• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.9
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• pp.72-79
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• 2004

A method for thruster fault diagnosis for launch vehicle upper stage was developed. In order to protect the launch vehicle against the occurrence of faults, it is necessary to detect and identify the fault, as well as to reconfigure the controller of the vehicle. Considering the upper stage launch vehicle using reaction control system, an analytical method was adopted in order to detect the fault occurred in thruster. The fault detection scheme can be applied to the system regardless of the form of thruster fault occurred - leakage or lock-out. Results from processor-in-the-loop simulation are provided to demonstrate the validity of this fault detection and isolation scheme for the upper stage launch vehicle.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.179-182
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• 2011

A practical application of flight-axes/attitude control thrusters to the space launch vehicle and their design development localization are investigated and analyzed. Hydrazine thrusters are mostly used in a final stage of space launch vehicles on account of its higher specific impulse and reliability necessary for the precise attitude control attaining the orbit insertion with higher accuracy.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.166.2-166.2
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• 2012

국내에서 개발한 고기동 저궤도 위성이 일본 다네가시마 우주센터에서 2012년 5월 18일 발사되었다. 자세제어계는 위성의 임무수행을 완수할 수 있도록 발사 후부터 위성 수명 기간 동안 자세명령을 생성하고 제어 및 결정을 하며, 궤도 조정과 모멘텀 덤핑등의 임무를 수행한다. 이러한 임무 수행을 가능하게 하기 위해 자세제어계는 적절한 센서와 구동기 조합을 사용하여 추력기 기반 안전모드, 궤도 조정을 위한 Del-V Burn 기동 모드, 태양지향 서브모드 및 목표지향 서브모드 등을 설계했다. 고기동 위성의 초기 운용 중 자세제어계는 자세제어계 하드웨어의 초기 구동 및 점검을 수행하고 설계한 각 모드의 기능과 성능 확인을 수행하게 된다. 본 연구는 성공적으로 완료한 자세제어계 하드웨어의 초기 점검 결과를 소개하는 것이 목적이다. 초기 운용은 위성이 발사된 직후 탑재컴퓨터가 깨어나면서부터 시작되는데, 발사 후 최초 접속시 추력기 기반 안전모드에서 태양 획득 성능 및 제어 성능을 확인한 후 정상 상태 모드인 태양지향 자세로 전환하기 위해 자세제어계 하드웨어인 별 추적기, 자기토커, 반작용휠의 초기 구동 및 점검을 수행하였다. 본 연구에서는 각 하드웨어의 초기 구동 점검과 성능 및 기능 요구조건 만족에 대한 성능 분석 결과를 정리하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.10 no.1
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• pp.98-106
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• 2011

This paper is summarized for designing launch vehicle autopilot structure with attitude angle command from guidance algorithm and for evaluating performance of autopilot using launch vehicle six-degree of freedom simulation program. The suggested autopilot has heritage from KSR-III/KSLV-I upper stage autopilot designing experience, and it has two design point. The one is, it must have same performance with KSR-III/KSLV-I upper stage autopilot, the other is, it must be simple autopilot structure and use low number of variable to apply on-board system. It is evaluated the performance using launch vehicle six-degree of freedom simulation program in case of roll maneuvering and no roll control flight condition.

• Proceedings of the Korean Society of Computer Information Conference
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• 2017.07a
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• pp.427-428
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• 2017

현재 사격 및 전술훈련에 반드시 필요한 실전적인 소대급 이하에 적용 가능한 범용의 특화된 레이저 발사기를 활용한 사격 및 전술훈련 시스템의 개발이 필요하다고 볼 수 있다. 본 연구에서는 사격 및 전술훈련에 필요한 개발 규격 및 사양은 군부대 표준규격을 적용하고, 개발 제품에 대한 성능평가는 군부대 및 경찰사격장 및 전술훈련장에 설치하여 사용자 요구사항을 기준으로 테스트 및 평가하여, 소대급 이하 전문 사격 및 전술훈련용 장비를 개발한다. 실질적인 소대급 이하 사격 및 전술훈련용으로 레이저 발사기, 격발장치, 감적장치, 각종 제어모듈 개발을 통하여 유 무선 송수신을 체계화하여 통합 제어 시스템을 구축함으로써, 실제 총기에 레이저 발사기를 부착하여 사격 및 전술훈련용으로 다양한 기술 확보를 통하여 관련 시장 선점 및 관련 산업활성화에 기대할 것으로 전망된다.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2006.10c
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• pp.410-412
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• 2006

우주발사체 검사장비는 umbilical 신호를 기준으로 발사체 내부 analog input/output, discrete input/output, 외부 전원 공급 각 제어기의 RS-422 인터페이스 구현 및 제어를 통해 우주 발사체의 기능을 통합 검사하는 것을 주 목적으로 하며 우주 발사체에 탑재되는 전기/전자시스템의 개발시험 이후 시스템 레벨에서의 통합 기능시험을 수행하는 시스템이다. 본 논문에서는 우주발사체에 적용될 검사장비의 설계 및 적용 방안에 대해 기술할 것이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.6
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• pp.103-120
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• 2010

A development history of the thrusters used for space-vehicle orbit maneuver/attitude control is reviewed with their performance characteristics. Especially, a scrutiny is made for the current and practical application of TVC/Gimbal/Thrusters to the roll/pitch/yaw-axis control of each stage of launch vehicles. It is well perceived that a precise 3-axis attitude control system (ACS) must be equipped on the final stage of space launch vehicles (SLV) for an attainment of orbit-insertion accuracy. Under the superior reliability as well as moderate performance features, the monopropellant hydrazine thrusters occupy most of the SLV's 3-axis ACS currently operated. Domestic development status of the medium-thrust-level thruster is shortly introduced, finally.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.6
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• pp.537-544
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• 2009

This paper concerns analysis technique on determining of attitude control gain in the low frequency region using stability area. The stability area is defined by the D-Decomposition method, which was designed by Neimark. In this paper, it is introduced D-Decomposition method from reference paper and design attitude control gain of generic launch vehicle during first stage flight phase. For selecting PD control gain, it is considered the system parameter uncertainty about whole first-stage flight phase, represented the stability area boundary on each case. After deciding the PD control gain using stability area method, it is applied to launch vehicle linear model, and checking the stability margin requirement, frequency response characteristics.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.72-77
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• 2008

The function of the Reaction Control System include roll, pitch and yaw control of the launch vehicles and fine control maneuvers and precision upper stage orientation before separation of one or more payload. This paper describes the overview of commercial launchers, current technology trend for RCS of launch vehicles, and development status of medium class thruster for RCS.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.1
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• pp.44-54
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• 2014

This paper suggests two kinds of reaction control system command generation methods for upper stage attitude control of launch vehicles. The reaction control system is assumed to consist of two sets of three nozzles. One operation technology is based on mixed attitude error functions, and the other is based on command mixing functions. Both are compared via simulations. The simulation results show that the latter is comparatively preferable in terms of interference among control axes, independency of controller design and analysis among axes, and prediction of flight performance of each control axis.