• Journal of the Korea Society for Simulation
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• v.25 no.3
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• pp.133-146
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• 2016

To engage multiple missiles in single launcher against multiple targets, launcher system has to operate for optimized launch angle to each target sequentially. If the launch angle sequence is simply defined according to the target assignment order only, overall engagement time would be increased, and even in some engagement scenarios, it could be possible to miss some moving targets being out of proper engagement area. Therefore, the study on methodology for a real-time decision of optimized launch angle sequence is necessary. In this paper, the automatic decision model of launch angle sequence was suggested to minimize total engagement time by analyzing the simulation results of all engagement sequence set for multiple moving target scenario. Performance of proposed methodology for decision of optimal launch angle sequence was verified by comparing with the optimal or suboptimal sequence obtained from simulation results.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.178.2-178.2
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• 2012

정지궤도위성은 발사체에서 위성이 분리된 이후 천이궤도로부터 원하는 목표궤도로 궤도전이를 해야 한다. 또한 임무기간동안 궤도상에서 다양한 교란을 겪게 되며 이로 인해 시간이 증가함에 따라 위성의 위치가 변화하게 된다. 정지궤도위성은 이러한 궤도전이 및 궤도상 위치변화를 제어하기 위한 추진시스템을 장착하고 임무기간에 걸쳐 요구되는 추진제를 탑재해야 한다. 위성의 설계 초기에는 추정되는 위성의 건조질량을 기반으로 하여 궤도전이와 궤도상 임무에 필요로 하는 추진제 버짓을 계산하고 이를 토대로 하여 위성 시스템 설계를 진행한다. 또한 발사체별로 발사체의 성능과 발사장에 따라 근지점고도와 발사 경사각이 모두 상이하므로 발사체가 정해지지 않은 상태에서 발사체별 추진제 버짓을 계산, 비교하고 추진 시스템의 탱크가 이를 모두 수용할 수 있는지 분석하는 것이 중요하다. 본 논문에서는 정지궤도복합위성의 추정 건조질량과 임무분석을 통해 주어진 ${\Delta}V$와 각 발사체별 궤도전이에 필요한 ${\Delta}V$를 바탕으로 하여 발사체별 추진제버짓을 계산하였고 이를 비교검토 하였다. 이후 이러한 기본 자료를 바탕으로 하여 정지궤도복합위성 추진시스템의 추진제 수용가능 여부, 건조질량 증가 여유 등 기본설계를 진행할 수 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.795-796
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• 2011

During launch process, ground support facilities perform its duty in established processes by communications with launch vehicle. All ground support systems are operated independently or organically. This paper studied algorithm of propellant filling process and method for liquid oxygen filling system in launch operation in Naro space complex.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.23-23
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• 2000

대표적인 잠수함 발사 유도탄의 수중에서의 발사 개념에 대한 기술 동향을 분석하였다. 세계 각 국의 수중 발사 유도탄 중 발사 형태가 특히 다른 Tomahawk, Sub Hapoon, Exocet SM39 유도탄에 대하여 그 발사 방법에 따른 기술 동향과 장단점을 비교 분석하였다. 대표적인 서방 세계 수중 발사 유도탄인 Tomahawk는 여러 가지 다른 형태가 있지만 잠수함 발사는 Wet Capsule에 의해 보호되며 어뢰 발사관을 이용하여 압축수에 의해 수중으로 배출되는데 잠수함과의 안전거리에서 견일줄이 유도탄 진행에 따라 장력을 발생 부스터를 점화시킨다. 이 부스터에 의해 수면까지 부상하며 부스터에 설치되어 있는 수중궤적 제어용 Jet-Tab이 수중운동을 제어한다. 수면에서 부스터의 추진력에 의해 대기로 진입하는데 일정속도 이상으로 가속된 후 부스터를 분리시키며 Turbo 엔진이 점화되어 계속 비행하게 된다.(중략)

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.187.1-187.1
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• 2012

본 논문은 저궤도 위성의 각 유닛의 온도 정보를 획득하기 위해 사용되는 온도 센서인 써미스터의 data 처리를 위한 calibration 방법을 정리한 것이다. 써미스터는 온도에 따라 저항 값이 바뀌는 소자이며, 위성 프로세서는 정전류 소스를 공급하고 여기에 걸리는 전압을 AD converter를 이용해 데이터로 전송한다. 지상에서는 전송된 데이터를 calibration 공식에 대입하여 온도 정보를 얻어낸다. 특히 발사 준비 및 발사 후 발사체와 분리되기 전까지 계속 모니터링이 필요한 배터리 온도 정보의 경우 배터리 내부의 한 개 써미스터에 대해 발사장전기시험장비와 발사체의 MUX 시스템 그리고 위성 내부 프로세서에서 프로세싱이 동시에 이루어지기 때문에 각 시스템의 영향성까지 고려해야 한다. 본 논문에서는 저궤도 위성의 열진공 시험 및 발사 동안의 실제 데이터 처리 결과를 통해 정밀한 써미스터 데이터 처리 및 그 시스템 설계에서 고려해야 할 점들을 정리한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.11 no.2
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• pp.308-319
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• 1994

We can launch satellites only at a certain time which satisfies special conditions, since the current techniques cannot overcome these constraints. Launch window constraints are the eclipse duration, solar aspect angle, attitude control, launch site and the launch vehicle constraints, etc. In this paper, launch window is calculated that satisfies all these constraints. In calculating launch window, the basic concepts are relative locations of the sun-satellite-earth system and relative velocities of these, and these requires geometric consideration for each satellite. Launch window calculation was applied to Kitsat 2(low earth orbit) and Koreasat(geostationary orbit). The result is shown in the form of a graph that has dates on the X-axis and the corresponding times of the given day on the Y-axis.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.4
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• pp.17-26
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• 2005

Numerical investigation has been made on the aerodynamic characteristics of supersonic air-launching rocket, as a new concept launching mechanism. Parametric study on the variations of launching velocity, incident angle and mounting location of the rocket has been performed using three dimensional Euler equations. Influential factors at separating stage of the rocket were extracted through comprehensive analyses, and, the response surface models were constructed for those factors. From the study, the aerodynamic behavior of the air-launching rocket at supersonic speed and useful guidelines for the optimal mounting location of the rocket have been obtained.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.153.1-153.1
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• 2012

조립 후 발사대로 이송된 추진기관(또는 발사체)는 지상시험 및 비행시험을 위한 충전을 하게 되는데, 추진제 및 고압가스 등 추진기관 구성품의 운용절차는 하드웨어의 설계 단계에서 그 개념이 수립되어야 한다. 다시 말해, 발사체 및 추진기관 설계 단계에서 연료와 산화제의 충전/배출, 시험 취소시의 운용절차 개념이 수립되어 있어야 추진기관 구성품들의 설계, 지상인터페이스 구성품의 설계에 그 내용이 반영될 수 있다. 따라서, 본 논문에서는 발사체 및 추진기관 운용와 관련된 일반적인 충전/배출 절차와 지연 또는 취소시의 작업절차의 주요개념을 다루었고, 추진기관 운용에 필요한 각종 지상설비에 요구되는 주요 기능을 검토하였다. 또한, 추진제 충전 이후 발사 대기시까지의 업무와 발사 전에 수행되어야 하는 추진기관 운용 업무(Pre-Launch Operation)도 다루었다. 특히 다단 발사체의 경우에는 운용과 관련된 준비 업무량이 단수에 비례하여 늘어나므로, 효율적으로 모든 시험 준비 업무를 마치기 위해, 지상에서의 추진기관 운용절차는 각 단별로 유기적으로 진행되어야 한다. 즉, 각 단별 하드웨어에 대한 사전 검사, 충전, 대기 등의 운용시간 설계 및 그 절차가 중요하다. 한국형 발사체 및 추진기관의 운용 개념설계를 수행하는데에는 기 확보된 운용기술을 활용하였다.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2006.10c
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• pp.410-412
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• 2006

우주발사체 검사장비는 umbilical 신호를 기준으로 발사체 내부 analog input/output, discrete input/output, 외부 전원 공급 각 제어기의 RS-422 인터페이스 구현 및 제어를 통해 우주 발사체의 기능을 통합 검사하는 것을 주 목적으로 하며 우주 발사체에 탑재되는 전기/전자시스템의 개발시험 이후 시스템 레벨에서의 통합 기능시험을 수행하는 시스템이다. 본 논문에서는 우주발사체에 적용될 검사장비의 설계 및 적용 방안에 대해 기술할 것이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.12
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• pp.83-91
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• 2005

Air-Launching is an effective method that can launch the 'Nanosat' with low launching cost. In this study, system and subsystem design of the air launching rocket for nanosats which perform a simple mission, have been performed. For this purpose, the WBS of the MIRINAEⅡ, and the subsystem schematics have been defined first. Based on these results, detailed configuration and DMU have been developed.