• Journal of Satellite, Information and Communications
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• v.5 no.2
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• pp.50-56
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• 2010

Most mission trajectory design technologies for space exploration have been utilized the Patched Conic Approximation which is based on Hohmann transfer in two-body problem. The Hohmann transfer trajectory is basically an elliptic trajectory, and Patched Conic Approximation consists of Hohmann transfer trajectories in which each trajectory are patched to the next one. This technology is the most efficient method when considering only one major planet at each patch trajectory design. The disadvantages of the conventional Patched Conic Approach are more fuel (or mass) needed and only conic trajectories are designed. Recent space exploration missions need to satisfy more various scientific or engineering goals, and mission utilizing smaller satellites are needed for cost reduction. The geometrical characteristics of three-body dynamics could change the paradigm of the conventional solar system. In this theoretical concept, one can design a trajectory connecting around the solar system with comparably very small energy. In this paper, the basic three-body dynamics are introduced and a spacecraft mission trajectory is designed utilizing the three-body dynamics.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.49 no.10
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• pp.829-839
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• 2021

Autonomous system for UAVs has a capability to decide an appropriate current action to achieve the goal based on the ultimate mission goal, context of mission, and the current state of the UAV. We propose a decision-making system that has an ability to operate ISR mission autonomously under the realistic limitation such as low altitude operation with high risk of terrain collision, a set of way points without change of visit sequence not allowed, and position uncertainties of the objects for the mission. The proposed decision-making system is loaded to a Hardware-In-the-loop Simulation environment, then tested and verified using three representative scenarios with a realistic mission environment. The flight trajectories of the UAV and selected actions via the proposed decision-making system are presented as the simulation results with discussion.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.100-100
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• 2003

다목적실용위성 1호의 자세제어는 추력기를 이용한 방법과 반작용 휠을 이용한 방법으로 나눌 수 있다. 추력기를 이용한 방법은 위성이 안전모드에 진입하거나 궤도조정시 이용되며, 정상 운영모드에서 촬영임무를 수행할 때는 반작용 휠을 이용하여 위성의 자세를 제어하고 있다. 자세제어는 제로 모멘텀 바이어스(Zero Momentum Bias)를 이용하여 3축 제어방식을 사용하고 있다. 지구센서(CES, Conical Earth Sensor)와 자이로(Gyro)를 통하여 얻은 자세정보를 이용하여 위성의 탑재컴퓨터에서 제어로직을 수행하면 MDE(Motor Drive Electronic)를 통해 모멘텀을 입력받아 반작용 휠의 회전속도를 변화 시켜 자세제어를 수행한다. 본 논문은 위성의 임무기간 동안 반작용 휠을 이용하여 자세제어를 수행한 결과를 바탕으로 위성의 제로 모멘텀 바이어스를 통한 자세제어계의 변화를 분석하여 향후 연장 임무기간 동안 발생할 수 있는 운영상의 문제점을 확인하고, 이에 대한 조치 방법과 자세제어계의 운영 방안을 제시하고 한다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.200.2-200.2
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• 2012

위성은 임무를 수행함에 있어 수많은 주변장치와 탑재체로부터 데이터를 받는다. 이렇게 획득된 데이터를 활용하여 위성의 자세도 제어하고 전력도 관리하며 탑재체 목적에 따라 기상도 관측하고 해양도 관측하는 임무들을 수행한다. 또한 위성을 개발하면서 수행되는 여러가지 테스트에도 데이터를 활용한다. 이런 일련의 업무를 수행하면서 획득된 데이터는 위성내부의 관련 장치들에 대한 상태 정보를 확인하고 지상국에서 이상유무를 판단할 수 있는 정보도 제공하게 된다. 그러나 원하는 모든 데이터를 지상으로 보내기에는 대역폭이나 저장공간에 제약사항이 있다. 이런 이유로 필요한 데이터를 일정 포맷에 맞도록 정의한 후 데이터를 내려보낸다. 이런 데이터는 지상에서 데이터베이스로 관리된다. 본 논문에서는 국내 최초 정지궤도 위성인 천리안 위성의 데이터베이스를 분석하여 원격측정 데이터의 흐름을 이해하고자 한다.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2008.11a
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• pp.441-444
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• 2008

효과적인 조종사의 임무수행을 지원하는 소프트웨어인 비행임무지원체계가 현대 항공작전의 필수 요소로 주목 받고 있다. 첨단 항공기를 위한 비행임무지원체계의 개발을 위해서는 많은 시간과 비용이 소요되며 높은 개발수준을 요구하고 있으나, 국내 실정은 기본 프레임워크 조차 없는 단일 응용 프로그램 개발 수준에 불과하다. 따라서 차기 항공기를 지원하는 향상된 한국형 비행임무지원 체계를 개발함에 있어, 재사용이 가능하며 품질을 향상시켜줄 수 있는 프레임워크의 개발은 매우 중요한 과제이다. 이에 본 논문에서는 한국형 비행임무지원체계의 개발에 적합한 개발 프로세스를 제시하고, 이에 따른 비행임무지원체계의 프레임워크의 설계 및 개발 방향을 제시하고자 한다.

• The Journal of Korean Institute of Information Technology
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• v.16 no.11
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• pp.51-59
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• 2018

The Multi-Mission Unmanned Surface Vehicle(MMUSV), which is manufactured using glass Fiber Reinforced Plastic(FRP) material, is designed to perform a surveillance and reconnaissance on the sea. Various navigation sensors, such as RADAR, RIDAR, camera, are mounted on a mast to perform an autonomous navigation. And a dummy gun is mounted on the deck of the MMUSV for a target tracking and disposal. It is necessary to analyze a strength for structures mounted on the deck because the MMUSV performs missions under a severe sea state. In this paper, a strength analysis of the mast structure is performed on static loads and lateral external loads to verify an adequacy of the designed mast through a series of simulations. Based on the results of captive model tests, a strength analysis for a heave motion of the mast structure is conducted using a simulation tool. Also a simulation and fatigue test for a mounting part between the MMUSV and the dummy gun are performed using a specimen. The simulation and test results are represented that a structure of the mast and mounting part of the dummy gun are appropriately designed.he impact amount are performed through simulation and experiments.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.3
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• pp.242-253
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• 2011

The typical missions for the current stand-off UAVs are surveillance and reconnaissance. On the other hand, the primary mission for the future UCAS will be combat mission such as SEAD under the man-made ultimately hostile environment including SAM, antiaircraft artillery, threat radar, etc. Therefore, one of the most important challenges in UCAS design is improvement of survivability. The current studies for aircraft combat survivability are focused on the improvement of susceptibility and vulnerability of manned aircraft system. Although the survivability design methodology for UCAS might be very similar to the manned combat system but there are some differences in mission environment, system configuration, performance between manned and unmanned systems. So the parameters and their sensitivities which affect aircraft combat survivability are different in qualitatively and quantitatively. The susceptibility related parameters for F-16 C/D and X-45A as an example of manned and unmanned system are identified and the susceptibility parameter sensitivities are analyzed by using Monte-Carlo Simulation in this study.

• Journal of Space Technology and Applications
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• v.3 no.2
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• pp.101-117
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• 2023

Active debris removal, a technology that approaches and removes space debris in orbit, and the on-orbit service, a technology for extending the mission life of satellites by fuel charging or by exchanging the battery, are gaining interest with the growth of the space community. SaTReC plans to develop a satellite capable of capturing and removing Korean satellites orbiting in space after the end of their missions. In contrast to the previously launched satellites by Korea, which were mainly intended to observe Earth and the space environment, rendezvous/docking technologies, as required in the future during, for instance, space exploration missions, will be implemented and demonstrated. In this paper, an orbital transition method for next-generation small satellites that will capture and remove space debris will be introduced. It is assumed that a small satellite with a mass of approximately 200 kg will be injected into the mission orbit through Korea Space Launch Vehicle-II in 2027. Because the satellite must access the target using a minimum amount of fuel, an approaching technology using Earth's J2 perturbation force has been developed. This method is expected to enable space debris removal missions for relatively lightweight satellites and to serve as the basis for carrying out a new type of space exploration in what is termed the 'Newspace' era.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.162.1-162.1
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• 2012

한국형 달 착륙선의 안전하고 효율적인 달 착륙을 위해 임무 시나리오 시뮬레이션을 수행하였다. 달 착륙은 보통 두 가지 방법이 사용되는데, 지구에서 출발하여 달에 도착한 후 달착륙지에 직접 착륙하는 방법과 달의 주차궤도를 돌다가 달 착륙지에 착륙하는 방법이 있다. 미국의 Surveyor호는 직접 착륙 방법을 사용하였고 아폴로 시리즈는 달 궤도를 공전하다가 착륙하는 방법을 사용하였다. 본 연구에서는 두 가지 방법을 모두 사용하여 착륙 임무 시나리오를 시뮬레이션을 수행한 후 장단점을 비교분석하였다. 달 주차궤도를 이용한 착륙은 달고도 100km에서 공전을 하다가 고도 15km까지 하강한 후 Powered descent 단계를 통해 착륙지에 착륙하는데 Powered descent 단계는 다시 감속단계, 접근 단계, 최종 하강 단계로 나뉘어진다. 달 착륙선은 나로우주센터에서 KSLV-2에 실려 2025년에 발사되며, 달 착륙지는 달의 과학적 임무를 고려하여 달 남극 근처로 가정하였다. 달 착륙 시뮬레이션을 통해 달 착륙선의 비행 궤적과 필요한 연료량 계산 등의 정보를 통해 직접 착륙 방법과 달 주차궤도를 이용하는 방법의 장단점을 확인할 수 있었다.

• Defense and Technology
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• no.10 s.236
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• pp.56-65
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• 1998

전술 항공정찰 임무는 20세기 후반부터 모든 주요 분쟁의 정보수집 활동에 절대적 요소가 되어왔으며 미래에도 그 역할을 계속 담당하게 될 것인바 정보화 시대에는 수집 장비인 카메라와 감지기의 주된 발전이 전통적 정찰 임무수행 방법과 운용 전술을 변화시킬 것이다.