• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2003년도 춘계전력전자학술대회 논문집(1)
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• pp.189-192
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• 2003

Electrical power in satellite system should persistently satisfy specified power requirement even though that happen the failure of solar array string or battery cell during the mission operation. In this study, the solar array and battery of GEO Communication Satellite with 3kW capacity are designed, and energy balance analysis according to power operation mode are performed to meet specified power capacity at the transfer orbit

• 해양환경안전학회지
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• 제3권1호
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• pp.85-92
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• 1997

To understand the dynamics of a drifting object, an analysis based on fluid dynamics theory is presented. A simplified analysis shows a consistency with the linear formula currently used for search and rescue mission. Also an experiment using miniatured human models has been conducted to study the drift characteristics of Person-in-Water. The tests were carried out at the water channel facility and the models were tested in different positions and styles. The measured drag coefficients for human body ranged over 0.4-1.2.

• Strategy21
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• 통권34호
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• pp.178-206
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• 2014

The battlefield environment in the maritime has been changed by advanced IT technology, variation of naval warfare condition, and developed military science and technology. In addition, state-of-the-art surface combatants has become to multi-purpose battleship that is heavily armed in order to meet actively in composed future sea battlefield condition and perform multi-purpose missions as well as having capability of strategic strike. To maximize the combat strength and survivability of ship, it is not only possible for Zumwalt(DDG-1000) class combatant to conduct multi-purpose mission with advanced weapon system installation, innovative hull form and upper structure such as deckhouse, shipboard high-powered sensor, total ship computing environment, and integrated power control but it was designed so that can be installed with energy based weapon systems in immediate future. Zumwalt class combatant has been set a high value with enormous threatening surface battleship in the present, it seems to be expected that this ship will be restraint means during operation in the littoral. The advent of Zumwalt class battleship in the US Navy can be constructed as a powerful intention of naval strength building for preparing future warfare. It is required surface ship that can be perform multi-purpose mission when the trend of constructed surface combatants was analyzed. In addition, shipboard system has been continuously modernized to keep the optimized ship and maximize the survivability with high-powered detection and surveillance sensor as well as modularity of combat system to efficient operation.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권7호
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• pp.609-618
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• 2015

CNUSAIL-1은 태양돛을 탑재한 3U 크기의 큐브위성이다. 저궤도에서 태양돛을 전개하고, 이에 따른 자세와 궤도에 대한 영향을 확인하는 임무를 수행한다. 본 논문에서는 CNUSAIL-1을 위한 자세결정 알고리즘의 구현 가능성을 제시하였다. 위성의 기준센서는 태양센서, 3축 지자기센서를 이용하며, 관성센서는 MEMS 자이로센서를 사용한다. 큐브위성용 센서는 상대적으로 저가이며, 성능 및 잡음특성이 좋지 않은 단점이 있다. 따라서 자세결정 알고리즘으로 노이즈 특성을 고려할 수 있는 확장칼만필터를 적용하였다. 또한 자세결정의 결정론적 방법인 QUEST 알고리즘과 비교하여 그 타당성을 검증하였다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2005년도 Proceedings of ISRS 2005
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• pp.87-90
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• 2005

The FORMOSAT-3/COSMIC mission is a micro satellite mission to deploy a constellation of six micro satellites at low Earth orbits. The final mission orbit is of an altitude of 750-800 lan. It is a collaborative Taiwan-USA science experiment. Each satellite consists of three science payloads in which the GPS occultation experiment (GOX) payload will collect the GPS signals for the studies of meteorology, climate, space weather, and geodesy. The GOX onboard FORMOSAT -3 is designed as a GPS receiver with 4 antennas. The fore and aft limb antennas are installed on the front and back sides, respectively, and as well as the two precise orbit determination (POD) antennas. The precise orbit information is needed for both the occultation inversion and geodetic research. However, the instrument associated errors, such as the antenna phase center offset and even the different cable delay due to the geometric configuration of fore- and aft-positions of the POD antennas produce error on the orbit. Thus, the focus of this study is to investigate the impact of POD antenna parameter on the determination of precise satellite orbit. Furthermore, the effect of the accuracy of the determined satellite orbit on the retrieved atmospheric and ionospheric parameters is also examined. The CHAMP data, the FORMOSAT-3 satellite and orbit parameters, the Bernese 5.0 software, and the occultation data processing system are used in this work. The results show that 8 cm error on the POD antenna phase center can result in ~8 cm bias on the determined orbit and subsequently cause 0.2 K deviation on the retrieved atmospheric temperature at altitudes above 10 lan.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2011년도 한국우주과학회보 제20권1호
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• pp.24.4-24.4
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• 2011

Frozen orbit concept is very useful in designing particular mission orbits including the Sun-synchronous and minimum altitude variation orbits. In this work, variety of frozen and Sun-synchronous orbit conditions around the Moon is investigated and analyzed. The first two zonal harmonics of the Moon, J2 and J3, are considered to determine mean orbital elements to be a frozen orbit. To check the long-term behavior of a frozen orbit, formerly developed YonSei Precise Lunar Orbit Propagator (YSPLOP) is used. First, frozen orbit solutions without conditions to be the Sun-synchronous orbit is investigated. Various mean semi-major axes having between ranges from 1,788 km to 1,938 km with inclinations from 30 deg to 150 deg are considered. It is found that a polar orbit (90 deg of inclination) having 100 km of altitude requires the orbital eccentricity of about 0.01975 for a frozen orbit. Also, mean apolune and perilune altitudes for this case is about 136.301 km and 63.694 km, respectively. Second, frozen orbit solutions with additional condition to be the Sun-synchronous orbit is investigated. It is discovered that orbital inclinations are increased from 138.223 deg to 171.553 deg when mean altitude ranged from 50 km to 200 km. For the most usual mission altitude at the Moon (100 km), the Sun-synchronous orbit condition is satisfied with the eccentricity of 0.01124 and 145.235 deg of inclination. For this case, mean apolune and perilune altitudes are found to be about 120.677 km and 79.323 km, respectively. The results analyzed in this work could be useful to design a preliminary mapping orbit as well as to estimate basic on-board payloads' system requirements, for a future Korea's lunar orbiter mission. Other detailed perturbative effects should be considered in the further study, to analyze more accurate frozen orbit conditions at the Moon.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.209-218
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• 2001

과학위성 1호의 주 과학임무중의 하나인 전천탐사를 통해 얻어지는 천구의 각 지역별 노출시간을 모의 계산하였다. 현재 계획된 위성운용 시나리오에 의하면 노출시간은 친구적도 지역에서 최소가 되고 극 지역으로 갈수록 증가한다. 한편, SAA (South Atlantic Anomaly)와 달에 의한 영향으로 천구 적도지역에서의 노출시간 추가 감소가 불가피하다. SAA에 의한 노출시간 감소는 SAA의 영향이 별로 없는 고층대기 관측과의 궤도교체 등 간단한 관측 스케줄링을 통해 SAA의 영향을 배제할 수 있다. 그러나 현재의 노출시간 분포는 성찬물질의 진화를 구체적으로 연구하기 위해서는 적절치 않다. 친구의 극 지역에 치중된 노출시간의 효율적 분배를 위해서는 능동적인 지역별 노출시간 분배가 필요하고, 따라서 현재보다 진보된 운용 시나리오 및 관측 스케줄링에 대한 추가 연구가 요구된다

• 한국시뮬레이션학회논문지
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• 제23권4호
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• pp.75-83
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• 2014

함정 전투체계는 각종 센서 및 무장을 포함한 플랫폼들을 효율적으로 통제하기 위해서 운용자의 개입을 필요로 한다. 이러한 문제점을 극복하기 위해서 다중 에이전트 기반의 M&S(Modeling and Simulation) 기술이 도입되어 다양한 연구가 이루어져 왔다. 하지만 다중 플랫폼간의 높은 임무 복잡도를 필요로 하는 대 잠수함 전투에 있어서는 M&S 시스템을 통한 전술에 관한 연구가 거의 진행되지 않은 실정이다. 본 연구에서는 다중 에이전트 기반의 M&S 기술을 대 잠수함 전투에 적용하였다. 이를 위해 함정, 잠수함, 헬기 등 다수의 플랫폼을 에이전트 기반으로 모델링함으로써 HVU(High Value Unit) 호위 임무를 위한 모델 구조를 제시하였다. 이를 통해 다양한 전장상황에 대한 다양한 전술 효과도를 분석할 수 있었다. 그 결과 조건별 최적의 전술적 효과를 확인할 수 있었다. 국방 관계자들이 본 연구에서 제안한 방법론을 도입하여 상세한 모델 변수값들을 대입한다면 보다 실질적인 대 잠수함 전술 효과도를 분석해 낼 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권6호
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• pp.468-477
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• 2014

본 연구에서는 태양광 고고도 무인항공기가 어떻게 태양광 에너지만을 이용해서 지상에서 이륙, 상승비행을 하여 임무고도인 18 km 지점까지 도달할 수 있는지에 관한 연구를 수행하였다. 주익면적 $35.98m^2$와 가로세로비 25의 글라이더 형태의 항공기가 기준 항공기 형상으로 사용되었다. 미국 나사의 공개 프로그램인 OpenVSP와 XFLR5을 사용하여 형상변수 및 양력계수와 항력계수를 계산하였으며, 태양광으로부터의 가용에너지와 상승비행에 필요한 에너지 균형을 통해 항공기의 상승비행을 예측하였다. 각 고도에서 비행속도를 최소화하여 최소시간 상승비행이 가능하도록 하였고 이륙시간에 따른 임무고도 도달까지의 총소요시간과 소모되는 에너지량을 예측하였다. 또한 편서풍과 비행속도에 의한 항공기의 이동거리를 계산하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권9호
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• pp.843-854
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• 2009

우리나라의 달탐사를 위하여, 저추력을 이용한 최적의 지구-달 천이궤적 설계를 진행하였다. 탐사선의 추력 형태는 등저추력과 가변저추력 모두를 적용하였으며 각각에 대한 탐사선의 지구 출발부터 달 포획에 이르는 전반적인 모든 단계에 대한 비행 궤적이 설계되었다. 보다 실질적인 우주 환경의 모사를 위하여 행성의 정밀 위치는 JPL의 정밀 천체력인 DE405 천체력을 이용하였으며 지구, 달, 태양의 중력에 의한 섭동과 지구 $J_2$항에 의한 영향을 포함한 N-체의 동력학 방정식이 사용되었다. 탐사선이 지구 근처에 있을 때, 추력의 방향각은 항상 거리의 접선방향이고, 가변저추력을 이용한 경우가 등저추력을 이용한 경우보다 연료를 약 5% 정도 더 절감할 수 있음을 확인하였다. 본 연구에서 구현 및 제시된 저추력을 이용한 최적의 달 탐사 임무 설계 알고리즘과 그 결과는 미래 한국의 달 탐사를 대비하는데 있어서 많은 사전 지식을 제공할 것이며 장차 심화된 임무 설계를 위한 알고리즘의 기반으로 사용될 수 있다.