• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권1호
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• pp.11-20
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• 2024

최근 뉴스페이스 시대에는 과거의 고신뢰성 위성과 다르게 낮은 신뢰성 위성을 저가의 개발/양산 비용으로 개발하여 군집위성을 발사하고 있다. 경제적인 군집위성 개발을 위해서는 위성 사용자/개발자는 군집위성으로 발사되었을 때 기대되는 수명기간 동안 임무 성능의 유지 가능성 여부를 검토해야 한다. 또한, 성능유지를 위해 임의 고장에 의한 교체 계획도 수립되어야 한다. 본 연구에서는 지구관측 군집위성의 임무 성능의 유지와 교체 전략 수립을 위해 시스템 신뢰성 및 가용성 평가 방법을 제안하였다. 본 연구에서는 위성 백업 및 지상 추가 발사 백업 상황과 군집위성에 요구되는 임무 성능을 고려한 군집위성 신뢰성 및 가용성 모델을 구성하였다. 신뢰성 모델은 k-out-of-n system의 개념으로 구성되었고 가용성 모델은 마르코프 체인 모델을 이용하였다. 제안된 신뢰성 모델을 바탕으로 임무 요구사항에 필요한 최소 위성 개수를 정의하고, 요구 임무기간 동안 요구 임무 신뢰성 만족을 위해 궤도상 필요한 위성을 계산하였다. 또한 가용성 분석을 통해 요구 서비스기간 동안 요구 가용성 만족을 위한 궤도상 위성 여분 및 지상 여분의 개수를 분석하였다. 마지막으로 비용모델을 적용하여 위성의 신뢰성 및 개발 위성 개수간에 절충분석 개념을 제안하였다.

• 한국시뮬레이션학회논문지
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• 제29권1호
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• pp.31-38
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• 2020

임무신뢰도란 제품개발 시 목표가 되었던 요구조건하에서 임무를 완수할 확률을 나타내며, 전투체계의 경우 상용 장비와 달리 임무신뢰도가 승패를 좌우할 중요한 요소이다. 기존의 국내 전투체계의 임무신뢰도는 임무수행에 연관된 장비의 물리적 연결만을 고려해 산출되었으나, 장비들이 점차 고도화되어지고 복잡해져 물리적 연결만으로 임무연관성 판단이 불가하다. 이에 따라 본 논문에서는 물리적 연결뿐만 아니라 기능적 연결을 고려한 방법으로 시스템 설계모델링 언어인 SysML을 활용하여 정확도가 향상된 임무신뢰도를 산출하였다. 본 연구결과를 바탕으로 향후 개발되는 전투체계 임무신뢰도 검증자료로 활용 되기를 기대한다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권2호
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• pp.60-71
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• 2017

정지궤도 발사체의 시스템 옵션별 성능 해석을 위하여 3자유도 궤적모델을 이용한 궤도 해석 프로그램을 작성하였다. 이 프로그램을 이용하여 추진제의 종류와 엔진방식, 클러스터링 수, 그리고 발사장 위치 등을 옵션으로 두고 발사궤적과 정지천이궤도 투입성능을 추정하였다. 해석의 결과를 통하여 국내 발사장을 이용하여 임무 달성을 가능케 하는 다양한 설계 방안의 가능성과 함께 정지궤도 발사체의 설계 방향을 파악할 수 있었다.

• 인터넷정보학회논문지
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• 제21권1호
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• pp.231-236
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• 2020

본 논문은 드론 운영개념에 따라 체공시간, 총 운영시간, 적정 소요량 등 작전운용성능과 소요량의 과학적 검증이 필요하나, 이를 체계적으로 분석할 수 있는 방법론이 없어 본 연구를 수행하였다. 본 연구는 임무기반한 모의분석을 통한 검증 6단계의 분석 방법론 연구 및 제안을 통해 드론의 운용개념 기반의 최적 ROC와 소요량을 제시할 수 있으며, 그 결과 기술적, 경제적 효과를 제시 하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제14권5호
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• pp.798-804
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• 2011

A number of navigation improvements are envisaged : Differential GPS - WAAS, LAAS, and Performance Based Navigation. The GPS receiver verifies the integrity(usability) of the signals received from the GPS constellation through a process called receiver autonomous integrity monitoring(RAIM) to determine if a satellite is providing corrupted information. This paper describe the RAIM function and Performance-Based Navigation implementation of Mission Equipment Package(MEP) for Korean Utility Helicopter.

• 한국콘텐츠학회논문지
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• 제8권8호
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• pp.47-56
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• 2008

임무컴퓨터는 항공전자시스템에서 임무 수행에 필요한 각종 전술데이터 처리, 영상처리, 항법정보의 관리 및 융합 등의 매우 중요한 기능을 수행한다. 이러한 중요 시스템이 단일시스템으로 구성되면, 여러 가지 SPOF(Single Point Of Failure) 요소의 고장으로 인해 전체 시스템의 고장으로 이어질 수 있다. 이는 서비스 중단으로 인한 임무의 실패뿐만 아니라 조종사의 생명까지도 위협할 수 있다. 본 논문에서는 단일 시스템의 이중화를 통해 SPOF 요소를 제거하고, 이를 운영하기 위한 방안으로 리눅스 기반의 Heartbeat, Fake, DRBD(Distributed Replicated Block Device), Bonding 등의 기법을 이용하여 고가용 시스템을 구현하였다. 또한, 구현한 고가용 시스템에서 빠른 고장 탐지를 위한 FDT(Fault Detection Time)와 고장 발생 시 임무 연속성을 위해 중요한 요소일 MTTR(Mean Time To Repair)의 평균값을 측정하고, 그에 따른 성능분석 결과를 제시한다.

• 한국해양공학회지
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• 제36권3호
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• pp.181-193
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• 2022

This study presents a mission management technique that is a key component of underwater docking system used to expand the operating range of autonomous underwater vehicle (AUV). We analyzed the docking scenario and AUV operating environment, defining the feasible initial area (FIA) level, event level, and global path (GP) command to improve the rate of docking success and AUV safety. Non-holonomic constraints, mounted sensor characteristic, AUV and mission state, and AUV behavior were considered. Using AUV and docking station, we conducted experiments on land and at sea. The first test was conducted on land to prevent loss and damage of the AUV and verify stability and interconnection with other algorithms; it performed well in normal and abnormal situations. Subsequently, we attempted to dock under the sea and verified its performance; it also worked well in a sea environment. In this study, we presented the mission management technique and showed its performance. We demonstrated AUV docking with this algorithm and verified that the rate of docking success was higher compared to those obtained in other studies.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권4호
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• pp.635-642
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• 2009

This paper describes the Flight Dynamics Automation (FDA) system for COMS Flight Dynamics System (FDS) and its test result in terms of the performance of the automation jobs. FDA controls the flight dynamics functions such as orbit determination, orbit prediction, event prediction, and fuel accounting. The designed FDA is independent from the specific characteristics which are defined by spacecraft manufacturer or specific satellite missions. Therefore, FDA could easily links its autonomous job control functions to any satellite mission control system with some interface modification. By adding autonomous system along with flight dynamics system, it decreases the operator's tedious and repeated jobs but increase the usability and reliability of the system. Therefore, FDA is used to improve the completeness of whole mission control system's quality. The FDA is applied to the real flight dynamics system of a geostationary satellite, COMS and the experimental test is performed. The experimental result shows the stability and reliability of the mission control operations through the automatic job control.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제36권3호
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• pp.213-223
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• 2019

This paper analyzes delta-Vs to maintain an extremely low altitude on the Moon and investigates the possibilities of performing a CubeSat mission. To formulate the station-keeping (SK) problem at an extremely low altitude, current work has utilized real-flight performance proven software, the Systems Tool Kit Astrogator by Analytical Graphics Inc. With a high-fidelity force model, properties of SK maneuver delta-Vs to maintain an extremely low altitude are successfully derived with respect to different sets of reference orbits; of different altitudes as well as deadband limits. The effect of the degree and order selection of lunar gravitational harmonics on the overall SK maneuver strategy is also analyzed. Based on the derived SK maneuver delta-V costs, the possibilities of performing a CubeSat mission are analyzed with the expected mission lifetime by applying the current flight-proven miniaturized propulsion system performances. Moreover, the lunar surface coverage as well as the orbital characteristics of a candidate reference orbit are discussed. As a result, it is concluded that an approximately 15-kg class CubeSat could maintain an orbit (30-50 km reference altitude having ${\pm}10km$ deadband limits) around the Moon for 1-6 months and provide almost full coverage of the lunar surface.

• 전력전자학회논문지
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• 제27권6호
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• pp.535-540
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• 2022

DC-link capacitors are reliability-critical components in a photovoltaic (PV) inverter. Typically, the lifetime of a DC-link capacitor is evaluated by considering the voltage and hot-spot temperature of the capacitor under the specific operating condition of the PV inverter. However, the output of the PV inverter is determined by solar irradiation and ambient temperature, which vary with the seasons; accordingly, the hot-spot temperature of the capacitor also changes. Therefore, the mission profile of the PV system should be considered to effectively evaluate the reliability of the DC-link capacitor. In this study, the reliability of the DC-link capacitor of a three-level NPC inverter is comparatively analyzed with and without considering the mission profiles of the PV system, where two mission profiles recorded in Arizona and Iza are considered. The accumulated damage of the DC-link capacitor is calculated based on the lifetime model by analyzing its thermal loading. Afterward, a reliability evaluation of the DC-link capacitor is performed at the component level and then at the system level by considering all capacitors by means of Monte Carlo analysis. Results reveal the importance of performing a mission-profile-based reliability evaluation during the design of high-reliability PV inverters to achieve the target reliability performance.