• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2016.10a
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• pp.731-732
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• 2016

본 논문에서는 드론을 이용하여 재난 현장에서 다수의 조난자를 구조하기 위한 다중임무 수행 시스템을 설계하고 직접 제작한 드론을 이용하여 시스템을 검증해 보았다. 먼저, 조난 영역을 설정하고 라즈베리파이를 이용한 사진 매핑을 통해 조난자의 위치를 파악한다. 다음으로, 우선순위에 따라 임무 수행 순서가 정해지고 이에 따른 임무를 미치는 방식으로 구성된다. 재난 현장에서 제안한 시스템을 사용한다면 드론이 스스로 판단하여 임무를 수행하므로 위급상황에 대한 빠른 대처가 가능할 것으로 판단된다.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2007.07a
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• pp.1868-1869
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• 2007

항공기의 임무컴퓨터는 외부영상과 비행관련 정보들을 시현하기 위한 그래픽 처리를 담당한다. VIOM은 외부영상신호를 임무컴퓨터의 각 모듈에 전달하고, 내부모듈에서 생성한 비행관련정보들을 원하는 시현장치로 전송하는 역할을 한다. 현재 개발하고자 하는 KHP용 임무컴퓨터의 VIOM은 영상수신처리회로, 영상분배 및 선택회로, 모듈영상수신 및 분배회로, 모듈영상선택회로, 그리고 영상선택 정보를 획득하기 위한 데이터 인터페이스 등으로 구성된다. 본 논문은 KHP 임무컴퓨터 VIOM 의 전체 인터페이스 구성과 이를 위한 각 회로 설계에 대한 정보를 제시함을 목적으로 한다.

• Proceedings of the Korean Information Science Society Conference
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• 2010.06c
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• pp.554-559
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• 2010

자율무인잠수정은 탐사 목적에 따라 다양한 임무를 수행해야 하며, 임무에 따라 자율무인잠수정 행동의 유형과 순서는 달라질 수 있다. 그러나 대부분의 자율무인잠수정은 한정된 임무에 대하여 프로그램 내부에 고정된 행동 유형으로 동작하며, 다른 유형의 임무를 수행해야 할 경우에는 프로그램을 수정해야 하는 문제점이 있다. 따라서 본 연구에서는 자율무인잠수정이 수행할 수 있는 다양한 임무를 명시할 수 있는 임무 언어를 개발하였다. 이 임무 언어는 명령어의 실행 순서를 제어할 수 있는 제어문과 자율무인잠수정의 행동을 지정하거나 자율무인잠수정의 상태를 입출력 할 수 있는 명령어, 그리고 변수 정의를 제공하기 때문에, 사용자가 자율무인잠수정의 임무를 자유롭게 표현하는 것이 가능하다. 임무 언어로 작성된 임무 파일은 전용 어셈블러에 의해 이진 형식의 실행이미지로 변환된 후에, 자율무인잠수정 내장 소프트웨어 내부의 가상기계 기억장치에 적재되어 실행된다. 실행이미지를 가상기계에서 해석하고 실행하는데 필요한 시스템의 자원을 최소화하기 위하여 임무 언어는 자율무인잠수정의 임무를 표현하기 위한 필수적인 부분만을 고려하여 설계되었으며, 문법은 ARM v5 어셈블리와 유사한 형태이다. 개발된 임무 언어는 한국해양연구원에서 개발한 이심이100 자율무인잠수정에 적용되었으며, 이후 개발할 6,000m급의 이심이6000 자율무인잠수정에도 사용될 예정이다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.2
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• pp.142-149
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• 2014

After launch of Low Earth Orbit(LEO) satellite, Initial Activation Checkout(IAC) and Calibration and Validation(Cal & Val) procedure are performed prior to enter normal operation phase. During normal operation phase, most of the time is allocated for mission operation except following up measures to anomaly and orbit maintenance. Since mission operation capability is key indicator for success of LEO satellite program and consistent with promotion purpose of LEO satellite program, reliability should be ensured by conducting through test. In order to ensure reliability by examining the role of LEO satellite and ground station during ground test phase, realistic test scenario that is similar to actual operation conditions should be created, and test that aims to verify full mission cycle should be performed by transmitting created command and receiving image and telemetry data. This paper describes the test design and result. Consideration items for test design are described in detail and result of designed test items are summarized.

• Journal of the Korea Academia-Industrial cooperation Society
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• v.20 no.9
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• pp.451-458
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• 2019

Reliability in the course of weapons system development and operation is a key measure of the ability of a system to perform the required functions under specified conditions over a specified period of time, and the mission confidence for the assessment of mission fulfillment is an important indicator of victory or defeat in a battle. Mission reliability indicates the probability that a given task will succeed or fail in an event or environmental situation over a given period of time. The existing mission reliability was calculated after creating a confidence blow map with only physical connections based on the mission. However, as modern weapons systems evolve and advance, the related equipment structure becomes increasingly complex, making it impossible to express mission relevance when mission classification is required based on functional or physical connections. In this study, the mission reliability was calculated for a gun control system, which is part of a ship's combat system, by expressing the association between the physical and functional structures using the design structure matrix technique and the interface matrix technique. We expect the study results to be used as verification data for mission reliability.

• Journal of the Korea Society for Simulation
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• v.29 no.1
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• pp.31-38
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• 2020

Mission reliability is defined by the probability of accomplishing the requirements task that were targeted in product development, and in the case of combat systems, mission reliability is an important factor that will determine victory or defeat, unlike commercial equipment. The mission reliability of the existing domestic combat system was calculated by considering only the physical connections of the equipment involved in the mission performance, but as the equipment becomes increasingly sophisticated and complex, it is impossible to determine the mission relevance solely by physical connection. Thus, in this paper, improved mission reliability was calculated using SysML, the system design modeling language, by taking into account the functional connection as well as physical connection. Based on this research, we look forward that the mission reliability of the combat system that will be developed in the future will be used as a verification material.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.1
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• pp.108-116
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• 2009

This paper considers the trajectory design problem for a lunar orbiter when launched by KSLV-II. KSLV-II puts its kick motor stage and lunar orbiter into a low earth orbit, and then the kick motor stage performed the translunar injection. To simulate more realistic situations, TLI (Trans-Lunar Injection) and LOI (Lunar Orbit Injection) maneuvers are modeled as finite burns. The feasibility of the lunar mission by KSLV-II are confirmed by the numerical results that show the reasonable required-velocity and propellant usage.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.179.1-179.1
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• 2012

정지궤도 복합위성 2호는 현재 기상 및 해양관련 관측임무를 수행중인 천리안위성의 임무승계를 위해 현재 개발이 진행 중이다. 천리안위성에 비해 수명이 확대되고, 임무 탑재체의 중량도 증가하여 추진제량의 대폭 증가가 필요한 것으로 분석되고 있다. 이로 인해 추진제 탱크의 확장이 불가피하여 현재 가용한 탱크를 기반으로 구조체 설계에 대한 비교 연구가 수행되었다. 정지궤도위성의 추진제 탱크 수용은 크게 측면 고정식 구형 탱크의 수직 배치방식과 극 고정식 실런더형 탱크의 수평 배치방식으로 구분된다. 추진제량 확대에 따라 두가지 방식 모두 구조체 내부에 충분한 강성확보와 하중전달을 목적으로 튜브형 구조물이 적용되며, 이를 토대로 구조체 설계가 이루어 진다. 본 논문에서는 이러한 추진계 탱크 수용 방식을 기반으로 정지궤도 복합위성에 적용될 구조체 설계 개념을 제시하고, 비교 연구를 통해 각 방식이 갖는 구조체 설계의 장단점을 기술하고자 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.21 no.2
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• pp.153-166
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• 2004

Interplanetary trajectories using the gravity assists are studied for future Korean interplanetary missions. Verifications of the developed softwares and results were performed by comparing data from ESA's Mars Express mission and previous results. Among the Jupiter exploration mission scenarios, multi-planet gravity assist mission to Jupiter (Earth-Mars-Earth-Jupiter Gravity Assist, EMEJGA trajectory) requires minimum launch energy ($C_3$) of 29.231 $Km^2$/$S^2$ with 4.6 years flight times. Others, such as direct mission and single-planet(Mars) gravity assist mission, requires launch energy ($C_3$) of 75.656 $Km^2$/$S^2$ with 2.98 years flight times and 63.590 $Km^2$/$S^2$ with 2.33 years flight times, respectively. These results show that the planetary gravity assists can reduce launch energy, while EMEJGA trajectory requires the longer flight time than the other missions.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.7 no.1
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• pp.91-98
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• 2008

Since the 1st space race between the United States and Soviet Union during the 1960s, we are competing 2nd space race to occupy the Lunar territory. Since the United States announced to construct the Lunar Base by the end of 2020, ED, Japan, and China launched Lunar explorers successfully. Even India is planning to launch a Lunar explorer in 2008. Korean government also announced that the Korea will launch first Lunar explorer in 2020. In this research Lunar mission trajectory design which will be fundamental data for Lunar mission with variable low thrust and Lunar mission trajectory which has a similar mission specification to SMART-1 are presented.