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公开(公告)号：KR100875998B1
公开(公告)日：2008-12-26
申请号：KR1020070112195
申请日：2007-11-05
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: G09B9/12 , G01M99/007
Abstract: A load simulator for flight control actuation system having stiffness implemental device of airframe mounting structure is provided to test the dynamic load characteristic test in the airframe mounting condition. The load simulator for flight control actuation system comprises the moment of inertia(2) copying the rotating inertia load, the moment arm(4) assembled in the shafting plane column shape, the load servo driver(6) copying the aviation load generated in flying, the location servo driver(5) performing the rotational fluctuation control of exercise of the operation object, the airframe structure supporting part rigidity realization equipment assembling(9) supporting the location servo driver, the simulator frame(10) supporting the moment arm, the driver neutrality road and the row information commercial gap phase.
Abstract translation: 提供了具有机身安装结构的刚度实现装置的用于飞行控制致动系统的负载模拟器，以测试机身安装状态下的动态负载特性测试。 用于飞行控制致动系统的负载模拟器包括惯性矩（2）复制旋转惯性负载，组装在轴系平面柱形状中的力臂（4），负载伺服驱动器（6）复制飞行中产生的航空负载 执行操作对象的运动的旋转变动控制的位置伺服驱动器（5），支撑定位伺服驱动器的机身结构支撑部刚性实现装置组装（9），支撑力矩臂的模拟器框架（10） 司机中立道路和行信息商业差距阶段。
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公开(公告)号：KR101490384B1
公开(公告)日：2015-02-05
申请号：KR1020130139780
申请日：2013-11-18
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F16K37/0083 , F16K31/06
Abstract: 본 발명은 솔레노이드 밸브의 응답 속도를 측정하는 방법 및 장치에 대한 것으로서 특히 상기 솔레노이드 밸브의 플런저 속도를 레이저 측정기에 의해 측정하여 고 응답속도의 솔레노이드 밸브도 정밀하고도 간단하게 측정할 수 있는 것이다.
Abstract translation: 本发明涉及一种用于测量电磁阀响应速度的方法和装置。 特别地，用于测量电磁阀的响应速度的装置可以通过用激光分析仪测量电磁阀的柱塞速度来精确地测量高响应速度的电磁阀。 用于测量电磁阀的响应速度的装置包括：设置在柱塞（P）一侧的激光速度分析器（100）; 以及连接到电磁阀（S）和激光分析器（100）的控制操作单元（CON）。
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公开(公告)号：KR101060990B1
公开(公告)日：2011-08-31
申请号：KR1020080138377
申请日：2008-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따르면, 서보작동기에 장착된 압력센서에 의해 상기 서보작동기 내의 실린더 확장격실의 압력 및 실린더 수축격실의 압력이 각각 측정되는 실린더 압력측정 단계; 상기 실린더 확장격실의 압력값과 실린더 수축격실의 압력값이 합산기로 전달되어 압력차 신호가 생성되는 압력차 신호 생성 단계; 상기 압력차 신호는 고주파 통과 필터로 전달되어, 상기 고주파 통과 필터의 절점 주파수(ω
cf )보다 낮은 대역을 갖는 압력차 신호는 감쇠되며, 상기 고주파 통과 필터의 절점 주파수(ω
cf )보다 높은 대역을 갖는 압력차 신호는 상기 고주파 통과 필터를 통과하여 동적압력 되먹임 제어기 이득값(k
DPF )과 곱해져서 동적압력 되먹임 제어신호를 생성하는 동적압력 되먹임 제어신호 생성 단계; 및 상기 동적압력 되먹임 제어신호는 위치 오차신호와 상호 상쇄되어, 서보앰프로 전달되는 합성 오차신호의 크기가 감소됨으로써 상기 서보작동기의 동작을 제한시키는 공진 억제 단계;를 포함하는 위치서보 비행제어 구동장치시스템의 공진 억제 제어기법이 개시된다.
서보작동기, 고주파 통과 필터, 동적압력Abstract translation: 根据本发明，伺服致动器的缸体膨胀室的压力和伺服致动器的缸体收缩室的压力分别由安装在伺服致动器上的压力传感器测量。 压力差信号生成步骤，将气缸膨胀室的压力值和气缸收缩室的压力值发送至求和器以产生压力差信号; 压差信号被传送到高通滤波器，并且高频滤波器的节点频率
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公开(公告)号：KR1020100079802A
公开(公告)日：2010-07-08
申请号：KR1020080138377
申请日：2008-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: B64G1/24
Abstract: PURPOSE: A resonance suppression control technique of precision position servo flight control actuator system is provided to facilitate the selection of a controller variable by applying a dynamic pressure feedback control technique. CONSTITUTION: A resonance suppression control technique of precision position servo flight control actuator system is as follows. The pressure of a cylinder expansion compartment and that of a cylinder contraction compartment in a servo actuator(2) are measured. The pressure(15) of the cylinder expansion compartment and the pressure(16) of the cylinder contraction compartment are delivered to an adder and a pressure difference signal is generated. The pressure difference signal is delivered to a high pass filter(17). A pressure difference signal having a band lower than the corner frequency of the high pass filter is attenuated. A pressure difference signal having a band higher than the corner frequency of the high pass filter passes through the high pass filter and is multiplied by a dynamic pressure feedback controller gain value(18) to generate a dynamic pressure feedback control signal. The dynamic pressure feedback control signal is offset by a position error signal and the size of the synthesized error signal delivered to a servo amp(12) diminishes. The operation of a servo actuator is suppressed.
Abstract translation: 目的：提供精密位置伺服飞行控制执行器系统的共振抑制控制技术，以便通过应用动态压力反馈控制技术来选择控制器变量。 构成：精密位置伺服飞行控制执行器系统的共振抑制控制技术如下。 测量气缸膨胀室和伺服致动器（2）中的气缸收缩室的压力。 气缸膨胀室的压力（15）和气缸收缩室的压力（16）被输送到加法器，并产生压力差信号。 压差信号传送到高通滤波器（17）。 具有低于高通滤波器的转角频率的频带的压差信号被衰减。 具有高于高通滤波器的转角频率的频带的压差信号通过高通滤波器，并与动压反馈控制器增益值（18）相乘以产生动压反馈控制信号。 动态压力反馈控制信号由位置误差信号偏移，并且输送到伺服放大器（12）的合成误差信号的尺寸减小。 抑制伺服致动器的动作。
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公开(公告)号：KR100905517B1
公开(公告)日：2009-07-01
申请号：KR1020070113779
申请日：2007-11-08
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 개시된 킥모터 가동노즐 연소압력 모사시험장치는, 상부가 개구된 형상을 가지는 통 형상 부재로, 하단부에 유체유입구가 형성된 상태로 수압압력용기; 가동노즐모사체와, 수압압력용기 상부에 결합되고 수압압력용기 내부에 수압격실을 가지도록 가동노즐모사체가 거치상태로 결합되며 저면부에는 후방연결링을 구비하는 가동노즐 연결링과, 후방연결링에 하단부가 장착되는 플렉스실 조인트와, 가동노즐모사체 하단부에 결합되며 상면부에는 플렉스실 조인트의 상단부가 장착되는 전방연결링을 구비하는 전방덮개로 구성되는 노즐부; 수압압력용기와 연결되어 수압격실로 작동유체의 공급에 따른 수압상태를 조절하여 노즐부를 충격시키는 수압설비를 포함하는 것을 특징으로 한다.
킥모터, 가동노즐, 연소압력, 추력벡터제어, 노즐, 시험, 분석, 수압-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100625852B1
公开(公告)日：2006-09-20
申请号：KR1020040079791
申请日：2004-10-07
Applicant: 한국항공우주연구원
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-
公开(公告)号：KR1020060030944A
公开(公告)日：2006-04-12
申请号：KR1020040079791
申请日：2004-10-07
Applicant: 한국항공우주연구원
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-
公开(公告)号：KR100538566B1
公开(公告)日：2005-12-22
申请号：KR1020040035619
申请日：2004-05-19
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M99/00
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.-
公开(公告)号：KR1020040053595A
公开(公告)日：2004-06-24
申请号：KR1020020080740
申请日：2002-12-17
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M99/00
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 translation: 目的：提供一种用于执行万向发动机的驱动单元的推力的模拟试验的装置，以精确地测试驱动单元的推力而不使用单独的轴承和专用测量单元。 构成：致动器（10）用于模拟万向发动机的推力。 为了精确地模拟发动机推力，形成在活塞和气缸之间的可动密封件具有小于45psi的摩擦压力。 空气波纹弹簧（11）安装在推力反馈测力传感器（9）的端部上。 空气波纹弹簧（11）位于推力反馈测力传感器（9）的端部和双向万向节推力向量运动接收单元（12）之间，该推力反作用力传递单元将推力传递到万向节轴承。
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公开(公告)号：KR1020020040141A
公开(公告)日：2002-05-30
申请号：KR1020000070082
申请日：2000-11-23
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F41F7/00
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 translation: 目的：提供一种用于对准两个结构的垂直轴的装置，以通过简单地将火箭体轴线与发动机的垂直轴对准来最初点燃火箭时提高火箭的稳定性。 构成：火箭主体通过万向接头（2）连接到发动机。 发动机支架（3）放置在火箭发动机（1）上方。 俯仰轴控制器（4）安装在俯仰轴上，主轴控制器（5）安装在主轴上。 活塞安装在气缸中。 连接到俯仰轴或侧面轴的负载端轴承设置在活塞中。 磁体固定在活塞的内端。 接地端组件通过转向环连接到气缸。 位置检测传感器安装在壳体中。 提供伺服控制器（8）来控制俯仰轴控制器（4）和主轴控制器（5）。 传感器固定构件（9）安装在火箭体轴线上，以便在其上安装倾斜角传感器（10）。 发动机倾斜角传感器（7）固定在传感器支架（6）上。
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