• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제36권2호
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• pp.69-74
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• 2019

Spacecraft requires sufficient power in orbit to perform its mission. So as to comply with system requirements, the sufficient power should be made by a solar cell array by photovoltaic power conversion. A life time of space program depends on its mission considering parts reliability and parts grade. Based on the mission life time, power equipment might be designed to meet specifications. In outer space, solar cell array might generate the dc power by photovoltaic conversion effects and GaInP/GaAs/Ge solar cells are used in this study. Space programs that require more than five years should select parts for high reliability applications. Therefore, reliability analysis for high reliability applications should be performed to check its fulfilment of the requirements. This program should also require more five years for its mission and we performed its analysis using parts count method (PCM) for its reliability. Finally, we performed reliability analysis and obtained quantitative figures found out 99.9%. In this study, we presented the reliability analysis of the 300 W GaInP/GaAs/Ge solar cell array.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.341-343
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• 2004

In executing the large scale national project, such as development of space launch vehicle, it is most important to guarantee the technological reliability. However the reliability analysis of launch vehicle is different from other mass product goods because of the limitation of budget and number of tests. In this study, the reliability analysis technique of the propulsion system, which is one of the major sub-systems of launch vehicle is illustrated and applied to the liquid rocket engine of KSR-III.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권4호
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• pp.351-359
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• 2014

본 논문에서는 저궤도 소형인공위성에서 위성의 각 부에 전원을 공급하기 위한 리튬이온 배터리 시스템의 신뢰성 확보를 위해 수행한 우주인증시험들의 결과를 나타내었다. 리튬이온 배터리 시스템의 신뢰성을 검증하기 위하여 구조해적, 성능시험, 우주 및 발사환경에서의 환경시험 등을 수행하였다. 모든 해석 및 시험 결과가 요구조건에 만족함을 보임으로써 리튬이온 배터리를 적용한 소형인공위성의 신뢰성을 검증하고 제고할 수 있었다.

• 대한전자공학회논문지SP
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• 제47권6호
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• pp.82-90
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• 2010

본 논문에서는 2차원 이미지로 부터 3차원 정보를 획득하기 위한 신뢰도 공간(reliability space)에 기반 한 스테레오 정합기법을 제안한다. 일반적으로 기존의 기법들은 정확도가 높은 경우 연산 량이 많아 속도가 느려지는 문제를 안고 있다. 따라서 논문에서는 정확도는 유지하면서 속도를 높이는 기법을 구현하고자 다음과 같은 방법을 제안하였다. 먼저 스테레오 영상에서 모든 화소를 비교하기 위해 변이 공간 영상(disparity space image)을 생성하고 이 값의 분석을 통해 신뢰도 공간을 생성한다. 이어서 변이에 따른 신뢰도 공간의 비교를 통해서 변이 지도를 작성하였다. 또한 보조적으로 컬러 에지를 참조하여 각 영역의 경계를 확실히 분류함을 통해서 국부적으로 발생하는 영역 경계 오류를 일정 부분 개선하였다. 제안된 스테레오 정합 기법은 다양한 실험을 통하여 기존의 기법과 비교함으로써 그 성능을 입증하였다. 그 결과 제안된 기법의 연산 비용이 약 31.6%가량 개선됨을 확인할 수 있었다. 또한 연산 비용 감소에도 불구하고 영상의 품질에 있어서 기존과 대등한 성능을 나타내는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국신뢰성학회지:신뢰성응용연구
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• 제4권2호
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• pp.105-119
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• 2004

Reliability program is essential to the development of space systems like launch vehicles and satellites, as they are non-repairable after launch and the failure of a launch vehicle resulted in catastrophic consequences for the mission. Foreign advanced space organizations have developed and implemented their own reliability management programs for launch vehicles from the conceptual design stage to the detail processes for the individual components, procedures and test reports. A study on the launch failures and the reliability analysis methods for one-shot devices contained in this paper will contribute to the reliability improvement for Korean launch vehicle and components.

• 한국콘텐츠학회논문지
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• 제12권8호
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• pp.264-273
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• 2012

본 연구는 아급성 뇌졸중 환자를 대상으로 컴퓨터화된 시각적 되먹임 균형 훈련 및 평가 장비인 space balance 3D와 기능적 검사인 tinetti mobility test (TMT)의 신뢰도 및 버그균형척도와의 동시타당도를 분석하기 위해 실시하였다. 아급성 뇌졸중 환자 총 23명을 대상으로 하였고 대상자에게 space balance 3D, TMT, 버그균형척도를 이용해 균형 능력 평가를 실시하였다. 검사-재검사간 신뢰도에서 space balance 3D의 정적균형과 동적균형은 중등도의 신뢰도를 보인반면, TMT의 세가지 점수와 버그균형척도는 높은 신뢰도를 보였다. 동시타당도에서 TMT의 세가지 점수, 버그균형척도, space balance 3D의 정적균형간에 각각 중등도의 유의한 (p<.01) 양의 상관관계를 보였다. TMT의 세가지 점수와 버그균형척도는 space balance 3D의 동적균형의 후좌측, 전좌측 방향과는 각각 유의한 (p<.05) 낮은 양의 상관관계를 보였지만 나머지 방향과는 유의한 상관관계를 보이지 않았다. 따라서 space balance 3D와 TMT의 균형 능력 평가는 아급성 뇌졸중 환자의 균형 능력을 평가하는데 유용하게 쓰일 수 있을 것으로 보이나 space balance 3D의 동적균형 평가는 한계점이 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.56-67
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• 2006

위성개발 시 비용의 절감과 효율적인 설계 보장을 위해 신뢰성과 고장모드 분석이 필요하지만, COTS 소자를 사용하는 소형위성의 경우 통상 제작자로부터 소자에 대한 실패율이 제공되지 않기 때문에 신뢰성 계산이 어렵다. 이 논문에서는 실패율 예측을 위해 MIL-HDBK-217F의 시험적/경험적 데이터에 기초한 방법을 사용하였고, MIL-HDBK -217F에서 고려되지 않은 방사능 환경을 실패율 예측에 반영하기 위해 방사능 효과들 중 신뢰도에 영향을 미칠 수 있는 $10^-9$failures/device/$10^6$hours 이상의 발생확률을 갖는 SEL 발생확률을 실패율 예측 결과에 추가로 반영하였다. 결국 본 논문은 실패율이 제공되지 않는 COTS 소자를 사용하는 저가 소형위성에 대해 통계적 기법을 이용한 새로운 신뢰성 해석 방법을 제안하고, 현재 개발 중인 25kg급의 초소형위성인 HAUSAT-2에 이 방법을 적용하여 분석한 결과를 보여준다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권4호
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• pp.510-519
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• 2015

Concerning the issue of high-dimensions, hybrid uncertainties of randomness and intervals including implicit and highly nonlinear limit state function, reliability analysis based on the hybrid uncertainty reliability mode combining with back propagation neural network (HU-BP neural network) is proposed in this paper. Random variables and interval variables are as input layer of the neural network, after the training and approximation of the neural network, the response variables are obtained through the output layer. Reliability index is calculated by solving the optimization model of the most probable point (MPP) searching in the limit state band. Two numerical cases are used to demonstrate the method proposed in this paper, and finally the method is employed to solving an engineering problem of the aerospace friction plate. For this high nonlinear, small failure probability problem with interval variables, this method could achieve a good analysis result.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권2호
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• pp.181-188
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• 2016

액체로켓 엔진의 신뢰도는 설계 추력, 추진제, 연소 사이클, 및 연소시험 시간의 영향을 받는다. 기존 연구에 따르면 신규 개발하는 엔진과 같은 추진제 및 연소 사이클을 가지는 참조 엔진들의 연소시험 자료가 알려져 있다면 참조 엔진들의 설계 추력과 연소시험 시간을 보정하여 신규 엔진의 신뢰도를 예측할 수 있다. 본 연구에서는 신규 개발하는 엔진과 같은 추진제 및 연소 사이클을 가지는 참조 엔진의 자료가 존재하지 않은 경우를 고려하여 두 엔진 사이의 유사성 분석을 통하여 고장률을 보정한 후 신뢰도를 예측하는 방법을 제시하였다. 또한 액체산소/케로신 추진제와 가스 발생기 사이클을 사용하는 한국형 발사체의 1단 엔진을 이용하여 제안된 방법을 예시하였다.

• Journal of Power Electronics
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• 제6권2호
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• pp.104-113
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• 2006

Satellites have provided the impetus for the orderly development of reliability engineering research and analysis because they tend to have complex systems and hence acute problems. They were instrumental in developing mathematical models for reliability, as well as design techniques to permit quantitative specification, prediction and measurement of reliability. Reliability engineering is based on implementing measures which insure an item will perform its mission successfully. The discipline of reliability engineering consists of two fundamental aspects; $(1^{st})$ paying attention to details, and $(2^{nd})$ handling uncertainties. This paper uses some of the basic concepts, formulas and examples of reliability theory in application. This paper emphasizes the practical reliability analysis of a Low Earth Orbit (LEO) Micro-satellite power subsystem. Approaches for specifying and allocating the reliability of each element of the power system so as to meet the overall power system reliability requirements, as well as to give detailed modeling and predicting of equipment/system reliability are introduced. The results are handled and analyzed to form the final reliability results for the satellite power system. The results show that the Electric Power Subsystem (EPS) reliability meets the requirements with quad microcontrollers (MC), two boards working as main and cold redundant while each board contains two MCs in a hot redundant.