• 한국항행학회논문지
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• 제26권1호
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• pp.9-14
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• 2022

종래 유도탄의 경우 대부분 유도탄의 전방부에 GPS (Global Positioning System) 안테나가 장착되는 경우가 많아 종말 유도단계에서 수직 낙하하는 유도탄의 경우 GPS 안테나가 전방부에 위치하면 동체에 의한 위성 신호 가림 현상이 생겨 GPS 성능이 떨어진다. 본 논문에서는 위성 신호에 대한 가시영역을 최대로 확보하기 위해 GPS 안테나를 유도탄의 후방 부에 기울임을 주어 배치하였으며 배열안테나의 패치를 기울여 설계하는 것을 제안하였다. 제안된 안테나 배치 형상에 대하여 GPS 신호의 신호 수신 범위를 분석하기 위해 LOS (Line Of Sight) 관점에서 가시영역을 분석하였고 실제 무반향 챔버에서 수신 신호 세기 측정을 통해 위성 신호의 유효 수신영역을 분석하였다. 또한 야외시험과 비행시험을 통해서 위성 신호의 음영지역이 줄어드는 것을 확인함으로써 GPS 안테나가 유도탄의 후방에 배치되었을 때 얻을 수 있는 장점을 확인하였다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제15권7호
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• pp.813-820
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• 2005

A deployable missile control fin has some structural nonlinearities because of the worn or loose hinges and the manufacturing tolerance. The structural nonlinearity cannot be eliminated completely, and exerts significant effects on the static and dynamic characteristics of the control fin. Thus, It is important to establish the accurate deployable missile control fin model. In the present study, the nonlinear dynamic model of 4he deployable missile control fin is developed using a substructure synthesis method. The deployable missile control fin can be subdivided Into two substructures represented by linear dynamic models and a nonlinear hinge with structural nonlinearities. The nonlinear hinge model is established by using a system identification method, and the substructure modes are improved using the Frequency Response Method. A substructure synthesis method Is expanded to couple the substructure models and the nonlinear hinge model, and the nonlinear dynamic model of the fin is developed. Finally, the established nonlinear dynamic model of the deployable missile control fin is verified by dynamic tests. The established model is In good agreement with test results, showing that the present approach is useful in aeroelastic stability analyses such as time-domain nonlinear flutter analysis.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권3호
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• pp.26-31
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• 2005

미사일 형상의 공력특성을 효율적으로 계산하는 문제는 예비설계 단계에서 아주 중요하다. 본 연구에서는 반 실험적 기법에 기초한 Missile DATCOM 계열 코드를 이용하여 공력특성에 관한 계산을 수행하였다. 코드의 정확도와 신뢰도를 점검하기 위해, 고앙각 아음속 유동과 중간 정도의 받음각을 갖는 초음속 유동장 해석에 적용하였다. 실험이나 다른 연구자의 결과와 비교적 정성적으로 일치하는 예측결과를 얻을 수 있었다. 마지막으로 캐나드와 자유롭게 회전하는 꼬리날개를 갖는 보다 복잡한 미사일 유동장 해석에 적용하였다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2010년도 하계학술대회 논문집
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• pp.520-521
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• 2010

본 논문은 군사용 미사일의 조립 후 성능 검증을 위한 Missile Assembly Test System(MATS)용 IPMSM의 위치 제어 방법을 구현하였다. 이를 위하여 슬라이딩 모드 제어기와 PI 제어기를 Membership 함수를 사용하여 혼합한 개선된 위치제어 알고리즘을 제안하였다. 오버슈트가 없고, 외란에 대하여 강인하게 운전 궤적을 추정하는 특성이 뛰어난 슬라이딩 모드 제어의 장점과, 빠른 제어 응답성과 정상상태에서 리플이 적은 PI제어를 적절하게 혼합하였고, 이를 시뮬레이션을 통하여 IPMSM의 위치제어 성능을 검증하였다.

• 융합보안논문지
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• 제20권4호
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• pp.3-12
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• 2020

국방 무기체계 연구개발 과정에서 관련 규정이나 지침에 명시되지 않았지만, 연구개발 주관기관 내부적으로도 합리적인 대안 선택의 문제가 많이 발생한다. 대안 선택에 있어서 합리적인 과정이 적용되지 않으면 사업진행에 차질을 초래할 수 있으며, 이로 인해 사업기간 연장이나 추가 자원이 투입되는 상황도 발생된다. 특히 국내 미사일 연구개발 시 시험평가를 위한 많은 의사결정 과제들이 도출되며, 대표적인 것 중의 하나가 시험장 선정의 문제이다. 대안이 되는 시험장의 우선순위만 판단해야 한다면 델파이 기법(Delphi Method)이나 분석적계층과정(Analytic Hirarchy Process)을 활용할 수 있지만, 비용의 투입요소가 고려된다면 자료포락분석(Data Envelopment Analysis) 더 적합하다. 본 연구에서는 미사일 시험 시 발생되는 다양한 의사결정의 문제들을 염출해 보고, 이를 합리적으로 해결할 수 있는 의사결정의 방법이 제시된다. 제시된 의사결정의 프레임워크(Framework)는 국외 시험장을 선정하는 문제와 연관하여 모의 사례연구(Simulated Case Study)로 적용 과정이 연구된다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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• pp.87-90
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• 2002

Computational study has been undertaken to investigate the aerodynamic influence of side jet on a supersonic missile and to find a similarity condition between the flight condition and the wind tunnel testing. Tasks were performed to validate the existing Raytheon test body with side jet, to simulate the flow inside the supersonic wind tunnel, and to compare the flow fields between the missile in free flight and that in the wind tunnel. Then sub-scale model of body-tail configuration was analyzed to estimate the influence of the side jet on the missile components. It Is found that the influence of side Jet is not as significant on the tail region as on the body surface and a simple algebraic formula for aerodynamic coefficients accounting for the side jet as a point force may be cautiously utilized in setting up control logic.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2004년도 춘계학술대회논문집
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• pp.629-634
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• 2004

Modal parameters of the total missile structure including a hinge mechanism are estimated by the experimental modal analysis. The free-free boundary condition is simulated by hanging the missile structure with a wire rope, and the missile structure is excited by the random vibration technique. Test results are used to verify the FE analysis, the 1-D FE model is modified by 3-D model at the hinge part. Consequently, the modal parameters of the missile structure are estimated preciously.

• 품질경영학회지
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• 제48권1호
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• pp.215-225
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• 2020

Purpose: The purpose of this study was to show current states of domestic Precision Guided Missile(PGM) by analyzing Live-fire test results using general methods to get the Confidence Levels. Methods: Live-fire test results were used to get Confidence Levels of PGM. The Confidence Levels were derived by two general methods. The first method was Binomial distribution and second was convergence of Hypergeometric distribution and Bayes' rule. Results: The results of this study are as follows; The more Live-fire tests of PGM are performed, the higher Confidence Level of PGM will be estimated. And the number of Live-fire tests are related to a unit price of PGM. This results means that the increase of live-fire test, which is useful data for preparation and evaluation of Development Tests / Operation Tests for PGMs, is only way to enhance the Confidence Levels of each PGMs. Conclusion: This study shows the relationship between the Live-fire tests and Confidence Levels of PGMs and it will be used on Live-fire Test & Evaluation of PGMs for reference.

• 한국추진공학회지
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• 제4권3호
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• pp.19-28
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• 2000

고체추진 로켓모타의 개발이나 성능평가 때에는 추진기관의 추력, 연소실 압력, 온도, 연소시간 등 정적연소시험을 통해서 필요한 데이터론 측정한다. 그러나 휴대용 대공 유도무기의 경우에는 추진기 관의 화염으로부터 사수를 보호하기 위해 대단히 까다로운 안전규정을 요구하고 있다. 이러한 안전 규정들을 만족시키기 위해 설계된 분리장치나 점화안전장치의 개발 및 성능평가를 위해서는 이들 장치들이 결합된 추진기관에 대해 실제 비행 환경 하에서 설계목표의 신뢰도를 시험하기 위한 동적연소시험이 수행되어야 한다. 본 연구에서는 이러한 휴대용 대공 유도무기 추진시스템의 개발이나 성능평가를 위한 동적연소시험 기법 및 동적시험대의 설계 및 제작에 관한 연구를 수행하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1990년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); KOEX, Seoul; 26-27 Oct. 1990
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• pp.475-480
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• 1990

A design of aeroload simulator is proposed which is used for the dynamic test of guided missile servoactuation system. Since the simulator is linked to the servoactuation system, it is a two-input one-output system. The mathematical model of the aeroload simulator is derived and the root-locus method is applied to design compensator to improve the stability, response speed and accuracy of the system. Computer simulations are done to verify the goodness of the system design.