• 산업경영시스템학회지
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• 제39권3호
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• pp.1-9
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• 2016

NSS (Navigation satellite system) provides the information for determining the position, velocity and time of users in real time using satellite-networking, and is classified into GNSS (Global NSS) and RNSS (Regional NSS). Although GNSS services for global users, the exactitude of provided information is dissatisfied with the degree required in modern systems such as unmanned system, autonomous navigation system for aircraft, ship and others, air-traffic control system. Especially, due to concern about the monopoly status of the countries operating it, some other countries have already considered establishing RNSS. The RNSS services for users within a specific area, however, it not only gives more precise information than those from GNSS, but also can be operated independently from the NSS of other countries. Thus, for Korean RNSS, this paper suggests the methodology to design the satellite constellation considering the regional features of Korean Peninsula. It intends to determine the orbits and the arrangement of navigation satellites for minimizing PDOP (Position dilution of precision). PGA (Parallel Genetic Algorithm) geared to solve this nonlinear optimization problem is proposed and STK (System tool kit) software is used for simulating their space flight. The PGA is composed of several GAs and iterates the process that they search the solution for a problem during the pre-specified generations, and then mutually exchange the superior solutions investigated by each GA. Numerical experiments were performed with increasing from four to seven satellites for Korean RNSS. When the RNSS was established by seven satellites, the time ratio that PDOP was measured to less than 5 (i.e. better than 'Good' level on the meaning of the PDOP value) was found to 94.3% and PDOP was always kept at 10 or less (i.e. better than 'Moderate' level).

• 한국지능시스템학회논문지
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• 제25권4호
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• pp.398-404
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• 2015

본 논문에서는 관성측정장치를 기반으로 블루투스 환경에서의 자율비행을 위한 멀티 로터형 헬리콥터에 대한 설계 및 성능을 제시하였다. 멀티 로터관련 다양한 연구가 진행되어오고 있긴 하지만 최근에는 다양한 서비스를 목적으로 짐벌이 장착된 헥사로터형의 헬리콥터에 대한 관심이 모아지고 있다. 따라서, 본 논문에서는 지상의 원격조정 PC나 고성능의 원격제어장치나 영상시스템과 같은 외부보조 시스템 없이 연구와 구조활동, 모니터링 활동을 수행할 수 있는 컴팩트하고 자율비행을 위한 헥사로터(hexa rotor)형 헬리콥터에 대한 하드웨어 및 소프트웨어를 소개하고자 한다. 제안한 시스템은 헥사로터 헬리콥터의 구조와 관성측정장치 관련 하드웨어 구성과 수학적 모델링 및 시뮬레이션 결과를 각각 제시하였다. 또한, IMU 구현을 위하여 MCU(ARM-cortex) 보드를 장착하여 각 로터의 회전과 관성 측정장치의 입력신호에 대한 상태를 제어할 수 있도록 하였다. 그리고 시스템 시뮬레이션과 실험을 통한 시스템의 성능을 각각 검증하였다.

• 한국전자파학회논문지
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• 제29권7호
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• pp.532-539
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• 2018

본 논문에서는 3대의 광대역 레이다에서 얻어지는 각각의 고 분해능 거리 프로파일(high resolution range profile: HRRP)을 이용하여 유도탄의 위치를 추정하는 방법에 대하여 제시한다. 레이다는 유도탄의 레이다유효반사면적(radar cross section: RCS)이 큰 표면에 반사되어 돌아오는 신호를 이용하여 거리를 측정한다. 하지만, 레이다에서 유도탄의 표면과 원점 사이의 거리 획득은 어렵다. 이를 보완하기 위하여 유도탄의 이동방향과 레이다의 추적 방향 사이의 각도를 알아내고, 유도탄의 표면에서 원점까지의 거리를 계산하여 레이다 측정 거리에 보상하였다. 따라서 3대의 레이다로부터 유도탄 원점까지의 총 거리를 계산하여 유도탄의 위치를 추정하였다. 전자기 수치해석 프로그램을 이용하여 유도탄 자세 변화에 따른 레이다의 거리 보상을 시뮬레이션 검증하고, 500 MHz 대역폭의 고 분해능 레이다에서 계측한 거리 프로파일을 이용하여 유도탄의 위치를 추정하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권8호
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• pp.649-656
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• 2013

고양력장치는 항공기의 이착륙 및 실속성능에 큰 영향을 미친다. 그러므로, 이 논문에서는 주어진 2차원 플랩 형상에 대하여 가장 최적화된 플랩 위치와 변위각을 얻는 슬롯티드 플랩 설계 최적화 프로세스을 제안하였다. 플랩 변위각 및 Gap, Overlap을 양력을 증가시키는 주요 변수로 생각하였고, 정확한 해석결과를 위해 공력해석 소프트웨어로 ANSYS Fluent 13.0.0$^{(R)}$을 사용하였다. 최적화된 형상은 SQP(Sequential Quadratic Programming) 알고리즘을 통해 도출됐으며, 최적화된 플랩과 함께 ADSP(Aircraft Design Synthesis Program) in-house 성능해석 코드를 사용하여 항공기의 성능을 시험하였고, 이착륙 거리, 실속속도 등의 성능변수들이 KAS-VLA 인증규정을 만족하는 결과를 얻었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권8호
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• pp.807-815
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• 2008

본 논문에서는 항공기 데이터베이스를 효율적으로 사용하여 시뮬레이션 기능을 향상시키기 위한 DIP(Database Interface Program)의 설계, 개발 및 평가 결과를 제시한다. 주요 설계 관점은 계산 과정에서 시간 지연의 최소화, 메모리 적재 공간의 효율성, 데이터의 연속성 및 신뢰성을 고려하여 내삽 및 외삽과 같은 다양한 알고리즘을 적용하였다. 설계된 DIP를 비실시간 환경 및 Solaris 환경의 실시간 시뮬레이터에 적용하여 최종적으로 평가하였다. 비실시간 평가 환경에서 트림(trim) 시뮬레이션을 수행하여 수행속도와 데이터의 정확도를 평가하였으며, 실시간 환경에서는 대표적인 비행영역에서 여러 가지 기동(maneuver)을 수행하여 데이터의 신뢰성 및 비행능력을 평가하였다. 평가결과, 계산 속도와 데이터 정확도는 개발요구도를 만족할 수 있었으며, 비행능력은 실시간 시뮬레이터 환경에서의 개발요구도를 만족할 수 있었다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제12권1호
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• pp.76-80
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• 2017

소형 무인기(UAV: Unmanned Aerial Vehicle)가 급속히 대중화됨에 따라 최근의 UAV 시스템은 각각의 목적에 따라 다양한 분야에서 설계되고 활용되고 있다. 이는 UAV 조정과 관련하여 전자, 센서, 카메라, 소프트웨어 프로그램 등에 이르기까지 많은 새로운 기회를 열어 가고 있으며 저비용 및 혁신적 업무 수행 능력으로 UAV의 활용과 응용 영역의 확대는 새로운 기술 혁신을 주도하고 있다. 특히 소형 UAV는 저고도 상황에서 예측이 힘든 돌발 변화나 장애물 출현 발생 확률이 높은 환경에서 비행을 하여야 한다. 본 논문에서는 소형 UAV 시스템의 자율 비행 기술에 관한 최근의 연구를 소개하고 적대적인 환경에서 소형 UAV의 저비용 센서들을 활용하여 경로 생성과 충돌 회피를 통해 안전하게 목표물에 도착을 유도하는 시험적 방안을 제안 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.163-173
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• 2001

본 논문에서는 아리랑 2호가 운용될 궤도의 우주방사능 환경 및 single event 영향(SEE)에 관하여 분석하였다. 위성체 외부 및 내부 방사능 환경으로서 지구 자기장 내부에 포획되어 활동하는 포획된 양자, 태양 및 태양계 외부에서 전달되는 SEP(solar energetic particle) 및 GCR(galactic cosmic ray)고 에너지 입자에 대하여 양자와 중이 온으로 구분하여 그들의 스펙트럼을 분석하였다. 아리랑 2호 전자소자로 사용 예정인 Intel 계열 80386 마이크로 프로세서 CPU에 대한 SEU 및 SEL발생률을 추정하였다. 분석결과, 정상적인 조건에서 포획된 양자나 고 에너지 양자에 의한 SEU 영향은 아리랑 2호 위성이 운용되는 3년동안 발생하지 않을 것으로 추정된다. 반면에, GCR 중이온에 의한 SEU 발생은 운용 중에 수차례 발생할 수 있는 것으로 추정되었다. 아리랑 2호는 탑재 소프트웨어의 프로세서 CPU오류 감지기능을 이용하여 SEU발생에 대처할 수 있는 시스템 레벨의 설계를 반영하고 있다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2005년도 ICCAS
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• pp.1867-1870
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• 2005

The celestial navigation is one of alternatives to GPS system and can be used as a backup of GPS. In the celestial navigation system using more than two star trackers, the vehicle's ground position can be solved based on the star trackers' attitude information if the vehicle's local vertical or horizontal angle is given. In order to determine accurate ground position of flight vehicle, the high accurate local vertical angle measurement is one of the most important factors for navigation performance. In this paper, the Earth geophysical deflection was analyzed in the assumption of using the modern electrolyte tilt sensor as a local vertical sensor for celestial navigation system. According to the tilt sensor principle, the sensor measures the tilt angle from gravity direction which depends on the Earth geoid surface at a given position. In order to determine the local vertical angle from tilt sensor measurement, the relationship between the direction of gravity and the direction of the Earth center should be analyzed. Using a precision orbit determination software which includes the JGM-3 Earth geoid model, the direction of the Earth center and the direction of gravity are extracted and analyzed. Appling vector inner product and cross product to the both extracted vectors, the magnitude and phase of deflection angle between the direction of gravity and the direction of the Earth center are achieved successfully. And the result shows that the angle differences vary as a function of latitude and altitude. The maximum 0.094$^{circ}$angle difference occurs at 45$^{circ}$latitude in case of 1000 Km altitude condition.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.87-97
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• 2015

지상 조건에서 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위한 일반적인 방법으로는 우주비행체 설계단계에서 비행 소프트웨어를 이용한 시뮬레이션과 우주비행체 조립 후 시스템 수준에서의 통합 기능시험이 있다. 최근에는 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용함으로써 지상에서도 시뮬레이터의 구동을 통해 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세다. 본 연구에서는 우주비행체 시뮬레이터의 개념설계 수행시 필요한 기초 데이터를 도출하기 위해 시뮬레이터용 냉가스 추진시스템에 대한 연구개발 동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.49-56
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• 2012

저궤도위성은 궤도에 진입한 이후에는 탑재 소프트웨어에 의해 임무를 수행하게 된다. 탑재 소프트웨어에 의한 위성의 임무 수행은 많은 부분이 내부 논리에 의해 자동으로 수행되고 있다. 그러나 발사 후 초기 운용이나 정상 운용의 임무 명령 생성, 궤도 조정, 건강 상태 확인 및 조치 등의 경우는 위성 운용 인원 및 위성 개발자의 판단 및 제어가 필요하다. 이를 위해 위성의 텔레메트리를 수신 및 원격 명령을 위성에 전송하여 탑재 소프트웨어를 상황에 맞게 제어할 수 있도록 위성과 지상국 간의 무선 통신 접속이 필요하다. 위성과 지상국 간의 접속 검증 시험을 종단 시험(End-to-End test)이라고 하며, 이 논문에서는 저궤도위성 개발의 전체 기간 중 수행한 2 차례의 종단 시험에 대하여 시험 형상 및 시험 설계에 대해 서술하고 이에 따른 시험 결과에 대해 정리하였다.