• Proceedings of the Korean Society of Broadcast Engineers Conference
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• fall
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• pp.9-12
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• 2021

드론 Photogrammetry는 높은 기술적 활용가치가 있는 기술로서, 결과물로 생성하는 3D 디지털 공간정보 모델이 시설물의 비육안 안전점검 및 진단에 활용될 수 있을 뿐만 아니라 디지털 트윈 구축을 위한 가장 기초적이고 핵심적인 수치 데이터를 제공하기 때문이다. 본 연구에서는 드론 Photogrammetry의 적정 품질을 구현하기 위한 임무비행의 다양한 영향인자에 대해 고찰하였다. K-water연구원 누수탐사실습장을 대상으로 드론 사진 촬영 시 비행고도, 비행속도, 중첩도, 카메라 Pitch각의 영향에 대해 연구를 수행하였다. 본 연구에서 비행시간에 영향을 미치는 인자로서 비행고도, 중첩도, 비행속도의 순으로 중요도가 있음을 알 수 있었다. 드론 임무 비행 시 후처리 결과에 가장 큰 영향을 미치는 인자는 중첩도로 나타났다. 중첩도 60% 임무비행은 3D 모델의 geometry 왜곡이 큰 편으로 나타났다. 비행 고도는 GSD (Ground Sampling Distance)와 직접 연계되므로 중요하며, 낮은 고도일수록 높은 품질의 모델링이 가능하다. April Tag를 통한 지상기준점 자동 패턴 인식 기능은 후처리 과정에서 시간 절약이 가능하여 유용하였다. 비행속도에 의한 결과물의 품질은 큰 차이가 없었으나, 수직 구조물의 모서리 부분에 다소 차이가 있었다. 짐벌 Pitch각도에 의한 정사영상 품질의 차이는 크지 않았으나 수직구조물과 평면적 구조물에 따라 각기 다른 촬영각도를 적용하는 것이 바람직하다. 본 연구성과는 향후 보다 다양한 환경에서의 데이터 수집을 통해 최적 디지털 현실 모델링에 기여할 것으로 판단된다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.12
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• pp.1216-1221
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• 2008

A low earth orbit satellite with a fixed solar array always has a sun-pointing attitude during daylight, and changes into a nadir-pointing attitude for a imaging mission. Since external heating sources to the satellite panels are Earth　irradiation and Albedo during most of daylight in a sun-pointing attitude, the thermal environment condition is relatively stable. However, direct sunlight which is the greatest environmental heating has an affect on the satellite panels during a mission period (10% of one orbit) in a nadir-pointing attitude. In satellite thermal design, thermal effects of a nadir-pointing mission attitude due to this thermal environment change need to be evaluated although the duration of a nadir-pointing attitude is short. Therefore, a nadir-pointing attitude during a mission is incorporated into thermal model and by the thermal analysis result, thermal effects on the satellite are investigated.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.45 no.9
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• pp.734-745
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• 2017

The navigation system of lunar lander are composed of various navigation sensors which have a complementary characteristics such as inertial measurement unit, star tracker, altimeter, velocimeter, and camera for terrain relative navigation to achieve the precision and autonomous navigation capability. The required performance of sensors has to be determined according to the landing scenario and mission requirement. In this paper, the specifications of navigation sensors are investigated through covariance analysis. The reference error model with 77 state vector and measurement model are derived for covariance analysis. The mission requirement is categorized as precision exploration with 90m($3{\sigma}$ ) landing accuracy and area exploration with 6km($3{\sigma}$ ), and the landing scenario is divided into PDI(Powered descent initiation) and DOI(Deorbit initiation) scenario according to the beginning of autonomous navigation. The required specifications of the navigation sensors are derived by analyzing the performance according to the sensor combination and landing scenario.

• Korean Journal of Remote Sensing
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• v.35 no.3
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• pp.471-482
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• 2019

The mission of the high-resolution camera for the lunar exploration is to provide 3D topographic information. It enables us to find the appropriate landing site or to control accurate landing by the short distance stereo image in real-time. In this paper, the ground verification and analysis system using the multi-application stereo camera to develop the high-resolution camera for the lunar exploration are proposed. The mission test items and test plans for the mission requirement are provided and the test results are analyzed by the ground verification and analysis system. For the realistic simulation for the lunar orbiter, the target area that has similar characteristics with the real lunar surface is chosen and the aircraft flight is planned to take image of the area. The DEM is extracted from the stereo image and compose three dimensional results. The high-resolution camera mission requirements for the lunar exploration are verified and the ground data analysis system is developed.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2019.10a
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• pp.697-700
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• 2019

무장데이터링크 시뮬레이션은 네트워크 기반 유도무기 모델링을 위하여 M&S 기술을 바탕으로 무장데이터링크의 운용성 및 정밀타격 성능을 검증하기 위한 시뮬레이션 소프트웨어다. 네트워크 기반 유도무기 모델은 원격임무통제를 위한 무장데이터링크망과 가상전장을 위한 시뮬레이션망이 연동하는 분산네트워크 환경에서 동작한다. 이때 유도탄모델 인터페이스는 다수의 프로토콜과 종속관계를 갖게 된다. 따라서 프로토콜이 수정될 때마다 유도탄모델 뿐만 아니라, 해당 인터페이스를 사용하는 다른 프로토콜도 수정되어야 한다. 또한 시뮬레이션 특성상 다양한 운용개념이 유도탄모델에 적용될 수 있다. 기존 고정표적 유도탄모델에 임무통제기능을 적용할 경우, 기존 모델이 훼손될 뿐만 아니라 기능 추가 및 삭제가 쉽지 않다는 문제가 있다. 본 논문은 서로 다른 프로토콜을 유도탄모델에 쉽게 적용하고 변경할 수 있는 프로토콜 변경용이성과 기 개발된 고정표적 유도탄모델을 변경하지 않고 무장데이터링크 운용 개념을 적용할 수 있는 유도탄모델 확장성을 위한 구조를 제안한다.

• Proceedings of the Korean Information Science Society Conference
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• 2006.06b
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• pp.166-168
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• 2006

현대전에서 보여지는 전쟁의 형태는 단기속결전으로 빠른 의사결정을 요구한다. 이러한 의사결정의 합리성과 객관성을 높이기 위해 선진국들은 의사결정 시스템을 제공하여 지휘관의 의사 결정을 돕고 있다. 본 논문은 이러한 임무수행 중 의사결정에 도움을 주기 위해 전문가 시스템을 이용한 의사결정지원 전문가시스템을 개념적으로 설계한다. 이를 위해 먼저 미군에서 널리 사용되고 있는 CPOF 의사결정 모델을 임무중심의 의사결정 모델로 전환하여 IDEFO 표기법을 사용하여 제시한다. 그리고 변경된 의사결정 모델 프로세스에 전문가시스템을 적용하여 의사결정지원 전문가시스템을 개념적으로 설계한다.

• Journal of the Society of Disaster Information
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• v.14 no.1
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• pp.36-42
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• 2018

Most of the disaster situation management system is focusing in the providing the situational information to support the decision of the commander. The information includes the sensing, CCTV, and weather data. Additionally, the reporting from the field agents is an axle of the data. These systems has weak in the field response capacities about the detail mission management to field agents. In this study, we focus in the development of the integrated model for SOP(Standard Operation Procedures) and situation information management.

• KIPS Transactions on Computer and Communication Systems
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• v.3 no.12
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• pp.443-448
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• 2014

This paper is a study related to fault tolerant design based on PSTR using virtualization techniques. If the fault tolerant PSTR based on virtualization techniques is implemented the communication performance between primary and shadow will improves and monitoring function is easy to available about activities of primary and shadow. The legacy PSTR model is implemented in its hardware. The primary play a main role and shadow play a switched action when the errors occurrs in the primary. The switched action of shadow make it possible to restart the primary function newly. This paper implements fault tolerant primary-shadow model using virtualization techniques on the embedded environment.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.28.3-28.3
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• 2009

과학기술위성 3호는 2007년 6월에 사업착수를 시작하여, 동년 8월 시스템요구사항검토회의(SRR)를 통해 임무 요구사항을 도출하였고, 동년 12월에 시스템기본설계검토회의(SDR)과 2008년 9월 시스템예비설계검토회의(PDR)를 개최하여 시험인증모델(EQM, Engineering& Qualification Model) 제작을 시작하여, 납품을 완료하고 ETB(Engineering Test Bed)상에서 유닛의 기능 시험 및 접속시험, 그리고 환경시험을 수행을 완료하였다. 또한 열구조모델 (STM, Structure and Thermal Model)도 제작을 완료하고 발사환경시험과 열평형 환경시험을 완료하였다. 이와같이 시험인증모델 및 열구조모델에 대한 지상에서의 시험과 검증이 완료된 시험결과를 바탕으로 2009년 9월 상세설계를 완료하고 비행모델 제작에 착수할 예정이다. 이 논문에서는 과학기술위성 3호의 시험인증모델에 대한 시험의 목적, 종류 그리고 검증에 대한 결과 그리고 향후 계획에 대해 발표하고자 한다. 참고로 과학기술위성 3호는 주탑재체인 다목적적외선영상시스템(MIRIS)은 우리 은하계의 근적외선 관측, 우주 배경복사 관측 및 지구 지표면의 적외선 영상 획득을 임무로 하고 있고, 부탑재체인 초소형 영상 분광기(COMIS)는 한반도 지역의 다중 스펙트럼 영상을 획득함으로써 대기관측 및 환경감시의 임무를 가지고 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.385-390
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• 2009

The gas turbine engine structures usually are placed on high thermal mechanical stress condition. For general low cycle fatigue evaluation, simple fatigue criterion based on critical plane approach is developed. LCF life of turbine wheel is evaluated with this criterion and process contrived together.