• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.30 no.7
• /
• pp.113-122
• /
• 2002

Control system modeling and optimal bending filter design for KSR-III (Korea Sounding Rocket III) are performed. Rigid rocket dynamics, aerodynamics, sloshing, structural bending, actuator dynamics, sensor dynamics and on-board computer characteristics are considered for control system modeling. Compensation for time-varying control system parameters is conducted by gain-scheduling. A filter to stabilize bending mode is designed using parameter optimization technique. Resultant attitude control system can satisfy required frequency domain stability margin.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2011.04a
• /
• pp.93-96
• /
• 2011

A genetic algorithm (GA) has been employed to optimize the major design variables of the liquid rocket engine. Mass flow rate to the main thrust chamber, mass flow rate to the gas generator and chamber pressure have been selected as design variables. The target engine is the open gas generator cycle using the LO2/RP-1 propellant. The objective function of design optimization is to maximize the specific impulse with condition of energy balance between the pump and the turbine. The properties of the combustion chamber have been obtained from CEA2. Pump & turbine efficiencies and properties of the gas generator have been modeled mathematically from reference data. The result shows 3~4% errors for the specific impulse and 2~6% errors for the pump power of the gas generator cycle compared to references.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2003.05a
• /
• pp.244-245
• /
• 2003

고체나 액체 추진로켓에 비하여 하이브리드 추진 시스템은 작동조건의 안정성과 안전함등의 많은 장점을 가지고 있다. HTPB와 같은 고체연료는 제작 및 저장, 운송 그리고 장착상의 안정성을 가지고 있으며 하이브리드 로켓의 고체연료로의 산화제의 유입을 제어하면서 추력의 변화와 엔진내부의 연소중단과 재 점화를 용이하게 할 수 있다. 이러한 이유로 인하여 하이브리드 엔진은 좀 더 경제적인 장치로 기대를 모으고 있다. 그러나, 기존의 하이브리드 로켓 엔진은 고체 추진 로켓에 비하여 낮은 연료 regression 율과 연소효율을 가지는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하고 요구되어지는 추력값과 연료유량을 증가시키기 위하여 고체연료의 표면적을 증가시킬 필요가 있다. 기존의 하이브리드 엔진에서는 연료 그레인에 다수의 연소포트를 만들어 표면적을 증가시켰으나 이는 비 활용 공간의 증가와 추진제의 질량 및 체적분율의 상당한 감소를 초래한다. 지난 수십년간에 걸쳐 하이브리드 엔진에서 연료의 regression 특성 및 엔진 성능 향상을 위한 연구가 계속되어 왔으며 최근에 엔진의 체적 규제를 경감시키고 연료의 regression율을 향상시키기 위하여 선회유동을 이용하는 하이브리드 로켓 엔진들이 제안되고 있다. 이러한 선회유동을 가지는 하이브리드 로켓은 고체연료 그레인에 대하여 평행하게 유입되는 기존의 하이브리드 로켓에 비하여 고체연료 벽면에서의 대류열전달이 현저하게 증가하게 되어 아주 높은 고체연료의 regression율을 얻을 수 있는 이점이 있다. 선회유동 하이브리드 로켓의 연소과정은 고체 연료의 열분해과정, 대류 열전달, 난류 혼합, 난류와 화학반응의 상호작용, soot의 생성 및 산화과정, soot 입자 및 연소가스에 의한 복사 열전달, 연소장과 음향장의 상호작용 등의 복잡한 물리적 과정을 포함하고 있다. 이러한 물리적 과정 중 난류연소, 고체연료 벽면 근방에서의 대류 열전달 및 연소과정에서 생성되는 soot 입자로부터의 복사 열전달, 그리고 고체연료 열 분해시 표면반응들은 고체연료의 regression율에 큰 영향을 미친다. 특히 고체연료의 난류화염면의 위치와 폭, 그리고 비 예혼합 난류화염장에서 생성되는 soot의 체적분율의 예측은 난류연소모델, 열전달 모델, 그리고 regression율 모델에 의해 크게 영향을 받기 때문에 수치모델의 예측 능력 향상시키기 위하여 이러한 물리적 과정을 정확히 모델링해야 할 필요가 있다. 특히 vortex hybrid rocket내의 난류연소과정은 아래와 같은 Laminar Flamelet Model에 의해 모델링 하였다. 상세 화학반응 과정을 고려한 혼합분율 공간에서의 화염편의 화학종 및 에너지 보존 방정식은 다음과 같다. 화염편 방정식과 혼합분률과 scalar dissipation rate의 관계식을 이용하여 혼합분률과 scalar dissipation rate에 따른 모든 reactive scalar들을 구하게 된다. 이러한 화염편 방정식들을 mixture fraction space에서 이산화시켜서 얻은 비선형 대수방정식은 TWOPNT(Grcar, 1992)로 계산돼 flamelet Library에 저장되게 된다. 저장된 laminar flamelet library를 이용하여 난류화염장의 열역학 상태량 평균치는 presumed PDF approach에 의해 구해진다. 본 연구에서는 강한 선회유동을 가지는 Hybrid Rocket 연소장내의 난류와 화학반응의 상호작용을 분석하기 위하여 Laminar Flamelet Model, 화학평형모델, 그리고 Eddy Dissipation Model을 이용한 수치해석결과를 체계적으로 비교하였다. 또한 Laminar Flamelet Model과 state-of-art 물리모델들을 이용하여 선회 유동을 갖는 하이브리드 로켓 엔진의 연소 및 Soot 생성 및 산화과정을 살펴보았으며 복사 열전달이 고체 연료 표면의 regression율에 미치는 영향도 살펴보았다. 특히 swirl강도, 산화제의 유입위치 그리고 선회유동의 형성방식이 하이브리드 로켓의 연소특성 및 regression rate에 미치는 영향을 상세히 해석하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.7 no.2
• /
• pp.162-169
• /
• 2008

Dynamic characteristics of a control valve, which plays an important role in thrust control of liquid rocket engines, have been analysed by AMESim simulator modeling. A speed control method has been proposed for the control of the valve equipped with a BLDC motor and the performances of this control method have been proved in making a comparison between the predictions of simulation and experimental results. Moreover, it is shown that a control valve with a second pre-filter is enough stable to the flow disturbances. The speed control method for BLDC motor is more simpler than PI gain scheduling method for the application in complex flow system.

• Proceedings of the KIEE Conference
• /
• 2008.07a
• /
• pp.1057-1058
• /
• 2008

철도차량용 선형추진시스템에 있어서, 지상레일에 설치되는 선형유도전동기의 2차측의 리액션플레이트의 시공 공차에 의해서 발생되는 1차측과의 공극의 변화는 추진 시스템의 운행 시 승차감과 기기효율을 떨어뜨리는 결과를 초래하기 때문에 선형유도전동기의 균일 공극 운전은 추진 시스템의 효율을 증가시킬 수 있는 중요한 사항이다. 또한 경사구간에서의 선형유도전동기의 공극길이 조절을 통해서 선형유도 전동기의 용량 변경 없이 추력을 증가시키는 것이 가능하다. 따라서 본 논문에서는 선형유도전동기의 공극 길이를 제어할 수 있으며, 공극 길이제어를 통하여 추진 시스템의 성능 변화를 살펴볼 수 있는 축소 모델선형유도전동기 성능시험기의 공극조절 시스템의 동적 모델링 및 특성 해석을 통하여 시스템을 구성하는 파라미터들의 특성 변화 분석 및 시스템 구현 가능성에 대한 연구를 수행하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
• /
• v.5 no.3
• /
• pp.79-86
• /
• 2001

The six-components force measurements systems for rocket motors are used to measure multi components force generated by TVC(Thrust Vector Control) motors. This paper suggested the modeling scheme which is used in preliminary design and test analysis procedure and which can be applied to the existing other test stand in operation. The model whose parameters are determined by least square method makes the design engineer build the test stand to satisfy all kinds of requirements such as accuracy, operating condition and structural stability without tradeoff among the requirements. The experimental results shows that the proposed model has better accurate performances than those of other existing model.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.8 no.1
• /
• pp.82-97
• /
• 2009

In this study, a linearlized model of liquid rocket engine specifically for the gasgenerator cycle one was developed to serve as a basic control model. A commercial software Simulink was used for the modeling. Using this tool we studied the throttling characteristic of engine around its nominal mode. To obtain the effect of the throttle valve design on the engine's control characteristic, we included mathematical model of the control valve with driving motor and the pressure stabilizer which installed on the gas-generator fed line to sustain the mixture ratio of the gas-generator.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2007.11a
• /
• pp.248-251
• /
• 2007

The blowdown oxidizer feeding system is effective in the respect of higher reliability by the small number of parts and the absence of additional pressurization tanks, but it also has the unfavorable disadvantage such as thrust variation during the operation. Thus, in order to understand the these performance characteristics inherent in the Hybrid Rocket Motor (HRM) with blowdown oxidizer feeding system, this study proposed the integrated mathematical model to describe physical phenomena in the following parts: the oxidizer tank, combustion chamber, fuel grain, nozzle and injector.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2009.10a
• /
• pp.46.2-46.2
• /
• 2009

탑재소프트웨어는 위성의 자세, 전력, 열 제어를 담당하는 소프트웨어로서 위성의 탑재컴퓨터 상에서 실행된다. 탑재소프트웨어는 추력기, 배터리, 온도조절장치와 같은 위성의 하드웨어 장치를 자치적으로 관리한다. 지상에서 위성을 운영할 수 있도록 탑재소프트웨어는 지상으로부터 명령을 받아서 처리하고, 위성의 텔레메트리 데이터를 지상으로 전송한다. 위성의 탑재소프트웨어를 프로그래밍하기 위하여 C 언어와 ADA 언어가 주로 사용된다. 이 논문에서는 소프트웨어 디자인과 하위레벨 프로그래밍 관점에서 C 언어와 ADA 언어를 비교 분석한다. 프로그래밍언어는 소프트웨어 디자인과 불가분의 관계에 있다. 이 논문은 프로그래밍언어와 함께 다목적실용위성과 통신해양기상위성의 소프트웨어 디자인을 소개한다. 다목적실용위성의 탑재소프트웨어는 절차 지향언어인 C로 작성되었으며, 함수 호출을 기반으로 설계되었다. 통신해양기상위성의 경우, 객체지향언어인 ADA로 작성되었으며, HOOD(Hierarchical Object-Oriented Design) 기법에 따라 모델링되었다. 탑재소프트웨어 프로그래밍언어는 위성의 탑재 하드웨어와 직접적으로 상호작용하도록 요구된다. 이 논문은 C와 ADA 언어가 메모리주소 및 로우 스토리지를 다루는 방법을 보여준다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
• /
• v.29 no.2
• /
• pp.236-242
• /
• 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.