• 전기학회논문지
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• 제68권1호
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• pp.145-152
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• 2019

A composite guidance scheme is proposed for air-to-ground anti-tank missiles launched from an airborne platform. Long-range anti-tank missiles usually use a fiber optic line (FOL) for the datalink between an operator and the missile to obtain real-time target information and to command the missile. Also, impact angle control is used to maximize the warhead effectiveness, but it should be carefully implemented due to interference between the launch platform and the FOL. Thus, the proposed guidance scheme takes into account both impact angle and FOL constraints. Under system lag and acceleration limits, a selection method of guidance gains and calculation logic of the maximum achievable impact angle are proposed for a guideline of practical implementation. The performance of the proposed guidance scheme is investigated by nonlinear simulations with various engagement conditions.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제10권3호
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• pp.223-243
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• 2023

There is a burgeoning demand for minimizing the mass of satellites because of its direct impact on reducing launch-to-orbit cost. This must be done without compromising the structure's efficiency. The present paper introduces a relatively low-cost and easily implementable approach for optimizing structural mass to a maximum natural frequency. The natural frequencies of the satellite are of utmost pertinence to the application requirements, as the sensitive electronic instrumentation and onboard computers should not be affected by the vibrations of the satellite structure. This methodology is applied to a realistic model of Al-Azhar University micro-satellite in partnership with the Egyptian Space Agency. The procedure used in structural design can be summarized in two steps. The first step is to select the most favorable primary structural configuration among several different candidate variants. The nominated variant is selected as the one scoring maximum relative dynamic stiffness. The second step is to use perforation patterns reduce the overall mass of structural elements in the selected variant without changing the weight. The results of the presented procedure demonstrate that the mass reduction percentage was found to be 39% when compared to the unperforated configuration that had the same plate thickness. The findings of this study challenge the commonly accepted notion that isogrid perforations are the most effective means of achieving the goal of reducing mass while maintaining stiffness. Rather, the study highlights the potential benefits of exploring a wider range of perforation unit cells during the design process. The study revealed that rectangular perforation patterns had the lowest efficiency in terms of modal stiffness, while triangular patterns resulted in the highest efficiency. These results suggest that there may be significant gains to be made by considering a broader range of perforation shapes and configurations in the design of lightweight structures.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제36권4호
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• pp.293-306
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• 2019

In this study, the observational arc-length effect on orbit determination (OD) for the Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) in the Earth-Moon Transfer phase was investigated. For the OD, we employed a sequential estimation using the extended Kalman filter and a fixed-point smoother. The mission periods, comprised between the perigee maneuvers (PM) and the lunar orbit insertion (LOI) maneuver in a 3.5 phasing loop of the KPLO, was the primary target. The total period was divided into three phases: launch-PM1, PM1-PM3, and PM3-LOI. The Doppler and range data obtained from three tracking stations [included in the deep space network (DSN) and Korea Deep Space Antenna (KDSA)] were utilized for the OD. Six arc-length cases (24 hrs, 48 hrs, 60 hrs, 3 days, 4 days, and 5 days) were considered for the arc-length effect investigation. In order to evaluate the OD accuracy, we analyzed the position uncertainties, the precision of orbit overlaps, and the position differences between true and estimated trajectories. The maximum performance of 3-day OD approach was observed in the case of stable flight dynamics operations and robust navigation capability. This study provides a guideline for the flight dynamics operations of the KPLO in the trans-lunar phase.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권1호
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• pp.78-85
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• 2012

우주파편이란 지구궤도에 있는 인간이 만든 물체 중 더 이상 유용한 목적으로 사용할 수 없는 물체를 말한다. 우주파편은 1957년 인류가 우주에 위성을 보내기 시작한 이후로 그 숫자가 증가하고 있으며, 현재 미 전략사령부(USSTRATCOM, United States Strategic Command)에 의하면 10cm 이상의 우주파편이 15,000개 이상이라고 알려지고 있다. 최근에는 중국이 자국의 위성을 미사일로 요격시킨 사건과 미국 Iridium 33 위성 및 러시아 Cosmos 2251 위성이 우주상공에서 서로 충돌한 사건이 발생함에 따라 아리랑 2호가 운영중인 저궤도에서의 우주파편 환경이 나빠졌다. 본 논문에서는 우주파편이 아리랑 2호에 근접하는 회수 및 최소근접거리에 따른 최대충돌확률의 분포를 분석하였다. 특히 아리랑 2호와 충돌할 가능성이 있는 우주파편을 식별 및 분석하여 해당 우주파편을 지속적으로 감시 할 수 있게 하였다.

• KDI Journal of Economic Policy
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• 제30권1호
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• pp.131-170
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• 2008

본 연구는 제도설계(mechanism design) 이론을 이용하여 근로연계복지의 주요 정책수단인 근로장려세제의 최적화를 시도하고, 도출된 최적해의 특성을 바탕으로 곧 시행될 우리나라 근로장려세제 개선방향을 제시하기 위해 수행되었다. 분석결과에 따르면, 시행안에 제시된 급여구조를 수정하는 것이 바람직한 것으로 나타났다. 즉, 주어진 예산제약하에서 근로장려세제의 노동공급 증대효과를 극대화하기 위해서는 점증률을 점감률보다 높게 설정하는 한편, 점감구간 소득상한은 상향조정하여야 한다. 최적해의 비교정태분석 결과에 따르면, 근로장려세제는 소득(임금)분포에 따라 다르게 설계하는 것이 바람직하기 때문에 가구규모 및 취업형태별로 수혜대상을 나누어 각기 다른 급여구조를 적용해야 하며, 이는 향후 근로장려세제의 적용대상이 무자녀가구 및 자영업자가구로 확대될 것임을 고려할 때 시사하는 바가 크다.

• 전자공학회논문지
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• 제51권6호
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• pp.102-109
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• 2014

입자 시스템은 물리적 현상을 모델링하기 위해 자주 사용된다. 특히, 3차원 공간에서의 풍경, 구름, 파도, 안개, 비, 눈, 불꽃 등의 모델링에 적합하다. 시뮬레이션 모델링에는 다양한 전통적인 방법이 존재하지만 본 논문에서는 입자 시스템을 사용하여 불꽃 입자 추적을 기반으로 한 새로운 불꽃 모델링 기법을 제시하였다. 이 방법은 불꽃 추적을 통해 발사 및 분산한 입자들을 인식하고, 스테레오 기법을 이용함으로써 3D 깊이 값을 구하여 비교적 정확한 3차원적 위치를 추출 할 수 있다. 그러므로 불꽃 입자의 위치, 속도, 색상 및 수명 등의 파라메타를 불꽃 추적을 통해 산출하였고 이를 이용하여 3D 시뮬레이션을 재연할 수 있다. 본 연구는 빠른 입자 추출 및 노이즈에 의한 허위 입자 추출을 방지하기 위해 관심 영역을 사용하였고, 발사 단계에서 견고성을 향상시키기 위해 칼만 필터를 사용하였다. 또한, 입자의 이동 방향을 예측하여 효율적인 추적을 위해 입자의 최대 이동 범위를 고려한 새로운 불꽃 입자 추적 방법을 제안 하였다. 그리고 3D 공간에서 입자의 속도는 불꽃의 회전 각도를 찾음으로써 얻어 질 수 있다. 본 논문에서는 불꽃축제에서 자주 사용되는 구, 원, 국화, 하트 이 네 가지 불꽃 유형에 대하여 각각 모델링에 필요한 파라메타를 불꽃 추적을 통해 구하였고 추적에 대한 속도와 정확도를 측정하였다.