• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제24권1호
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• pp.10-17
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• 2000

본 논문은 우주 발사 비행체가 지구 재진입 할 때의 유도제어에 관한 것이다. 우주 발사 비행체의 재진입궤적은 재진입 할 때의 특징에 따라 여러 단계로 나누어진다. 저항가속도는 각 단계에 따라 알맞은 파라메터로 표현되며, 해석적인 저항가속도로 단순화된 궤적으로 표현한다. 본 연구는 현재의 이란적인 궤적방법과 예측방법의 각각의 장점에 의한 혼합유도방법을 표현하였다. 제안된 유도방법을 이용한 우주 발사 비행체의 재진입 모의실험의 결과는 혼합유도방법이 지구대기 재진입 할 때 간단하고 효과적인 유도방법임을 보여주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권4호
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• pp.350-358
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• 2009

본 논문은 재진입 비행체의 TAEM 구간 유도와 제어에 관하여 기술 하였다. TAEM 구간은 공기의 밀도와 비행체의 속도의 범위가 큰 특징을 가지고 있으며, 이들 조건하에 TAEM 구간의 유도를 위한 궤적과 비행체의 상태값을 최적화하였다. 최적화된 상태값은 7가지의 상태이며, 상태값은 Down-range, Cross-range, 비행체의 고도, 속도, 경로각, 방위각, 그리고 비행 거리이다. 최적화 연산을 수행하기 위하여 DIDO 프로그램을 사용하였다. 재진입 비행체의 제어를 위하여 인공 신경망을 이용한 되먹임 선형화 제어법을 사용하였다. 비행체의 동역학 모델은 역전파 모델을 통하여 근사화 되고, 근사화된 동역학 모델과 지연된 제어 입력, 플랜트 출력으로부터 새로운 제어 입력을 생성하게 된다. 이를 이용하여 본 논문에서는 앞서 최적화된 7가지의 상태값을 추종하는 결과를 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권2호
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• pp.150-159
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• 2010

재진입 비행체의 Approach & Landing단계는 Steep Glideslope 단계, Circular Flare 단계, Flare Maneuver 단계로 이루어지며, 본 논문에서는 실시간 경로 생성을 위하여 기하학적 조건을 이용한 기준궤적 생성 알고리즘을 사용하였다. 이를 통하여 재진입비행체의 착륙 안정성을 고려한 기준궤적을 빠른 시간 안에 생성할 수 있다. 그리고 본 논문에서는 비선형 시스템에 대하여 강건성을 가지는 Mamdani Fuzzy PD Controller를 통한 종방향 및 횡방향 제어기를 설계하였다. 또한 Downrange 와 Crossrange의 초기 오차를 포함하는 시뮬레이션을 수행하여, 제안된 Fuzzy 제어기의 우수한 성능을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권3호
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• pp.79-85
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• 2018

지구 재진입 비행체와 태양계 행성의 대기권 진입 비행체의 개발 요구가 증가하고 있다. 일반적으로 대기권 진입에는 대기 항력과 가열 환경이 동반하여 이에 따른 열보호 자재의 선정과 열보호 시스템의 설계와 적용이 매우 중요하다. 본 논문에서는 대기권 진입 환경과 우주 비행기의 열보호 자재의 종류와 특징을 고찰하였다. 그리고 우주비행기에 사용하는 열보호 시스템의 설계 및 활용 현황 등에 대하여 기술하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제13권2호
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• pp.1-7
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• 2008

For Aerodynamic analysis of vehicle at altitude, 100km, the validity of governing equations based on continuum model, was reviewed. Also, as the preliminary study for the sub-orbital space plane development, a candidate geometry was suggested and computational fluid dynamic(CFD) analysis was performed for various angles of attack in subsonic and supersonic flow regimes to analyze the aerodynamic characteristics and performance. The inviscid flow analyses showed that the stall starts at angle of attack above $20^{\circ}$, the maximum drag is generated at angle of attack, $87^{\circ}$ and the maximum lift to drag ratio is about 8 in subsonic flow. In supersonic, the stall angle is about $40^{\circ}$ and the maximum drag is generated at angle of attack, $90^{\circ}$. Also, mach number distribution of re-entry vehicle was computed versus altitudes.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권1호
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• pp.23-34
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• 2012

우주 발사체는 치밀한 비행 계획에 따라 사전에 결정된 경로를 비행하도록 설계된다. 그러나 비정상으로 추력이 종료되거나 계획된 비행경로를 이탈한 경우, 또는 자유 낙하 중인 대기권 재진입 발사체에 대한 추적 과정에서 추적 센서의 측정이 불가하게 된 경우 등에는 별도의 추적 장비를 이용한 추적 또는 신속한 낙하지점 추정이 필요하다. 본 논문에서는 클러터 환경에서 무추력 탄도 비행 중인 발사체에 대한 위치 정보를 획득하고 트랙을 생성 및 유지하기 위하여 Integrated Track Splitting(ITS) 알고리듬과 Extended Kalman Filter(EKF)를 결합한 ITS-EKF 알고리듬 적용을 제안한다. 따라서 대기권 재진입 발사체에 대하여 ITS-EKF 알고리듬을 적용한 시뮬레이션을 통해 추적 성능 확인 및 지상 낙하지점을 추정한다. ITS-EKF 알고리듬 적용 결과의 적절성을 확인하기 위하여 ITS와 Particle Filter를 결합한 ITS-PF 알고리듬을 적용하여 구한 추적 성능 및 낙하지점 분포 결과와 비교하여 제시된 알고리듬이 효과적인 실시간 On-line 낙하지점 추정에 사용이 가능함을 확인한다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제19권1호
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• pp.7-14
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• 2014

Aerothermodynamic characteristics of re-entry vehicles in hypersonic speed regimes are investigated by applying CFD methods based on the Navier-Stokes-Fourier equations. A special emphasis is placed on the effects of high temperature chemically reacting gases on shock stand-off distance and thermal characteristics of the flowfields. A ten species model is used for describing the kinetic mechanism for high temperature air. In particular, the hypersonic flows around a cylinder are computed with and without chemically reacting effects. It is shown that, when the chemically reacting effects are taken into account, the shock stand-off distance and temperature are significantly reduced.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 1997년도 추계학술대회 논문집
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• pp.361-364
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• 1997

The re-enty guidance design involves trajectory optimization, generation of a reference drag acceleration profile with the satisfaction of trajectory constraints. This reference drag acceleration profile can be considered as the reference trajectory. This paper proposes the atmospheric re-entry system which is composed of longitudinal, later and range control. This paper shows the a performance of a re-entry guidance and control system using feedback linearization control and predictive control.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권12호
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• pp.997-1010
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• 2021

본 연구는 스페이스 X사의 팔컨 9 발사체의 비행 데이터를 수집하였고 분석하였다. 모든 임무는 극궤도, SSO, ISS, LEO, GTO와 같은 궤도의 종류에 따라 분류하였다. 1단 발사체의 메인 엔진 종료, 역추진, 재진입, 착륙 연소의 특징적인 기동에서 속도, 고도, 동압, 가속도 등의 물리 변수의 변화를 조사하였다. 상세한 기동 분석으로부터 가이드라인을 제안하였고 이는 재사용 발사체 개발을 위한 설계 및 평가 기준으로 사용될 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권8호
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• pp.753-760
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• 2008

본 연구는 재진입 비행체인 Hope-X의 공력특성과 A/L 단계에 있어서 기준궤적 생성에 관한 것으로서 A/L 단계의 궤적생성을 위해서는 우선적으로 Hope-X의 양력계수와 항력계수가 필요하다. 이를 위해서 상용 유동해석 코드인 Fluent를 사용하여 Hope-X의 유동특성을 해석하였다. A/L 단계는 기준 궤적은 개념적으로 3개의 세부단계 : 기체 안정성을 위한 Steepglide Slope 단계, 안전한 착륙을 위한 Flare Maneuver 단계, 이 두 단계를 자연스럽게 연결시키는 Circular Flare단계로 이루어진다. 기준 궤적은 공력계수와 기체의 운동 특성을 고려하여 기하학적 경로식에 의한 각 단계의 경로각을 결정하는 방법을 통하여 생성된다.