• 한국항공우주학회지
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• 제38권1호
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• pp.1-11
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• 2010

압축성 실제 기제 유동 해석에 필수적인 음속의 정의에 대하여 다시 한 번 살펴보고, 열역학적으로 정의되는 음속(이하, 열역학 음속)과 특성 변수 해석을 통하여 정의되는 음속(이하, 고유 음속)을 일반화된 상태 방정식에 대하여 유도하였으며, 압력과 온도, 밀도가 선형적으로 비례하지 않는 실제 기체의 경우 열역학 음속과 특성 음속은 다소의 차이가 있음을 확인하였다. 이 과정에서 Roe의 근사 리만 해법을 다시 유도하여 실제 기체 효과의 수정이 필요한 부분을 살펴보았다. Roe의 근사 리만 해법과 AUSM 플럭스 분할 기법에 열역학적 음속과 특성 음속을 적용하여 비교한 경우 대체로 큰 차이는 없으나 특정한 경우 열역학 음속은 AUSM 방법의 경우 불안정성을 유발하기도 하였다. 수치 기법의 수학적 일관성의 측면에서도 특성 음속을 이용하는 것이 타당한 것으로 보인다. 이상의 방법은 다차원 문제에도 일관된 확장이 가능하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권1호
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• pp.235-244
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• 1998

인공위성의 궤도조정에 사용되는 소모연료의 최적화를 위해, 비 선형 제어 시스템인 슬라이딩 제어 기법을 사용하여 지구 비대칭 중력장에 의해 섭동력을 고려한 궤도조정 문제의 해를 구하였다. 결합 방정식을 이용한 해법을 통해 총 속도 변화량이 최소가 되는 Lambert 궤도를 목표궤도로 설정하고 그에 따른 궤도조정 시간을 결정하였다. 결정된 궤도조정 시간이 종료되는 시점에서 제한된 추력에 의해 제어되는 인공위성의 상태 백터가 경계조건과 일치되도록 하기 위하여, 슬라이딩 제어를 반복적으로 사용하는 2단 슬라이딩 제어기법을 도입하였으며, 이를 인공위성 랑데뷰 문제에 적용하여 최적 에어방법에 의한 결과와 비교하였다. 새롭게 제안된 제어방법을 이용한 궤도조정은 이상적인 전이궤도인 Lambert 궤도와 근접한 궤도를 갖도록 하는 thrust-coast-thrust 형태의 추력을 나타내었으며, 이 때 필요한 속도의 변화량은 Lambert's two-impulsive 방법에 의한 값에 매우 근접한 값을 나타내었다. 또한 궤도조정 시간이 종료되었을 때, 궤도의 모든 상태변수들이 최종 경계조건과 거의 일치되는 결과를 얻을 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권6호
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• pp.516-525
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• 2015

본 연구에서는 정지 비행과 저속 하강 비행하는 회전익기 로터에 대한 소음을 예측하고 실험값과 비교하여 검증하였다. Ffowcs Williams-Hawkings 방정식을 이용한 소음압 예측 프로그램을 개발하였다. 해석 결과의 검증을 위해서 2가지 풍동 시험 결과를 이용하였다. Boeing 360 모델 로터를 이용하여 정지 비행 조건에서의 저차 주파수 대역의 소음압을 검증하였고, HART II 로터를 이용하여 저속 하강 비행 조건의 중간 주파수 대역의 BVI 소음을 검증하였다. 하중 소음을 예측하기 위해서 정지비행 조건에서는 자유후류기법을 통한 공력계수를 이용하였고, 저속 하강 비행 조건에서는 CFD/CSD 연계해석 결과를 이용하였다. 소음해석 결과 저차 주파수 대역의 소음압과 중간 주파수 대역의 BVI 소음압을 비교적 잘 예측하는 것을 확인하였다. BVI 소음압은 FFT 해석을 통하여 소음 방사 지도를 그려 실험결과와 비교하였다. 비교 결과 시험결과와 비교적 유사하게 예측하는 것을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제30권1호
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• pp.1-10
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• 2013

An integrated orbit and attitude control algorithm for satellite formation flying was developed, and an integrated orbit and attitude software-in-the-loop (SIL) simulator was also developed to test and verify the integrated control algorithm. The integrated algorithm includes state-dependent Riccati equation (SDRE) control algorithm and PD feedback control algorithm as orbit and attitude controller respectively and configures the two algorithms with an integrating effect. The integrated SIL simulator largely comprises an orbit SIL simulator for orbit determination and control, and attitude SIL simulator for attitude determination and control. The two SIL simulators were designed considering the performance and characteristics of related hardware-in-the-loop (HIL) simulators and were combined into the integrated SIL simulator. To verify the developed integrated SIL simulator with the integrated control algorithm, an orbit simulation and integrated orbit and attitude simulation were performed for a formation reconfiguration scenario using the orbit SIL simulator and the integrated SIL simulator, respectively. Then, the two simulation results were compared and analyzed with each other. As a result, the user satellite in both simulations achieved successful formation reconfiguration, and the results of the integrated simulation were closer to those of actual satellite than the orbit simulation. The integrated orbit and attitude control algorithm verified in this study enables us to perform more realistic orbit control for satellite formation flying. In addition, the integrated orbit and attitude SIL simulator is able to provide the environment of easy test and verification not only for the existing diverse orbit or attitude control algorithms but also for integrated orbit and attitude control algorithms.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.54-59
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• 2005

구동기의 백래쉬와 동강성을 고려한 미사일 조종날개의 비선형 공탄성 해석이 수행되었다. 아음속 비정상 공기력 계산을 위해 DHM을 사용하였고 최소상태접근법을 사용하여 근사하였다. 비선형 플러터 해석을 위해 백래쉬는 유격으로 모델하고 기술 함수법을 사용하여 선형화하였다. 또한, 동강성은 주파수의 함수로 모터의 운동방정식으로부터 계산하였다. 선형 및 비선형 플러터 해석 결과들은 공력탄성학적 특성들이 백래쉬와 동강성에 중요한 영향을 받는다는 것을 보여준다. 비선형 플러터 해석에서 다양한 제한 주기 운동이 선형플러터 속도 이하에서 관측되었다. 또한 플러터 특성과 응답을 시간영역에서도 조사하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권1호
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• pp.31-46
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• 2009

An Unscented Kalman Filter (UKF) for estimation of the attitude and rate of a spacecraft using only magnetometer vector measurement is developed. The attitude dynamics used in the estimation is the nonlinear Euler's rotational equation which is augmented with the quaternion kinematics to construct a process model. The filter is designed for small satellite in low Earth orbit, so the disturbance torques include gravity-gradient torque, magnetic disturbance torque, and aerodynamic drag torque. The magnetometer measurements are simulated based on time-varying position of the spacecraft. The filter has been tested not only in the standby mode but also in the detumbling mode. Two types of actuators have been modeled and applied in the simulation. The PD controller is used for the two types of actuators (reaction wheels and thrusters) to detumble the spacecraft. The estimation error converged to within 5 deg for attitude and 0.1 deg/s for rate respectively when the two types of actuators were used. A joint state parameter estimation has been tested and the effect of the process noise covariance on the parameter estimation has been indicated. Also, Monte-Carlo simulations have been performed to test the capability of the filter to converge with the initial conditions sampled from a uniform distribution. Finally, the UKF performance has been compared to that of the EKF and it demonstrates that UKF slightly outperforms EKF. The developed algorithm can be applied to any type of small satellites that are actuated by magnetic torquers, reaction wheels or thrusters with a capability of magnetometer vector measurements for attitude and rate estimation.

• 대한기계학회논문집B
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• 제41권11호
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• pp.735-742
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• 2017

본 연구에서는 PEM 연료전지 온도 센서의 고장을 감지 및 판별할 수 있는 모델 기반 센서 고장 감지 방법이 적용된다. 연료전지 차량이 작동하는 과정에서 스택 온도는 연료전지의 내구성에 영향을 미친다. 따라서 고장 진단 알고리즘이 고장 신호를 감지하는 것은 중요하다. 센서 고장 감지의 주요 목적은 연료전지 시스템의 안정적인 작동을 보장하여 고온과 저온으로부터 스택을 보호하는 것이다. 상태 공간에 기반한 패러티 방정식이 스택 온도와 냉각수 입구 온도와 같은 센서 고장을 감지하는데 적용되며, 잔차는 정상적인 온도 신호와 비교된다. 그리고 잔차는 현재의 센서 고장을 감지하는 다양한 고장 시나리오에 의해 평가된다. 결론적으로, 본 연구에서 설계된 고장 알고리즘이 고장 신호를 감지할 수 있다.

• 한국항해항만학회지
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• 제31권8호
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• pp.697-703
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• 2007

비선형성이 강한 컨테이너 크레인은 작업 시에 호이스트 와이어로프의 길이와 화물의 질량 변화로 인해 더욱 복잡한 동역학적 특성을 나타낸다. 이 같은 복잡한 비선형시스템을 다루기 위해 퍼지로직이 종종 사용되는데, 특히 각 퍼지 규칙의 결론부를 상태 방정식으로 표현하는 T-S 퍼지모델이 대표적인 방법이다. 본 논문에서는 T-S 퍼지모델을 이용하여 호이스트 와이어로프의 길이나, 화물의 질량이 변화하는 환경에서도 컨테이너 크레인의 동특성을 표현할 수 있는 퍼지모델을 얻는 방법을 제안한다. 이때, 퍼지모델의 소속함수 파라미터는 RCGA가 결합된 모델조정기법을 통해 최적으로 조정된다. 이렇게 구현한 퍼지모델과 컨테이너 크레인 비선형시스템의 개루프 응답을 비교하여 그 유효성을 확인한다.

• 조명전기설비학회논문지
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• 제22권2호
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• pp.162-168
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• 2008

본 논문에서는 RCF 해석법을 싸이리스터 제어 FACTS 설비인 TCSC를 포함하는 전력계통의 미소신호안정도 해석에 적용하였다. 이산시스템에서 RCF 해석법에 기초한 고유치 감도해석 알고리즘을 제시하고 TCSC를 포함하는 전력계통에 적용하였다. 사례연구를 통해서 RCF 해석법이 TCSC의 주기적 스위칭 동작에 의해 발생하는 진동모드의 변화와 새로이 발생되는 불안정 진동모드의 정확한 해석에 매우 유용한 해석방법임을 보였다. 또한 RCF 해석법에 기초한 고유치 감도해석 방법을 사용하여 이산시스템에서 주기적 스위칭 동작에 의해 발생되는 중요 진동모드에 대한 제어기 감도계수를 정확히 구할 수 있음을 보였다. 이러한 사례연구 결과는 기존의 연속시스템에서의 상태방정식에 의한 해석결과와 크게 다른 것이며, RCF 해석법이 TCSC와 같이 주기적 스위칭 동작을 하는 설비를 포함하는 이산전력계통의 해석에 매우 유용한 방법임을 보여준다.

• 한국세라믹학회지
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• 제40권7호
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• pp.620-624
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• 2003

LiCo$_{y}$Mn$_{2-y}$O$_4$ samples were synthesized by calcining a mixture of LiOH.$H_2O$, MnO$_2$ (CMD) and CoCO$_3$ calcining at 40$0^{\circ}C$ for 10 h and then calcining twice at 75$0^{\circ}C$ for 24 h in air with intermediate grinding. All the synthesized samples exhibited XRD patterns for the cubic spinel phase with a space group Fd(equation omitted)m. The electrochemical cells were charged and discharged for 30 cycles at a current density 600 $mutextrm{A}$/$\textrm{cm}^2$ between 3.5 and 4.3 V. As the value of y increases, the size of particles becomes more homogeneous. The first discharge capacity decreases as the value of y increases, its value for y=0.00 being 92.8 mAh/g. The LiMn$_2$O$_4$ exhibits much better cycling performance than that reported earlier. The cycling performance increases as the value of y increases. The efficiency of discharge capacity is 98.9％ for y=0.30. The larger lattice parameter for the smaller value of y is related to the larger discharge capacity. The more quantity of the intercalated and the deintercalated Li in the sample with the larger discharge capacity brings about the larger capacity fading rate.ate.