Abstract:
An error correction system of a GNSS(Global Navigation Satellite System) receiver having a multi-satellite signal receiving unit and an error correcting method thereof are provided to improve accuracy and reliability of navigation information by correcting a relative error for a satellite signal receiving unit of the top priority order and then computing navigation information on the basis of the corrected pseudorange. In an error correction system(100) of a GNSS receiver(170) having a multi-satellite signal receiving unit, plural satellite signal receiving units(110) receive each satellite signal transmitted from plural satellites(10), judge whether the received satellite signal is transmitted from which one of satellites, by calculating a correlation value between the received satellite signal and a code signal stored in advance. The satellite signal receiving units transmit correlation information including a correlation value and a pseudorange by calculating the pseudorange from each satellite. A priority order designating unit(120) transmits priority order information designated in each satellite signal receiving unit. A satellite reception judging unit(130) receives correlation information and priority order information, and judges whether the specific satellite signal of the specific satellite received from the satellite signal receiving unit of the top priority order is transmitted to the rest satellite signal receiving units or not. A pseudorange correcting unit(140) calculates a difference value between the pseudoranges of the specific satellite signals calculated in the satellite signal receiving unit of the top priority order and the rest satellite signal receiving units, if the specific satellite signal is transmitted to the rest satellite signal receiving units. The pseudorange correcting unit corrects the pseudorange by adding or subtracting a difference value to/from the pseudorange of all satellite signals including the specific satellite signal for the rest satellite signal receiving units. A navigation information calculating unit(150) computes navigation information by using the corrected pseudorange of the pseudorange correcting unit.
Abstract:
본 발명은 발사체의 고체모터 가동노즐 추력벡터제어용 구동장치시스템의 보상제어방법 및 그 보상제어회로부에 관한 것으로, 관성항법 유도장치로부터 전달되는 가동노즐의 제어입력각도, Δθ NZ,CMD 가 보상제어회로부에 전달되고, 상기 구동부에 구비된 서보작동기에 제공되는 제어입력 생성을 위한 모멘트암의 길이, R M 을 곱하여 ΔX ACT, NZ, CMD 를 생성하는 단계와; 상기 가동부에 내장되고 상기 서보작동기의 출력편차를 제공받아 증폭한 종합직선운동 변위인, ΔX ACT 와, 상기 가동노즐의 출력을 제공받아 증폭한 종합직선운동 변위인, ΔX CP 의 신호를 합성 후 제공받아, 상기 가동노즐의 압축변위에 의한 비선형성 변위성분, ΔX ACT, NZ, Comp 를 중첩하여 보상하는 단계와; 상기 본 신호에 가동노즐의 회전운동각 제어입력성분, ΔX ACT, NZ, CMD 를 합성하여 상기 서보작동기의 종합적 제어입력, ΔX ACT, CMD 를 생성한 후, 출력된 신호를 상기 구동부의 서보작동기에 궤환회로 제어입력으로 사용하는 단계를 구비하는 것이다. 발사체, 추력벡터제어, 구동장치시스템, 보상제어회로부
Abstract:
본 발명은 발사체의 고체모터 가동노즐 추력벡터제어용 구동장치시스템의 보상제어방법 및 그 보상제어회로부에 관한 것으로, 관성항법 유도장치로부터 전달되는 가동노즐의 제어입력각도, Δθ NZ,CMD 가 보상제어회로부에 전달되고, 상기 구동부에 구비된 서보작동기에 제공되는 제어입력 생성을 위한 모멘트암의 길이, R M 을 곱하여 ΔX ACT, NZ, Comp 를 생성하는 단계와; 상기 가동부에 내장되고 상기 서보작동기의 출력편차를 제공받아 증폭한 종합직선운동 변위인, ΔX ACT 와, 상기 가동노즐의 출력을 제공받아 증폭한 종합직선운동 변위인, ΔX CP 의 신호를 합성 후 제공받아, 상기 가동노즐의 압축변위에 의한 비선형성 변위성분, ΔX ACT, NZ, Comp 를 중첩하여 보상하는 단계와; 상기 본 신호에 가동노즐의 회전운동각 제어입력성분, ΔX ACT, NZ, CMD 를 합성하여 상기 서보작동기의 종합적 제어입력, ΔX ACT, CMD 를 생성한 후, 출력된 신호를 상기 구동부의 서보작동기에 궤환회로 제어입력으로 사용하는 단계를 구비하는 것이다. 발사체, 추력벡터제어, 구동장치시스템, 보상제어회로부
Abstract:
본 발명은 고체모터 추진기관의 시험평가장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 고체모터 연소특성 및 가동노즐의 비선형 운동특성과 연계된 구동장치 시스템의 기능 및 성능 특성을 용이하게 시험할 수 있고 평가할 수 있는 추력벡터 제어용 구동장치를 위한 시험평가장치에 관한 것이다. 본 발명은 추력벡터 제어용 구동장치를 위한 시험평가장치에 있어서, 지면에 고정안치되는 시험장치프레임; 상기 시험장치프레임 상부에 안치되는 고체모터의 후방부돔에 장착되는 가동노즐 연결디스크, 상기 가동노즐 연결디스크 하면에 장착되는 플렉스실 조인트, 상기 플렉스실 조인트 하면에 위치하며 상기 고체모터 후방부돔에 장착되는 후방부돔연결디스크, 및 상기 가동노즐 연결디스크에 결합되는 가동노즐로 구성되는 노즐부; 상기 노즐부와 연결되는 링크부; 상기 링크부에 연결되어 상기 링크부를 작동시키며, 상기 시험장치프레임에 고정결합되는 공압작동부; 및 상기 공압작동부와 연결되어 상기 공압작동부를 제어하는 제어부;로 구성된 것을 특징으로 한다.
Abstract:
PURPOSE: An apparatus for performing a simulation test for thrust force of a driving unit for a gimbal engine is provided to precisely test thrust force of the driving unit without using a separate bearing and a dedicated measurement unit. CONSTITUTION: An actuator(10) is used for simulating thrust force of a gimbal engine. In order to precisely simulate engine thrust, a movable sealing member formed between a piston and a cylinder has frictional pressure less than 45psi. An air bellows spring(11) is mounted on an end portion of a thrust feedback load cell(9). The air bellows spring(11) is positioned between the end portion of the thrust feedback load cell(9) and a dual gimbal type thrust vector movement receiving unit(12), which transfers thrust force to a gimbal bearing.
Abstract:
PURPOSE: A uniaxial simulator for a rocket posture control simulation is provided to be able to previously estimate the capacity of a control system via the simulation performed on the ground in view of various dangerous factors. CONSTITUTION: The uniaxial simulator for a rocket posture control simulation comprises: a horizontal stand(10); a thrust system located on the horizontal stand; a balancing ring(12) installed under the horizontal stand for setting the moment of inertia of a whole system, and pulling down the center of gravity; a balance member(13) installed at the side surface of the balancing ring; an air bearing system connected to the horizontal stand by using a shaft; an angular velocity sensor; a control box for controlling the operation of the trust system by comparing supplied power with input power and converting all output signals into voltage values within a desired range; a ground control box; and a real time computer system.
Abstract:
PURPOSE: An apparatus for aligning vertical axes of two structures is provided to improve the stability of a rocket when the rocket is initially ignited by simply aligning a rocket body axis with a vertical axis of an engine. CONSTITUTION: A rocket body is connected to an engine through a gimbal joint(2). An engine mount(3) is placed above a rocket engine(1). A pitch axis controller(4) is installed at a pitch axis and a main axis controller(5) is installed at a main axis. A piston is installed in a cylinder. A load end bearing connected to the pitch shaft or flank shaft is provided in the piston. A magnet is fixed to an inner end of the piston. An earth end assembly is connected to the cylinder through a knuckle ring. A position detecting sensor is installed in a housing. A servo controller(8) is provided to control the pitch axis controller(4) and the main axis controller(5). A sensor fixing member(9) is attached to the rocket body axis so as to mount an incline angle sensor(10) thereon. An engine incline angle sensor(7) is fixed to a sensor supporter(6).
Abstract:
본 발명에 따른 GPS수신기 시스템 시험장치는 GPS 수신기 시스템을 탑재한 상태에서 경사각(Pitch Angle)을 조정한 후, 고속 회전을 통해 항체가 비행할 때 나타나는 가속도 환경을 모사해 줄 수 있도록 된 시험장치 본체; 상기 시험장치 본체와 전기적으로 연결되어 시험장치 본체에 장착되어 있는 모터를 제어하고, 시험장치 본체로부터의 센서정보를 표시하도록 된 제어패널; 상기 제어패널이 자동모드로 설정되어 있는 경우에 제어패널과 전기적으로 연결되어 시험장치 본체에 장착된 모터를 제어하기 위한 명령을 송신하고, 시험장치 본체로부터의 센서정보를 관리하고, 디스플레이 시키도록 된 제어 PC를 포함하는 구성으로 이루어지는 것을 특징으로 한다. 본 발명은, 회전운동을 이용하여 지상에서 항체의 물리적인 동특성과, 경사각 조절을 통하여 항체의 자세변화를 모사할 수 있도록 한 시험장치를 제공함으로서, 실제 비행시험을 거치지 않고도 비행시험 환경과 유사한 동특성을 갖는 환경에서 GPS 수신기 시스템의 성능을 사전에 시험해 볼 수 있는 효과를 갖는다.