추력 히스테리시스를 동반하는 하이브리드 로켓의 PI 추력제어

문준석,이창진 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.2

하이브리드 로켓에서 발생하는 추력 히스테리시스를 완화하기 위한 PI 추력제어를 시도했다. PI 제어기 설계를 위해 근 궤적 방법을 이용하여 적절한 게인 값의 범위를 설정하고 자체 개발한 하이브리드 로켓 시뮬레이션 프로그램을 사용하여 응답의 오버 슛의 발생, 상승시간과 초기 응답의 지연 등을 확인하며 게인 값을 결정했다. 또한, 추력 실험을 수행하여 PI 제어기가 추력 히스테리시스의 완화와 추력의 정밀 제어에 미치는 영향을 최종적으로 확인했다. 응답의 오버 슛 발생을 감소시키고 상승시간 지연을 줄이기 위한 실험의 결과, 다른 경우에 비해 응답 오차가 50% 정도 감소했다. 그러나 PI 제어기로 과도 특성을 모두 고려할 수 없으므로 보다 정밀한 추력 제어를 달성하려면 추력 히스테리시스에 대한 비선형 모델과 선형 제어를 결합하는 피드 포워드(feed forward) 제어 방법이 필요하다[12]. PI thrust control was attempted to alleviate thrust hysteresis observed in hybrid rocket combustion. A proper range of gain values was firstly selected using the root locus method for PI controller design, and final values were determined by checking the occurrence of overshoot, rise time, and delay in the response curve using an in-house hybrid rocket simulation program. In addition, thrust tests were conducted to confirm the effect of PI controllers on the mitigation of thrust hysteresis and precise thrust control. Combustion tests confirmed that the occurrence of overshot of responses and rise time delays were significantly reduced by 50% in response error compared to other cases. However, PI controllers cannot be effective in alleviating all these transient characteristics, a feed forward control method that combines the application of a nonlinear model to thrust hysteresis and linear control is needed to improve the precision of thrust control.

산화제 공급압력이 감소하는 환경에서 하이브리드 로켓 추력제어

채동훈(Donghoon Chae),채희상(Heesang Chae),이창진(Changjin Lee) 한국항공우주학회 2022 韓國航空宇宙學會誌 Vol.50 No.5

우주탐사 임무를 수행하기 위해서는 탐사선에 수직이착륙 기능이 필수적으로 탑재되어야 한다. 수직이착륙을 위해서는 탐사선의 엔진이 적절한 추력제어 정확도와 짧은 응답시간을 가져야 한다. 하이브리드 로켓은 이러한 조건을 만족할 수 있는 높은 수준의 추력제어 능력을 갖고 있다. 이 연구는 개발한 하이브리드 로켓 엔진의 추력제어 성능이 수직이착륙에 적절한지 검증하는 것을 목적으로 하고 있다. 이를 위해 가압장치 없이 공급압력이 감소하는 산화제 공급시스템을 적용한 엔진을 사용하여 약 10초 내외의 임무를 수행하고자 하였고, 공급압력 감소가 추력제어 정확도와 응답시간에 미치는 영향을 확인하였다. 실험결과에 의하면 적절한 감소율과 초기 압력 수준이 추력제어 정확도와 응답시간에 중요한 영향을 미치는 인자로 확인되었으며 고도제어 시뮬레이션을 통해 추력제어 성능을 검증했다. The vertical take-off and vertical landing (VTVL) function is essential to carry out exploration missions on the moon or Mars. For this, the engine of the exploration vehicle must have appropriate thrust control accuracy and response time. The hybrid rocket engine (HRE) is known to have a high level of thrust control capability that can satisfy these conditions. This study aims to first verify whether the thrust control performance of the developed HRE is suitable for VTVL. To this end, an oxidizer supply system that does not use a pressurization device was adopted, aiming for a mission time of about 10 seconds. In this study, the thrust control characteristics appearing under various supply pressure decreasing conditions were identified through experiments. Appropriate tank and charging conditions were set from the experimental results. In addition, the results of previous studies and current study’s test were compared to confirm whether the developed HRE had adequate control performance for VTVL, and finally, the thrust control performance was verified through altitude control simulation.

액체로켓엔진용 추력제어밸브의 제어 알고리즘 연구

정태규(Taekyu Jung),이수용(Soo-Yong Lee) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.12

본 논문에서는 액체로켓엔진의 추력제어 알고리즘 설계를 위한 선행 연구로서, 추력제어밸브에 대한 수학적 모델 및 제어 알고리즘 연구결과를 정리하였다. 개발된 수학적 모델을 이용하여 추력제어 모사시스템 해석을 수행하였으며 해석결과와 실험결과가 일치함을 보임으로써 수학적 모델의 타당성을 검증하였다. 추력제어 모사시스템에 대한 해석 및 실험을 통해 액체로켓엔진의 추력제어 알고리즘 개발을 위한 기초 데이터를 획득하였다. In this paper, the mathematical models and control algorithm of a thrust control valve were described as a precedent study on the design of thrust control algorithm for a liquid rocket engine (LRE). Numerical simulations were performed using a simplified simulation system of an LRE and the developed mathematical models were validated by comparison with the experimental results. Through these research, basic data were acquired for the development of a thrust control algorithm for a LRE.

다축 핀틀-노즐을 장착한 고체추진기관의 압력 및 추력 제어 기법 연구

기태석(Taeseok Ki),하동성(Dongsung Ha),진정근(Jungkun Jin),이정섭(Jeongsub Lee) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

본 논문에서는 다축 핀틀-노즐을 장착한 고체추진기관의 핀틀의 위치 제어를 통해 연소관 내부의 압력과 각 핀틀-노즐 구조체에서 발생하는 추력을 제어하는 기법을 연구하였다. 본 연구의 대상인 고체추진기관은 직격요격체(KKV, Kinetic Kill Vehicle)로 목표물을 정확하게 요격하기 위하여 추력 제어가 가능한 핀틀-노즐 구조체를 여러 축 방향으로 장착하여 빠른 응답과 정밀한 제어를 가능하게 한다. 핀틀의 축방향 구동을 통해서 노즐목 면적을 변화시킬 수 있다. 이러한 노즐목 면적의 변화를 통해서 연소관 내부의 압력을 제어할 수 있고, 또한 노즐목 면적 및 연소관 내부 압력의 변화를 통해서 최종적으로 각 노즐에서 발생하는 추력을 제어할 수 있다. 즉 연소관 내부 압력과 추력은 독립적으로 제어가 불가능하므로, 동시에 두 변수의 제어가 가능한 기법을 개발하였다. In this paper, control method of internal pressure and thrust of solid rocket motor, which is equipped multi pintle-nozzle structures, is studied. The studied solid rocket motor is KKV(Kinetic Kill Vehicle), which should be controlled precisely with high response to intercept the target and multi axis pintle-nozzles make it possible. Pressure can be controlled by pintle that makes change of nozzle throat area by moving its axial position and thrust can also be controlled with varying pressure and nozzle throat area. Therefore, the method, that controls both internal pressure and thrust simultaneously, is developed.

추력제어를 위한 개방형 액체로켓엔진의 폐루프 시뮬레이션

조우성(Woosung Cho),차지형(Jihyoung Cha),고상호(Sangho Ko) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

본 논문은 개방형 액체로켓엔진의 추력제어를 위한 폐루프 시뮬레이션을 다루었다. 시뮬레이션을 수행하기 위하여 MATLAB/Simulink 기반의 개방형 액체로켓엔진의 시뮬레이션 환경을 구축하였으며, 추력 제어를 위하여 추력과 직접적인 영향을 미치는 있는 주연소실 압력을 피드백하여 제어하였다. 이때 단순히 추력을 제어할 뿐만 아니라 이에 소모되는 산화제와 연료의 비율을 맞추기 위한 제어 또한 수행하였으며 계단형 제어입력값과 비례제어 방법을 수행하여 각각의 특징을 비교하였다. This paper deals with the closed-loop simulation for thrust control of open-cycle liquid propellant rocket engine. To perform the simulation, we built the simulation environment of an open-cycle liquid propellant rocket engine using the MATLAB/Simulink. For the control of thrust, we feedback the pressure of main combustion chamber which is directly related to the thrust. Also, the control to maintaining the ratio between oxidizer and fuel was performed. Stepped gain and proportional gain methods were performed to compare the characteristics of each method.

가변추력 고체추진기관의 압력제어 시간 지연을 고려한 자세 제어 추력 분배 알고리듬

임이랑,이원석,방효충 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

가변추력 고체추진기관은 고체연료를 사용하는 챔버에 여러 개의 노즐을 부착하여 각각의 추력을 조절, 변위 및 자세를 제어하는 시스템이다. 이 때 크게 챔버 내의 압력을 일정하게 유지하는 압력제어 알고리듬과, 여기에서 발생하는 추력을 적절하게 분배하는 추력분배 알고리듬 두 가지가 필요하다. 본 논문에서는 가변추력 고체추진기관의 압력제어 파트에 시간지연이 있을 경우, 이를 고려하여 자세제어를 위한 추력을 분배하는 알고리듬에 대해 제안하였다. Variable thrust solid propulsion system is a chamber with multiple nozzles. Each nozzle will be used to control position or attitude of the system. There are two important algorithms to control this system. One is pressure control algorithm, which maintains the pressure in the chamber constant. The other part is thrust distribution algorithm. In this paper, a new thrust distribution algorithm for attitude control under a time delay with pressure control is introduced.

비선형 추력계수 특성을 고려한 DACS의 추력분배 기법

박익수(Iksoo Park),기태석(Taeseok Gi),허준영(Junyoung Heo) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12

핀틀을 이용하여 추력을 조절하는 시스템의 추력 계수는 연소실 압력과 핀틀의 위치에 따른 비선형 특성을 보인다. 이는 연소 가스의 배관 내 압력 손실과 핀틀 구동에 따른 노즐의 유동 특성이 주요 원인인데, 이러한 특성을 고려하지 않고 추력 분배기법을 설계하게 되면 추력제어 오차가 크게 발생된다. 이 오차를 보상하기 위하여 비행조종루프의 자세 및 위치제어를 구성하게 되더라도 추력의 불확실성에 따른 제어성능이 저하된다. 이러한 성능저하를 개선하고자 추력계수의 비선형 특성을 보상하기 위한 기법을 제안하였다. The thrust coefficient of the thrust control system equipped with pintle nozzle shows nonlinear characteristic, which are governed by the combustor pressure and pintle position. This characteristics depend on the pressure loss of gas passage and flow pattern of pintle nozzle. The thrust control error can be increased, if this nonlinear characteristics are not considered. Even though the attitude and divert control of flight maneuvering loop can be considered to compensate the error, the performance degradation can not be removed. The control law for nonlinear compensation of thrust coefficient is suggested.

PI 제어기를 이용한 초음속 엔진 버즈마진 및 추력제어에 관한 연구

공창덕(Changduk Kong),기자영(Jayoung Ki),고성희(Seonghee Kho) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

초음속제트 엔진의 동적거동 모사를 수행하고 흡입구에서의 버즈 마진 확보와 추력 제어를 위한 PI 제어 알고리즘을 연구하였다. 먼저 연료유량 제어를 통해 요구추력을 추종하고 노즐 목 면적 제어를 통해 흡입구에서의 버즈마진이 항상 양의 수를 갖도록 흡입구 출구 압력을 조절하였다. 비행 마하 수, 고도, 받음각 변화에 따라 추력제어와 버즈 마진 제어를 위한 비례 게인과 적분 게인을 각각 구하고 시뮬레이션 하였다. 그 결과 비행 마하 수 2.1에서 3.0, 받음각 0°에서 10° 사이의 운용영역에서 제어목표를 만족함을 확인하였다. Dynamic behavior simulation of supersonic engine was performed and PI control algorithm was studied for the buzz control in the inlet and the thrust control. Firstly, required thrust was tracked according to the fuel flow control and then inlet pressure was regulated through the nozzle throat area control so that the buzz margin has the positive all the time. The control was performed according to the change of flight Mach number, altitude and angle of attack. The proportional gain and the integral gain for regulating the buzz margin was induced and simulated. In the results, it was confirmed and satisfied that control target in the operating area was changed the angle of attack from 0° to 10° at the flight Mach number of 2.1~3.0.

하이브리드 로켓의 추력제어 성능 향상에 관한 연구

최재성(Jae Sung Choi),강완규(Wankyu Kang),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회지 Vol.15 No.1

In this study, we tried to improve the thrust control performance through the thrust control combustion experiment of the hybrid rocket. We constructed the system which controls the oxidizer flow by combining a needle valve with a stepping motor and controlling the stepping motor drive according to the thrust control command order. Gas oxygen was used as the oxidizer for two different propellants, PE(Polyethylene), PC(Polycarbonate), respectively. To improve the slow response time and the oscillation phenomenon in the beginning stage of the thrust control combustion experiment, we measured and analyzed the change of the flow speed of the propellant pipe. The revised thrust control combustion experiment showed that the thrust was stably controlled with the margin or error from the thrust command within ±1 N.

하이브리드 로켓의 추력제어를 위한 추력 섭동 감쇠에 관한 연구

강완규(Wankyu Kang),최재성(Jae Sung Choi),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5

정확한 산화제 유량조절은 하이브리드 로켓의 추력제어에 매우 중요하다. 산화제 유량제어를 위해 스텝모터와 니들밸브를 결합하여 장치하고 Labview 프로그램으로 제어하는 산화제 유량제어 장치를 설계하였다. 하이브리드 로켓 연소실험에 사용한 산화제는 기체산소를 사용하였고, 추진제로는 PolyCarbonate, PolyEthylene PMMA를 사용하였다. 본 연구에서는 초기 추력제어 실험에서 발생한 추력 섭동(Oscillation)을 감쇠시키기 위한 연구로 추력제어 실험에서 공급되는 산화제 배관 유속의 변화를 통해 발생되는 추력 섭동의 원인을 분석하였으며, 추진제 종류에 따라 달라지는 안정적인 제어 조건을 찾기 위한 연구를 수행하였다. Precise control of oxidizer mass flow rate is important for hybrid rocket thrust control. In this study, oxidizer mass flow rate control system is developed by using stepping motor which is controlled by Labview program. Gox is used for oxidizer and PolyCarbonate, PolyEthylene, and PMMA is used for solid propellant. To suppress thrust oscillation during thrust control experiment, schematics of the experiment is analysised and revised. Results show that thrust oscillation is suppressed successfully.