40% 축소형 스마트 무인기의 자율비행을 위한 자세 및 자세각속도 제어기를 설계하였다. 19개 설계점에서 축약된 시스템 운동방정식을 유도하였다. 운동방정식으로부터 설계요구 조건인 시간 응답을 만족 할 수 있는 제어기 이득을 해석적인 방법으로 선정하였다. 각 설계 점마다 구동기 및 통신 시간 지연을 고려한 안정도 여유를 구하였다 또한, 슬라이딩 모드 제어이론을 적용한 강건 제어기를 설계하여 선형 제어기와 성능 비교를 하였다. 설계된 제어기를 비선형 모델에 적용한 응답 결과로부터 제어 로직의 성능 및 적용 가능성을 평가하였다.

반디호 전기계통 설계 시 성능외에 추가로 고려한 사항은 정비성 향상이다. 기존의 소형항공기들의 경우 전기계통의 정비성은 엔진이나 다른 계통에 비해 현저히 떨어진다. 그 결과 전기계통 문제 해결을 위한 정비 시간과 인력이 많이 소모되고 있다. 반디호의 경우 설계 단계에서부터 모듈화 개념을 도입하여 전기계통의 세부 모듈들의 분리를 가능하게 하여 각 모듈별로 정비가 가능하게 함으로써 정비가 편리하도록 하였다. 본 논문에서는 반디호 전기계통의 설계 및 제작에 대하여 기술하였다.

본 연구에서는 램제트 엔진의 연소기용 제트분사식 화염안정기의 특성을 분석하였다. 제트화염안정기는 분사각 및 제트운동량 변화를 통하여 화염을 손쉽게 제어할 수 있으며 별도의 열손상방지장치를 장착하지 않아도 된다는 장점이 있다. 또한 제트류와 주류간의 난류혼합효과로 인해 기계식 화염안정기보다 더 뛰어난 화염안정효과를 보였다. 이러한 제트화염안정기는 램 제트엔진의 제어성능을 더욱 향상시킬 수 있을 것이다.

본 논문의 목표는 고장허용제어시스템에 대한 기반 연구로서 무인비행기 안전성 향상을 위하여 조종면 작동불능과 같은 고장에 대해 검출 방법을 제시하는 것이다. 조종면 고장검출을 위한 실시간 시스템식별 알고리듬은 퓨리에 변환기법을 사용하였으며 프로그램 성능 및 검증을 위해 HILS 시험과 비행시험을 수행하였다. 엘리베이터 조종면 고장은 피칭모멘트에 대한 조종면 효과를 나타내는 조종미계수를 실시간 추정하여 정상상태의 값과 비교함으로써 검출된다. 비행시험 결과를 통해 고장상태의 조종미계수 값은 정상상태의 값보다 작다는 것을 확인하였다.

본 논문에서는 엔진고공환경 시험설비의 엔진 입구 덕트에서 측정한 전압력과 전온도를를 통해 실시간으로 공기유량을 계산하고, 압력프로파일을 이용하여 경계층 레이크를 장착하지 않았을 경우에도 공기유량을 예측할 수 있는 방법을 기술하였다. 또한, 엔진입구배관에 걸친 덕트 연결부를 통한 압력손실을 예측하고, 이를 통해 공기유량을 보정함으로써, 고공환경시험설비에서의 공기유량측정의 신뢰도를 향상시키고 설비유지측면에서 운용성을 보고자 하였다.

본 논문에서는 4인승 선미익 항공기에 대한 구조해석 절차와 전기체 시험결과를 소개하였다. 전기체 유한요소모델 구축은 항공기 구조해석 시 중요한 업무이며 구조적 안전성에 직접적인 영향을 미치게 된다. 구축된 유한요소모델은 전기체 시험결과를 이용하여 정밀하게 보정된다. 구조해석 결과를 이용하여 5가지의 설계제한하중 시험조건과 11가지의 설계 극한하중 시험조건을 결정하였다. 소개된 절차를 이용하여 4인승 선미익 항공기의 구조적 안전성을 성공적으로 확보하였다.

대구경 탑재체는 광학설계형태에 따라 설계 및 조립/정렬의 특성이 다르며 각각의 장단점이 구분된다. 광학계 형태에 따른 특성분석을 수행하였고 이 결과를 바탕으로 광학계는 Korsch 타입의 4반 사식 카메라로 선정하였으며 각 미러조립체를 가지고 항우연에서 광구조체 및 광전자부의 조립, 정렬 및 성능시험을 수행하게 된다. 위성카메라의 최종광학성능은 여러 가지 요인에 의해 영향을 받지만 특히 핵심 하드웨어 부분인 광학부 및 광구조체의 광학성능에 크게 좌우된다. 본 논문에서는 광학계 형태에 따른 특성분석을 수행하였고 대구경 Korsch형 탑재체 광학계의 조립 및 정렬 방법에 대한 개념설계를 살펴보고자 한다.

요구분석 및 설계 단계를 거쳐 구현된 탑재소프트웨어는 오류를 제거하고 요구규격에 맞도록 모든 기능이 정확히 구현되었는지 확인하기 위한 여러 가지 시험절차를 거치게 되는데, 일반적으로 단위시험, 통합시험, 검증시험 순으로 진행된다. 단위시험은 보통 개인 PC 환경에서 타겟 시뮬레이터를 이용하여 수행되고, 통합 및 검증시험은 목표시스템과 유사한 조건에서 수행할 수 있도록 하드웨어 환경을 제공하는 소프트웨어 검증장치를 이용하여 수행된다. 본 논문에서는 차세대 저궤도위성 탑재소프트웨어 시험환경에 대한 것으로 시험절차와 시험도구, 탑재소프트웨어 검증장치에 대하여 기술한다.

통신위성 (RF 탑재체 위성)은 고효율 및 고이득 반사경 안테나를 포함하는 통신 탑재체 시스템과 버스 시스템으로 구성되어 있어, 이들 시스템에 대한 RF 특성 검증시험은 발사 전에 이루어져야 한다. 일반적으로 통신위성용 안테나의 복사패턴은 원거리 조건을 충분히 만족할 수 있는 테스트 레인지에서 측정된다. 통신위성용 안테나의 복사패턴을 정밀하게 측정하기 위한 테스트 레인지는 급전점과 관측점 사이의 거리가 수십에서 수천 킬로미터까지 필요하다. 급전점과 관측점 사이의 거리가 먼경우, 외부의 복잡한 RF (radio frequency) 환경에 노출되어 정밀한 측정이 어렵게 되고, 기후의 변화에 따른 측정의 제약을 갖게 된다. 이러한 문제점을 고려하여 외부환경으로부터 영향을 받지 않는 안테나 테스트 레인지가 요구된다. 본 논문에서는 현재 진행되고 있는 통신해양기상위성을 비롯하여 앞으로 개발하게 될 통신위성 시스템의 탑재 안테나 및 RF 성능시험을 수행하기 위한 안테나 테스트 레인지의 구성과 레인지 오차 및 평면파의 생성원리를 고찰하구 정밀측정에 부합되는 전파무향실의 설계와 이에 따른 성능 파라미터를 제시하고자 한다.

우주환경시험팀에서는 인위적으로 발사 환경 시 음향 환경을 구현하여 시험 대상물의 성능을 검증하는 음향 챔버를 개발하였으며, 이를 운용 중에 여다. 그러나 점차적으로 요구되는 대형 위성의 성능 시험 및 발사체 페어링의 내부 구조에 따른 특성의 평가 시험을 수행하기에는 기존 음향 챔버의 음향 에너지 구현 능력으로는 한계가 존재한다. 본 연구에서는 음향 챔버의 성능 확장을 위해 요구되는 각 요소의 설계 및 제작 과정 둥에 대한 연구 결과를 소개하고자 한다. 그리고 개선된 시스템을 이용하여 위성 부품을 대상으로 수행한 시험 결과를 제시하고자 한다.

정지궤도위성은 통신 탑재체와 관측 탑재체를 동시에 장착하는 정지궤도 위성으로, 본 논문에서 언급되는 MI2U는 관측 탑재체의 하나인 기상센스와의 접속 및 전원공급을 위한 유닛이다. 본 논문에서는 기상탑재체 접속장치 ORB의 검증시험 방법을 제안하고 제안된 내용에 따라 시험을 수행하였으며, 결과에 대한 분석하고 향후 시험방향을 제시한다.

현재 개발되고 있는 위성용 전자광학시스템의 설계 파라미터를 적용하여 알려진 식에 의해 위성의 운용고도와 자세변화에 따른 전자광학시스템의 GSD 및 라인레이트 변화관계를 살펴보았다. 그리고 고도변화에 따른 적용 가능한 라인레이트와 위성의 지상 스캔율의 차이에 의해 발생할 수 있는 성능변화 요소로서의 MTF에 대한 영향을 검토하였다. 즉 현재 개발이 진행되고 있는 카메라 전자부의 설계 파라미터를 적용하여 조정 가능한 라인레이트의 한계를 알아보고 이에 의한 성능감소 변화를 검토함으로써 현재 개발 진행되는 전자광학시스템의 카메라전자부의 설계요소에 대한 분석을 수행하였다.

지구저궤도위성을 우주에서 운영하기 위해서는 국제전기통신연합에서 정의한 기술적인 요구사항들과 행정적인 절차를 위성 개발에 반영해야 한다. 지켜야할 주요 기술 요구사항들은 주파수 스펙트럼에 따라서 사용 목적, 대역폭, 전파 세기 및 타 위성망에 대한 신규 위성망의 기술적인 제한 사항들이다. 이러한 국제전기통신연합의 요구사항들은 시스템 요구사항과 위성 대 지상국 접속 요구사항으로 반영되어서 설계된다. 우주에서의 위성망의 사용에 대한 권리와 보호를 가지기 위해서는 국제주파수등록원부에 등재되어야 하며, 이를 위한 절차를 준수해야 한다. 신규 위성망을 등록하기 위해서는 이의 제기 국가와 조정이 필요하다. 또한, 조정에 대한 기준, 기법 등이 필요하다.

통신해양기상위성에 탑재된 해양 및 기상탑재는 서로간의 기계적 섭동에 의한 영상품질 저하가 예상된다. 또한 위치유지 및 휠오프로딩을 위한 추력기 발사시 발생하는 섭등에 의해서도 성능저하가 일어난다. 이러한 간섭 문제를 최소화하기 위한 방편으로서 통신해양기상위성은 운용설계 관점에서 접근하고 있다. 본 논문은 이미지 품질의 저하를 최소화하기 위한 통신해양기상위성의 운용설계를 소개하였다. 통신해양기상위성은 기상 및 해양탑재체, 그리고 Housekeeping의 일정을 최적화하고 기상탑재체의 미러의 움직임을 제한하여 영상품질 저하를 최소화함으로써 사용자의 요구를 최대한 만족할 수 있도록 하였다. 또한 운용설계의 결과를 평가하기 위하여 시간여유분석을 소개하였다.

정지궤도 위성의 전이궤도 해석 과정의 중요한 부분인 LAE(Liquid Apogee Engine, 액체원지점엔진) 분사전략 수립을 위한 프로그램을 개발하였다. 본 프로그램에서 다루고 여는 LAE 분사전략 수립은 전이궤도 해석의 첫 단계로서, 초기 전이궤도 요소와 지상 TT&C 중계소의 위치, 위성체 성능 파라미터를 입력받아 여러 제한 조건을 만족하면서 선택 가능한 분사 전략들을 계산하는 과정이다. 본 연구에서 개발된 프로그램은 일반적인 LAE를 사용하는 정지궤도 위성을 대상으로 하였으며 최대 여섯 개의 예비 분사 전략과 최대 6회까지 LAE를 분사하는 상황을 가정하였다. 본 프로그램에서 입출력 부분에는 MS-엑셀이 사용되었으며 계산 과정은 MATLAB 함수를 사용하여 구현되었다.

GOES 계열 정지궤도 위성 기상 영상기의 적외선 채널에 사용되는 분광 응답 성능 규격을 분석하였다. 성능 규격 범위 내에서 분광 응답 함수 모양 변화에 따른 유효 중심 파장(Effective Wavelength)과 유효 입력광 Radiance (Effective Input Radiance)의 변동 특성을 분석함으로써 분광 응답 규격 해석 방법을 제시하였다. 구체적 분석 방법으로서 먼저 분광 응답 규격 범위 내에서 중앙 대칭 분광 응답 함수와 함께 최악 경우에 해당하는 4 가지 대표적인 분광 응답 함수들을 선택하고, 각 분광 응답 함수에 대해 적외선 채널의 유효 중심 파장과 유효 입력광 Radiance를 구하였다. 결론으로서 성능 규격의 범위 내에서 허용되는 유효 중심 파장과 유효 입력광 Radiance의 최대 변동 범위를 제시하였다.

현재 개발 중인 KSLV-I은 2단으로 구성된 발사체이며, 1/2단은 어댑터 링을 사용하여 연결한다. 단 조립 후에 1/2단 통신을 위해 사용되는 케이블은 외부로 노출된다. 또한 1/2단 분리를 위하여 어댑터 링에 장착되는 8개의 파이로 볼트도 외부로 노출된다. 이처럼 외부로 노출되는 케이블이나 작동 시 파편 및 충격으로 인한 피해가 우려되는 부분에는 부품과 구조물을 보호하기 위해 일반적으로 카울을 사용하고 있다. KSLV-에서는 용도에 따라 2종의 카울(엄비리컬 카울, 파이로 볼트 카울)을 설계하였다. 카울은 외부로 노출되었기 때문에 공기 유동으로 발생되는 열과 압력 하중을 받게 된다. 따라서 카울은 열과 압력 하중에 대한 구조 강도를 해석을 통하여 검증하여야 한다. 본 연구에서는 열 하중을 제외한 압력 하중에 대한 구조 해석을 수행하였다. 구조 해석 결과 파이로 볼트 카울은 구조해석 결과로부터 구조 강도면에서 안전함을 확인하였지만, 엄비리컬 카울의 경우 주어진 압력하중으로 인해 파손됨을 확인하였다. 하중 조건을 만족시킬 수 있도록 엄비리컬의 카울의 형상을 변경하였으며 추가적으로 구조 해석을 수행하여 하중 조건을 만족함을 확인하였다.

우주발사체 개발사업은 기계, 제어, 전자 등 각종 분야의 기술이 종합적으로 연계되는 거대 시스템 개발 사업이다. 현재 항공우주연구원에서는 100kg급 소형위성 발사체(KSLV-I) 개발을 수행하고 있으며, 차후로 한국형 발사체 개발을 계획하고 있다. 이러한 시스템 개발 분야는 복잡해지고 거대화될수록 과학적이고 분석적인 개발비용 분석이 요구된다. 본 논문은 우주개발 중장기 기본계획에 따라 진행되었던 실용위성 발사체 개발에 대한 기획 사업의 내용을 토대로 TRANSCOST 7.1 방법을 이용하여 실용위성 발사체 개발비용을 추정 하였다.

유공압 설비 설계에 있어서 중요한 요소인 유공압 구성품의 압력손실계수를 측정하기 위한 시험 설비의 설계, 제작 그리고 일련의 시험 내용 및 PS(Pyrostarter, 고체추진제 가스발생기) 연소시험 결과와의 비교 분석 내용을 정리한다. 최종적으로 blow-down 시스템을 이용하여 간단한 시험 설비를 구축하였으며 PS에 사용되는 필터들의 압력손실계수를 측정하였다. 시험 설비를 통해 PS의 CQSF 압력손실계수 K를 획득하였으며, PS 연소시험 결과와의 비교를 통해 2% 내외의 높은 신뢰도의 압력 손실 예측이 가능한 것으로 나타났다. 한편 PS 필터의 K와 PS 연소압과의 관계를 유도하여 PS 연소시험 결과와 일치함을 보였으며, 향후 PS 개발에서 필터의 K를 활용하여 PS 추진제의 연소속도를 향상시킬 수 있을 것으로 기대된다.

최초의 인공위성이 발사에 성공해 LEO에 투입된 이래 발사체와 더불어 로켓엔진의 성능은 비약적으로 향상되었다. 최초의 인공위성인 스푸트닉 1호는 단지 182 파운드(83 kg)의 배구공만한 크기였으나 지금의 인공위성은 10톤을 훌쩍 넘는 것도 있으며 러시아의 프로들 발사체의 경우에는 임무에 따라 22 톤까지의 위성을 궤도에 투입시킬 수 있다. 이렇듯 시간이 흐르면서 발사체의 성능이 향상되고 그에 따라 보다 높은 성능의 엔진이 요구되어왔지만, 로켓엔진은 언제나 보다 크고 커다란 추력을 내는 방향으로만 그 개발이 진행된 것은 아니었다. 80년대 이후 상업적 로켓이 등장하면서 보다 효율적으로 주어진 임무를 달성할 수 있는 경제적인 로켓의 개발이 또 하나의 주류를 이룬 것이다. 이 연구에서는 발사체의 성능과 엔진과의 상관관계를 연구하여 보다 효율적이며 경제적인 엔진 개발의 참고 자료로 활용하고자 작성되었다.

재생냉각과 막냉각 그리고 열차폐 코팅이 적용된 재생냉각 축소형 연소기를 이용하여 연소시험을 수행하였다. 시험결과 적용된 냉각 방식은 설계 조건에서 그 역할을 충실히 수행하였으나 연료 매니폴드 내에 삽입된 구조 보강용 링에 의한 연료 유동의 불안정성으로 인해 고주파 연소불안정이 발생하였다. 연료 유동의 불안정성은 삽입 링을 제거함으로써 개선되었고 추가 연소시험을 통해 수정된 연소기의 연소안정성을 검증할 예정이다.

본 논문에서는 2축 자유도를 갖는 동조자이로 3개가 직교배치를 이루고 있는 관성항법 장치의 관성센서 고장검출기법에 대해 다루었다. 특히 동조자이로 고장특성을 고려하여 동조자이로 입력 축에 대한 고장 판단보다는 자이로 단위의 고장 판단을 수행하였으며, 보다 신뢰성 있는 고장 판단을 위해 검출할 고장 크기에 따른 개별 고장검출 모듈을 설정하였다. 큰 고장 감지는 현재 순간의 관성센서 정보만을 이용하는 방법을 이용하여 짧은 시간내에 고장판단이 가능하도록 하였으며, 작은 고장감지는 과거부터 현재까지 누적된 정보를 순차적으로 사용하여 고장판단에 소요되는 시간은 다소 길지만 보다 신뢰성 있는 고장정보를 제공하도록 하였다. 동조자이로 고장특성 및 고장 크기에 따른 개별 고장검출 모듈을 통해 성공적인 관성센서 고장검출이 가능함을 확인할 수 있었다.

본 연구의 목적은 KSLV-I 영상데이터를 전송하는 PCM/FM 통신시스템에서 리드솔로몬 인코더(255,223)를 설계하고 시뮬레이션하는데 있다 특히 압축영상을 전송하는 무선채널에서는 아주 낮은 BER을 요구하므로 강력한 포워드 오류정정능력을 가지는 리드솔로몬 코딩기법이 적용된다. 본 논문에서 개발된 리드솔로몬 인코더(255,223)는 CCSDS 표준의 원시다항식을 채택하여 각종 계수를 계산하였고 이를 바탕으로 영상압축기의 RF 인터페이스 모듈의 FPGA 하드웨어의 일부분으로 할당하여 시뮬레이션되고 구현되었다.

본 논문에서는 근래에 들어 중/소형급 추진기관을 갖는 발사체의 추력벡터제어용 구동 장치시스템으로 적용 연구가 활발히 진행되고 여는 전기-기계식 구동장치시스템에 대한 설계 및 해석, 이에 기반을 둔 시제품 제작 및 시험 수행 결과를 기술하였다. 아울러 발사체 적용 추진기관 형상 및 규모를 기준으로 적합한 구동장치시스템의 원천동력 형상을 분류하였다. 국내에서 개발 중인 중/소형 추진기관 추력벡터제어용 구동장치시스템의 원천 동력은 배터리의 전기동력이며 이를 사용한 구동장치 형상은 전기-유압식과 전기-기계식으로 구분된다. 전기-기계식 형상이 전기-유압식 보다 작은 동력 변환 과정을 수행하기 때문에 원천동력 대비 구동기 출력동력의 비율을 나타내는 전효율이 우수한 것으로 분석되었다. 아울러 유사한 동력 규모와 기능을 갖는 구동장치시스템을 구성할 경우 전기-기계식 형상이 소요 부품의 수가 감소하여 중량 측면에서도 우위에 있음을 알 수 있었다.

상단부 시험장비(이하: UTE)는 KSLV-I 2단과 UMB 인터페이스를 통해 2단에 탑재된 전기/전자 서브시스템에 외부전원을 공급하고 Discrete/Analog/Serial 명령 출력 및 데이터 수신 등의 기능을 구현한 시스템으로 KSLV-I 상단부 시스템의 시스템 레벨 기능시험 수행이 주목적이라 할 수 있는 시스템이다. UTE는 PXI 제어시스템 및 전원공급기, 터미널 블록, 커넥터 패널, 내부 하니스 등의 H/W와 사용자 event에 따른 Discrete/Analog I/O 제어, PDU RS-422 통신제어, 전원공급장치 GPIB 제어 및 UTE 원격제어와 같은 S/W로 구성된다. 본 논문에서는 KSLV-I 상단부 UTE의 설계 및 개발에 관해 기술한다.

KSLV-I의 경우 1단은 액체 추진기관으로 구성되어 있으며, 2단은 킥모터(Kick Motor ; KM)를 이용하게 된다. 작동고도가 높고 확장비가 큰 KM을 지상에서 연소시험 할 경우 배압이 상대적으로 크기 때문에 노즐에서 박리가 발생되고 모터는 실제 추력 값보다 낮게 추력을 발생 시키며 노즐에서 극심한 진동을 유발 시키므로 지상에서 고공환경을 모사할 수 있는 고공환경모사 시험설비가 꼭 필요하다. 본 논문은 KSLV-I 2단 추진기관인 킥모터 개발을 위한 고공환경모사 시험설비 구축을 위해 기본설계를 진행하였다.

복합재 케이스는 KSLV-I 킥모터 시스템 요구 조건을 만족하도록 설계하였다. 비행모델 제작에 앞서 신뢰성을 확보하기 위해 구조시험과 연소시험을 수행하였다. 구조시험으로는 수압시험, 진공시험, 비 파괴검사를 수행하여 연소시험 전에 케이스의 구조적 건전성을 확인하였으며 지상연소시험을 통해 열적 구조적 특성을 고찰하였다.

터번로터 팁 형상의 변화에 따른 터보펌프 터빈의 성능변화에 대하여 실험적 연구를 수행하였다. 한국항공우주연구원에서 개발중인 30톤급 터보펌프용에 장착된 초음속 충동형 터빈을 기본 모델로 하여 터번로터 슈라우드 유무 및 팁간극 크기에 따른 터빈성능변화를 측정 비교하였으며, 이와 더불어 노즐-로터 오버랩에 따른 터빈성능 변화 연구도 함께 이루어졌다. 시험 수행 결과, 로터 슈라우드 유무에 따라 터빈성능의 절대량은 크게 변화하나 팁간극의 변화에 따른 터빈효율의 민감도는 초음속 충동형 터빈의 경우 고효율 아음속터빈에 비해 크게 작은 것으로 나타났다. 아울러, 최적 효율을 나타내는 노즐-로터 오버랩 값이 존재하는 것을 실험을 통해 확인하였다.

75톤급 액체 로켓 엔진용 터보펌프의 산화제펌프에 대한 로터다이나믹 설계를 수행하였다. 인듀서와 임펠러 및 베어링의 축배치는 항우연에서 개발 중인 유사한 구조를 가지는 터보펌프를 근간으로 하였고, 75톤급 산화제펌프 수력 설계에 맞추어 인류서, 임펠러의 축길이가 반영되었다. 후방 베어링으로부터 임펠러까지의 거리를 베어링 하중 설계에 대한 설계 변수로 고려하였고, 전방 베어링과 후방 베어링의 강성을 변화시키면서 회전 속도에 따른 비동기 고유진동수 해석을 수행하여 산화제 펌프의 임계속도를 고찰하였다. 베어링에 적절한 하중이 부과된다면 산화제 펌프의 임계속도는 기준속도 11,000 rpm과 비교하여 충분히 높기에, sub-critical 로터로서 기준속도 이내에서 안정적인 터보펌프의 운용이 가능하리라 판단된다.

이중 편파는 직교성을 갖는 두개의 편파를 의미하며 통신상에서 두 개의 독립적인 채널로 간주되어 저궤도 위성에서 관측한 대용량의 데이터를 효과적으로 전송하는데 사용되어 진다. 하지만, 현실적으로 두 개의 편파는 서로가 완벽하게 독립적이지 않기 때문에 각 채널에는 간섭신호가 발생되어 결국 통과대역내의 잡음을 상승 시키는 문제를 야기한다. XPD(Cross-Polarization Discrimination)는 수신안테나와 동일한 편파로 송신된 신호와 상반된 편파로 송신된 신호가 수신 안테나의 출력에서 발생될 때 두 신호간의 비를 나타낸 것이다. 본 논문에서는 KOMPSAT-2에서 마치 이중 편파가 적용된 것처럼 가정한 뒤에 위성과 지상국간의 XPD의 영향을 분석하였다. 본 논문에서의 분석을 통해 99%의 환경적인 가용성과 0.5dB의 위성안테나 축비를 가정하였을 때, 2.5dB의 worst한 축비를 갖는 지상국 안테나를 고려함에도 불구하고 3dB 이상의 링크 마진을 확인할 수 있었다.

구름 검출 시 사용되는 인자들에 따른 Landmark 정합의 정밀도 변화를 추정하기 위한 시험을 수행하였다. 본 시험을 위해서 MTSAT-1R의 7개 영상을 이용하였으며, Landmark 정합의 정밀도는 대략 0.1 화소 이하로 추정됨을 확인할 수 있었다.

신뢰성이란 "부품이나 시스템이 주어진 환경에서 고장 없이 일정기간 동안 요구기능을 수행하는 특성"으로서, 신뢰성 기술수준은 선진국과 후진국의 기술경쟁력을 비교하는 주요 척도중 하나로 인식되고 있다. 이에 신뢰성의 역사적 배경과 가속시험의 개념을 살펴보고, 가속수명시험을 통해 항공기용 시동/발전기의 수명을 확인하고, 안전성을 평가한다.

스마트무인기의 기본 비행성능 파악과 비행제어 알고리즘의 검증을 위하여 40% 축소형 비행체를 개발하였다. 축소형 비행체는 실물기와 유사한 형태의 짐발 허브와 드라이브 장치를 채택하였으며 강제 공랭 방식의 왕복엔진을 장착하였다. 축소형 비행체 주요 부품에 대한 다양한 시험을 수행하였고 조립된 축소형 비행체의 지상시험 및 호버링 시험을 통하여 주요 성능과 기계적 내구성을 확인하였다.

무인 항공기의 주요 목적은 유인 정찰기의 최대 단점인 조종사의 인명 손실을 제거하구 원하는 지역 또는 물체를 정찰하는데 두고 있다. 업무를 수행하기 위해서는 조종사 눈 역할을 할 수 있는 카메라가 필요하며, 획득한 정보 또는 목표물이 무엇인지를 구분하여야 한다. 본 보고서는 임무수행을 위한 영상감지장치의 선정에 필요한 요구 사항을 기술하였다.