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이재규,김옥현,Lee, Jae-Gyu,Kim, Ock-Hyun 대한기계학회 1996 大韓機械學會論文集A Vol.20 No.8
This paper presents a new type of hydraulic servo chllinder which is characterized by its simple construction and an ubtegrated feedback mechanism. Piston position of the cylinder is controlled by eletrical input and mechamical feedback deduced from its own structure. Hydraulic pressure in each cylinder room is controlled by a poppet valve. The poppet is activated by a solenoid and is linked to the piston. Solenoid input current pulls up the poppet, which results in pressure drop and thus piston motion. The piston motion generates pull down force on the poppet by the linkage and the motion stops at equilibrium. In that way the piston position is controlled by an expernal input current. Characteristics of the servo cylinder is verified by stability analysis, tranient vehavior and steady state positing for step input. Design parameter analyses have been executed by derivation of analytical approximate solutions and by computer simulations. A prototype hydraulic servo cylinder is developed and tested. The experimental results show successful function of the servo cylinder and consistency with the theoritical results.
인터넷과 전자상거래(Electronic Commerce)
이재규,Lee, Jae-Gyu 한국정보통신집흥협회 1996 정보화사회 Vol.108 No.-
전자상거래의 기원은 미국의 Lawrence Libermore National Laboratory가 미국 국방부의 프로젝트를 수행하면서 처음으로 사용한 용어인데, 거래가 시작되면서부터 끝날 때까지 서류가 사용되지 않는 기업환경을 정보기술에 의해 달성하려는데 그 목적이 있었다.
상대위치 직접 제어를 통한 정지궤도 위성의 Collocation에 관한 연구
이재규(Jae Gyu Lee),노태수(Tae Soo No) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.5
정지궤도 위성의 상대위치보정은 제한된 위지보정 박스내에 다수의 위성을 운용함으로서 발생하는 위성간 충돌, 전파간섭, 가림현상 등을 해결하기 위해 반드시 필요한 기술이다. 본 논문에서는 정지궤도 위성의 상대 궤도 운동 분석과 최적화 기법에 근거한 문제의 정립으로 상대위치보정을 수행하였다. 이상적인 정지궤도에 대한 상대운동을 다수의 멱함수와 주기함수로 표현하고, 상대위치보정에 필요한 조건들을 이들 함수로 표현한다. 이러한 구속 조건식과 더불어 연료 최소화 같은 가격 함수를 최소화하는 과정에서 궤도 수정에 필요한 절차를 수립하게 된다. 비선형 시뮬레이션을 통하여 본 논문에서 제시하고 있는 절차의 타당성을 검증하였고 또한 기존의 고전적인 방법과 비교하였다. Station collocation of closely placed multiple CEO spacecraft is required to avoid the problem of collision risk, attitude sensor interference and/or occultation. This paper presents the method of obtaining the orbit correction scheme for collocating two CEO spacecraft within a small station-keeping box. The relative motion of each spacecraft with respect to the virtual geostationary satellite is precisely expressed in terms of power and trigonometry functions. This closed-form orbit propagator is used to define the constraint conditions which meet the requirements for the station collocation. Finally, the technique of constrained optimization is used to find the orbit maneuver sequence. Nonlinear simulations are performed and their results are compared with those of the classical method.