• 한국정보전자통신기술학회논문지
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• 제1권2호
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• pp.13-20
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• 2008

최근 대부분의 첨단 임무 (mission critical) 시스템이 컴퓨터 노드 연결에 의한 Ethernet 네트워크 기반으로 구성되고 있어, 이에 따른 시스템 신뢰성 측면이 더욱 중요한 요소로 대두되고 있다. 본 논문은 첨단 임무 시스템의 신뢰도를 높이기 위하여 일반화되고 있는 고장 극복(Fault Tolerant) Ethernet의 개념을 이중화 관점에서 정립하고, 이를 위한 핵심 사항인 노드 이중화 구현 방식을 비교하여 제시한다. 고장 극복개념을 위한 기본 구성인 Ethernet 이중화를 독립형 이중화와 통합형 이중화로 구분하여 분석하였다. 또한 노드 이중화 구현 방식은 기존의 소프트웨어 접근 방식과 하드웨어 접근 방식은 물론, 최근 본 연구팀의 일부가 제안한 복합 (hybrid) 방식도 함께 비교 대상으로 하였다. 실시간이 요구되는 첨단 임무 시스템의 경우는 하드웨어 접근 방식 또는 복합 방식이 적합하고, Commercial-Off-The-Shelf (COTS) 사용이 요구되는 시스템의 경우는 소프트웨어 접근 방식이나 복합 방식의 선택으로 귀결된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권9호
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• pp.836-842
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• 2007

본 논문에서는 자동으로 궤도를 결정하고, 신뢰성을 판정한 후 임무계획, 위성추적, 위성위치 표시에 사용하도록 갱신하며, 안테나 추적을 위해 필요한 여러 가지 형태의 궤도데이터 파일을 생성하는 ‘자동 궤도운용 시스템 (KGS automated Operational Orbit Processing System, KOOPS)'의 개발 내용 및 실제 운용 결과를 기술하였다. 개발된 본 시스템은 다양한 형태의 궤도추적 데이터를 처리할 수 있으며, 각 위성 시스템에 따라 필요한 다양한 전처리 및 후처리 프로세스들을 각 위성 별로 개별적으로 설정할 수 있기 때문에 여러 기의 서로 다른 임무를 가진 “다중, 복합” 위성 궤도운용 시스템으로 적용이 가능하다. 아리랑 1호 및 아리랑 2호의 추적 및 임무계획을 위한 비행역학 시스템으로써 적용되어 운용한 결과, 임무운용의 효율성 및 안정성을 크게 높이고, 인력 소요를 대폭 줄이는 효과를 얻을 수 있었다. 본 시스템의 개발 과정과 실제 적용을 통해 얻은 경험은 향후 보다 효율적이고 자동화된 “통합지향형 범용” 비행역학 시스템 개발에 직접 활용될 수 있을 것으로 사료된다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권5호
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• pp.76-88
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• 2018

미 항공우주국(NASA), 유럽우주기구(ESA) 등의 우주기관 및 미국 군에서는 제품보증 수행에 대한 요구조건 및 계획 등에 대한 가이드라인 또는 표준서를 제시하고 있다. 최근 들어, 세계의 주요 위성제작사는 테일러링(tailoring)을 통해 과도한 제품보증 요구조건 및 프로세스를 완화하고 있다. 비용 및 일정의 효율성을 증진시키기 위한 테일러링을 수행한다는 의미이다. 제품보증 테일러링은 임무, 임무 리스크의 유형, 복잡도, 개발비용 및 수명주기 등의 다양한 인자를 기준으로 수행될 수 있다. 본 연구에서는 NASA에서 제안된 임무 리스크(mission risk) 분류에 따른 제품보증 업무를 조사하고, 개발비용 및 일정의 최적화를 위한 테일러링 방안을 제시한다. 특히, 국내에서 개발하여 운용 중이거나 개발 중인 위성에 대한 임무 리스크 유형을 정의하고 이들에 대한 제품보증 특성을 비교 분석한다.

• 한국항행학회논문지
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• 제26권5호
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• pp.325-330
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• 2022

항공기에 탑재된 센서들은 임무 수행에 필수 요소이며 센서들을 통해 얻어진 데이터의 융합은 임무 효율을 높이고 조종사의 부담을 줄이기 위해 적용되고 있다. 센서들로부터 얻어진 데이터를 특정 대상에 대해 일관되고 보다 정리된 형태로 조종사에게 제공하기 위해 데이터 융합이 적용되어 발전하고 있다. 현재 운용되고 있는 군용 항공기는 Link-16 과 같은 전술데이터링크에 연동하여 향상된 전술 상황을 조종사에게 전시하여 임무 효율을 높이고 있다. 항공기에 탑재된 센서가 고성능화 되면서 얻어진 정확도가 향상된 센서 데이터와 전술데이터링크를 통해 수신한 전술상황정보를 융합하여 조종사에게 고신뢰성의 전술상황 및 임무 환경을 제공하고 효율적인 임무 수행과 높은 생존성을 기대할 수 있다. 본 논문에서는 항공기 실시간 센서 데이터와 전술데이터링크를 통해 얻어지는 데이터를 종합된 정보 형태로 제공하기 위한 융합 구조를 보인다.

• 한국정보처리학회:학술대회논문집
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• 한국정보처리학회 2009년도 추계학술발표대회
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• pp.227-228
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• 2009

무선 센서 네트워크는 그 특성상 그동안 에너지 효율에 연구가 집중되었다. 하지만 점차 QoS 요구사항이 증가하고, 국방, 의료 등의 중대한 임무에 사용되기 시작하면서 정보의 손실 없이 데이터를 전송하는 전송 신뢰성의 중요성이 부각되고 있다. 센서 노드의 제한적인 에너지와 메모리, 무선 채널의 높은 에러율을 고려한 다양한 전송 신뢰성 보장 기법이 연구되었으며 본 논문에서는 이러한 신뢰성 보장 기법을 살펴보고, 분류함으로써 적재적소에 본 기법들이 사용될 수 있도록 한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.46.4-47
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• 2009

인공위성은 지상에서 설계 제작된 후에 발사체에 탑재되어 궤도에 진입되어 위성에 부여된 고유임무를 수행하게 된다. 위성체가 임무를 수행하는 우주공간은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어진다. 때때로 위성체는 이러한 가혹한 우주환경의 영향으로 인해 주요 부품의 기능장애가 초래되기도 하며 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 따라서 고진공과 극저온 환경으로 일컬어지는 우주환경을 지상에서 모사하여 위성체의 안정성 및 신뢰성을 시험하기 위해서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 한국항공우주연구원에서는 인공위성의 탑재체인 광학카메라의 국산화 개발을 위하여 우주공간의 고진공과 극저온 상태를 모사할 수 있는 $\varphi4m\timesL10m$ 규모의 광학탑재체 전용 열진공챔버를 국산화 제작하였다. 관측 위성용 광학카메라는 초고정밀 장비로서, 이를 테스트하기 위한 광학탑재체용 진공챔버는 특히 진동환경에 매우 민감한 하여 10-7 grms 이하의 진동레벨을 허용하고 있다. 그러나 진공용기는 지진 및 외부 환경으로부터의 시스템외부진동과 진공펌프 및 기타 장비들로부터의 내부 진동환경에 항상 노출되어 있으며, 가진 주파수가 구조물 자체의 고유진동수와 일치될 경우 공진이 발생하여 시스템에 큰 영향을 미칠 수 있으므로, 외부 진동 및 챔버 자체 진동이 광학계에 전달되지 않도록 진동차단장치가 필요하다. 이 논문에서는 광학탑재체 궤도환경시험용 챔버에 대한 진동차단장치의 개발 및 활용 예를 논의하고자 한다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.71-78
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• 2005

FMECA의 목적은 위성체의 설계 시에 임무 수행에 치명적인 영향을 줄 수 있는 부품이나 구성을 밝혀내어 이를 설계에 이용하기 위한 것이다. 이러한 분석을 통하여 위성체의 운용 또는 생산 중에 예상되는 모든 고장 형태(Failure Mode)를 확인하고, 해당 고장 형태의 임무에 대한 영향을 검토하여 이러한 고장 형태가 허용될 수 있는 것인지를 결정하고 이를 보완하기위한 설계 변경 또는 관리가 이루어지게 된다. 본 기술 논문에서는 현재 개발 중인 위성에 대하여 수행된 FMECA의 절차와 결과를 수록하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.59-59
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• 2003

과학위성 1호는 고도 685 km 태양동기궤도에서 운용되는 소형인공위성으로 지구 그림자에 의한 주기적인 온도변화, 태양과 지구로부터의 자외선복사, 진공환경과 같은 가혹한 우주환경에서 정상적으로 임무를 수행해야 한다. 이러한 가혹한 우주환경에서 위성 각 시스템의 온도를 허용범위 내에서 조절하고 구조적인 열변형을 최소화하기 위하여 열제어 시스템이 필요하며, 위성개발과정에서 상세한 열설계 요구조건을 도출하고 반영하여 과학위성 1호의 열제어 시스템을 설계하였다. 열제어 시스템은 위성의 내\ulcorner외부에서 위성외부로부터의 열유입을 최소화하고 위성내부에서 발생한 열을 효과적으로 방출하는 역할을 한다. 열제어 시스템의 성능을 검증하기 위하여 다양한 임무와 궤도를 고려한 궤도열해석이 수행되었으며, 주기적인 온도변화와 진공환경을 모사하는 열진공시험을 통하여 예상되는 우주환경에서 위성 각 시스템의 정상동작 여부가 검증되었다. 본 연구는 과학위성 1호의 열설계 결과와 효과적인 열설계를 위한 궤도열해석 과정 그리고 위성 시스템의 신뢰성 검증을 위한 열진공시험결과를 다룬다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2013년도 제44회 동계 정기학술대회 초록집
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• pp.147-147
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• 2013

인공위성이 임무를 수행하는 우주공간은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로, 위성체는 이러한 가혹한 우주환경의 영향으로 인해 주요부품의 기능장애가 초래되기도 하며 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 따라서 10E-06 torr 이하의 고진공과 $-180^{\circ}C$의 극저온 환경으로 일컬어지는 우주환경을 지상에서 모사하여 위성체의 안정성 및 신뢰성을 시험하기 위해서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 한국항공우주연구원에서는 인공위성의 탑재체인 광학카메라의 국산화 개발을 위하여 우주공간의 고진공과 극저온 상태를 모사할 수 있는 ${\varphi}4m{\times}L10m$ 규모의 광학탑재체 전용 열진 공챔버를 국산화 개발하여 사용하고 있다. 탑재체 진공시험은 진공환경의 조성과 함께 외부진동을 완벽하게 차단하는 것이 매우 중요하다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원에서 보유한 광학탐재체용 진공챔버에서 진공 유지와 진동 차단을 동시에 수행하고 있는 방법에 대해 살펴보고자 한다.

• 한국정보처리학회:학술대회논문집
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• 한국정보처리학회 2010년도 추계학술발표대회
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• pp.1555-1557
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• 2010

위성 탑재 소프트웨어는 기본적인 위성의 상태 데이터 획득에서부터 지상국과의 송수신 및 위성 고유의 임무 수행의 전 과정을 담당하고 있다. 이러한 위성 탑재 소프트웨어에 있어 무엇보다 강조되는 점이 신뢰성이며, 이를 위한 많은 연구가 진행되어 왔다. 위성 탑재 소프트웨어의 개발 과정에서 여러 단계의 검증 및 테스트가 수반되게 되며, 이러한 위성 탑재 소프트웨어의 개발에는 많은 시간과 노력이 요구된다. 또한, 위성의 소프트웨어는 그 특성상 위성 발사 후 탑재 소프트웨어에 대한 수정 및 개선에 많은 어려움이 따르게 된다. 본 연구에서는 위성 탑재 소프트웨어 개발 과정에서 재사용성을 높이고 소프트웨어 및 위성 임무 변경에 보다 용이하게 대응할 수 있는 Reconfigurable Software Architecture 를 제안한다.