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• 제59권7호
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• pp.1248-1254
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• 2010

Authors conducted a deduction of some parameters using the magnetic equivalent circuit method and a verification study of the thrust force control algorithm of a rotary-typed small-scaled linear induction motor for a railway transit. In a LIM, it is possible to express the parameters of the magnetic equivalent circuit into a function of the shape of the secondary aluminium plate and the airgap between the LIM primary core and the secondary aluminium plate. It means that the LIM properties can be changed considerably by the shape of the secondary aluminium plate and the airgap between the LIM primary core and the secondary aluminium plate. So, authors analyzed a tendency of changes of the magnetic equivalent circuit parameters and the LIM characteristics by changing of the airgap of the secondary aluminium plate of a rotary-typed small-scaled LIM. And authors conducted a verification study of the indirect vector control algorithm with constant slip frequency by using the rotary-typed small-scaled LIM tester set on the basis of the calculated LIM parameters. Finally authors accomplished a research on applicability for LIM railway transit.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2001년도 전력전자학술대회 논문집
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• pp.18-21
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• 2001

This paper describes the method of vibration supprssion on a control algorithm using Neuro-Fuzzy Theory in Linear Pulse Motor (LPM). The total thrust force Is distorted by magnetic and coil flux, and we classify the harmonic parts of it. A modulated current from harmonic components of static thrust characteristics of LPM compensates with reference current to total thrust force. Low vibration is obtatained by the method of current compensation using ANFIS.

• 한국추진공학회지
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• 제15권4호
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• pp.18-25
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• 2011

고체추진기관은 구조가 비교적 간단하고 장기적 저장성이 우수한 반면에 일반적으로 추력의 조절 등에 한계성을 가지고 있다. 본 논문에서는 핀틀 밸브 등과 같은 특수한 노즐을 사용하는 가변추력 고체 추진기관의 압력 및 추력 제어 알고리즘을 제안한다. 연소기 내 압력제어를 위해 질량보존만을 고려한 추진기관의 연소기 내 압력변화 모델에 대하여 고전적인 비례-적분 제어기와 모델의 비선형성을 피드백을 통해 제거하고 이를 선형모델로 대치하는 피드백 선형화 제어기를 설계한다. 또한 과소 팽창된 1차원 노즐 모델에 대한 추력식을 유도한 후, 고전적 선형화 기법을 이용하여 비례-적분 추력제어기를 설계하고, 시뮬레이션을 통하여 성능을 시연한다.

• 한국추진공학회지
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• 제20권1호
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• pp.28-36
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• 2016

본 논문에서는 핀틀을 이용한 가변추력 고체 추진기관의 추력을 제어하기 위하여 이론적으로 모델을 구하고 압력 제어기를 설계하였다. 고전적인 모델 선형화 및 비례-적분제어를 설계했을 때 실제 모델의 비선형성에 의해 발생하는 제어기 성능 저하를 줄이기 위해 이득 계획 기법을 적용하였다. 시스템의 특징을 고려하여 연소관 내부 체적 변화에 따라 이득을 조절하는 방법과, 연소관 내부 압력에 의해 이득을 조절하는 방법으로 두종류의 이득 계획 제어기를 설계하였다. 각 제어기를 가변 추력기 모델에 적용하여 폐루프 시스템 응답특성을 비교하였으며 가변 추력 추진기관 특성에 따라서 어떤 제어기를 선택하는 것이 유리한지 제안하였다.

• 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.