• 한국전자파학회논문지
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• 제27권11호
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• pp.949-958
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• 2016

본 논문은 다중대역 및 다중모드의 레이다 기능을 갖는 새로운 SDR(Software Defined Radar) 플랫폼의 개발 결과를 제시한다. SDR 하드웨어 플랫폼은 다중대역의 S, X, 그리고 K 밴드의 교체 가능한 RF 송수신기 및 안테나 모듈과 프로그램 가능한 신호처리기 모듈로 구현된다. 소프트웨어 플랫폼은 다중모드의 CW, Pulse, FMCW, LFM Chirp 파형 발생과 적응 가능한 신호처리 알고리즘 라이브러리 모듈 및 개방형 API 소프트웨어 모듈로 구현된다. SDR 플랫폼의 레이다 통합시험을 통하여 동작 성능을 실시간으로 검증하였으며, 또한 현장 활용시험을 통하여 지상 표적 및 비행체 드론 표적을 성공적으로 탐지하여 시험 결과를 제시하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제18권4호
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• pp.312-318
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• 2014

본 연구의 대상인 정지궤도위성은 GPS위성 궤도보다 높은 고도에 위치하기 때문에 지상 사용자에 비하여 GPS 신호의 가시성과 신호 세기 면에서 큰 차이가 있다. 본 연구에서는 이러한 정지궤도위성환경에 탑재되는 GPS 수신기에서의 GPS 위성 신호 가시성을 분석하고, 미약신호 획득 및 추적 알고리즘인 CCMDB 알고리즘을 적용하여 정지궤도위성 탑재 GPS 수신기에서 활용 가능한 소프트웨어 GPS 수신기를 개발하였다. 개발된 소프트웨어 GPS 수신기의 검증을 위하여 상용 하드웨어 시뮬레이터로 정지궤도위성 탑재 GPS 수신기에서 수신되는 GPS 신호를 생성하였고 이를 처리하여 성능을 분석하였다. 항법해 계산 결과 평균 3축 위치 및 속도 오차는 각각 165.636 m와 0.5081 m/s로 계산되었다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2007년도 Proceedings of ISRS 2007
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• pp.544-547
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• 2007

Because data processing systems in recent years are more complicated, main function of the data processing is divided as several sub-functions which are implemented and verified in each subsystem of the data processing system. For the verification of data processing system, many interface tests among subsystems are required and also a lot of simulation systems are demanded. This paper proposes CTHS (Common Test Harness System) for satellite ground segment development which has all of functions for interface test of the data processing system in one PC. Main functions of the CTHS software are data interface, system log generation, and system information display. For the interface test of the data processing system, all of actions of the CTHS are executed by a pre-defined operation scenario which is written by purpose of the data processing system test.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제1권1호
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• pp.10-15
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• 2014

This study presents technical description of the operating program development that operates the test bench for functional test of EECU. The test bench is capable of testing, simulation and adjustment of the EECU software using the operating program. The test bench is for the Development Project of the EECU platform for FADEC system. The operating program is consists of 3 modules which are the test bench operating module, cockpit simulator module and SILS module. The operating module mainly carries out the EECU test with manual operation and operating scenarios. Also that record and process the test data. The cockpit simulator module is capable of implementation of virtual cockpit control input and engine status display. The SILS module can simulate engine and EECU operation in software environment.

• 항공우주산업기술동향
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• 제6권2호
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• pp.69-79
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• 2008

유럽의 우주비행체 시뮬레이터는 요구사항의 증가와 함께 우주비행체 개발 비용에서 높은 비율을 차지하여 개발 비용 절감과 개발 기간 단축의 압력에 직면하고 있다. 현재 유럽은 유럽우주국을 중심으로 다양한 우주프로젝트 경험을 이용하여 소프트웨어 자체의 재사용 연구뿐만 아니라 소프트웨어 요구사항, 설계 노하우, 개발방법론, 경험 등 우주 프로젝트 간의 광범위한 자원 재사용 연구를 활발히 진행하고 있다. 재사용 연구 결과는 시뮬레이션 모델의 표준 제정과 시뮬레이터 개발 프로세스의 효율성 증대로 나타나고 있으며 후속 프로젝트에 적용되어 효과를 입증하고 있다. 본 논문에서는 최근 유럽의 우주비행체 시뮬레이터의 연구동향 추세와 시뮬레이터 소프트웨어 개발 동향을 기술한다.

• 항공우주기술
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• 제10권2호
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• pp.105-113
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• 2011

위성 탑재소프트웨어를 개발하는 과정에서 프로세서 에뮬레이터와 위성 시뮬레이터는 핵심툴로서, 소프트웨어 개발과 검증 단계에서 사용되며 실제 하드웨어를 대체할 수 있는 수준까지 활용이 가능하다. 현재 한국항공우주연구원에서 개발 중인 저궤도 위성의 탑재컴퓨터의 프로세서는 SPARC v7 기반의 MCM-ERC32SC 프로세서를 사용하며, 프로세서 에뮬레이터의 경우Aeroflex Gaisler에서 판매되는 TSIM-ERC32 에뮬레이터를 사용한다. 국내 인공위성 개발 시 ERC32 프로세서를 계속 사용할 경우 TSIM-ERC32의 제한 조건과 종속성을 벗어날 필요가 있으며, 추후 위성 시뮬레이터 개발 시 고성능의 프로세서 에뮬레이터가 요구되기 때문에 새로운 프로세서 에뮬레이터 개발 필요성이 지속적으로 대두되었다. 본 논문에서는 첫 번째 단계로 공개형 프로세서 에뮬레이터인 QEMU를 기반으로 ERC32 프로세서 에뮬레이터 개발 방법에 대해서 기술하며 개발 된 에뮬레이터 상에서의 소프트웨어 개발 및 디버깅 방법에 대해서 설명한다.

• 한국항행학회논문지
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• 제19권2호
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• pp.91-97
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• 2015

이 논문은 항공 분야에서의 안전필수 소프트웨어를 평가하기 위한 고려사항을 기술한다. 항공 분야에서의 안전필수 소프트웨어의 평가를 수행하기 위해서는 해당 소프트웨어의 평가 수준에 대한 정보가 필요하다. 그 수준은 표준에 명시되어 있으나 소프트웨어 자체적으로 결정되는 요소가 아니며 시스템 안전 평가 결과 및 시스템 설계 결과에 의존적이다. 그러므로 소프트웨어 평가수준을 결정하기 위해 시스템 개발 및 시스템 안전 평가 표준에서 필요로 하는 정보에 대해 설명한다. 그리고 소프트웨어를 평가하기 위한 기존의 방법론들을 조사하고 항공기 지상 유도 및 통제 시스템 소프트웨어의 평가에 적용할 방법을 제시한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권3호
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• pp.71-78
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• 2021

현대 항공기에서 대부분의 기능은 소프트웨어에 의해 통제되고 있으므로 소프트웨어 오류는 항공기 안전과 직결된다. MIL-HDBK-516C 15장은 군용항공기 탑재 소프트웨어의 안전한 개발과 검증을 위해서 적용되는 기준이다. 미 공군은 이 기준이 반복적인 미충족을 경험함에 따라 기준 충족을 위한 지침으로 감항성 회람(AC-17-01)을 발간하였다. 본 논문에서는 MIL-HDBK-516C 15장, AC-17-01, 그리고 미 연방 항공청에서 적용하고 있는 SW 인증 지침(DO-178C)을 비교 분석하였다. 먼저 AC-17-01 단계와 각 단계에서 명시된 MIL-HDBK-516C 15장 기준 그리고 MIL-HDBK-516C 기준에서 DO-178C를 명시한 기준간 정합 비율 식을 정의하였다. 그리고 비율 분석을 통하여 AC-17-01과 DO-178C를 달성하는 경우 MIL-HDBK-516C 충족 가능한 기준을 도출하였다. 분석결과를 바탕으로 항공 소프트웨어 개발 프로세스를 수립하고 MIL-HDBK-516C 15장 적용 사례를 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권6호
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• pp.481-488
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• 2021

인공위성의 원격명령 처리시스템은 상태감시, 제어 및 미션 실행을 위한 원격명령을 제공하는 유일한 통로이다. 국내의 인공위성은 과학 및 기술 위성, 다목적 위성 및 정지궤도 위성으로 나눌 수 있으며 CCSDS 표준 프로토콜을 사용하여 지상국과 통신을 수행한다. 그러나 기존의 국내개발 위성은 소프트웨어를 사용하여 원격명령어를 디코딩하여 소프트웨어 개발 및 검증 비용이 높고 하드웨어와 비교할 때 상대적으로 성능이 낮다. 본 연구에서는 원격명령 디코딩 ASIC을 이용한 원격 명령 처리시스템을 제시한다. 이 시스템의 하드웨어는 telecommand RAM, protocol RAM/ROM, telecommand ASIC, interface FPGA 및 relay block으로 구성되었다. 이 시스템은 인공위성이 사용하는 일반 명령 및 펄스 명령을 처리한다. 시스템을 시험 및 검증하기 위해 점검 장비 및 시험환경을 구축하였다. 제안한 ASIC 기반의 telecommand 처리시스템은 소프트웨어 기반 디코딩 시스템에 비해 개발 비용을 1/5로 줄였을 뿐만 아니라 성능은 10⁵배 향상되었다.

• 항공우주기술
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• 제11권1호
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• pp.49-56
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• 2012

위성의 기본적인 상태를 모니터링하며 자세 제어 및 위성 고유의 임무를 수행하는 위성비행소프트웨어는 운용 환경 및 그 특수성으로 인하여 매우 높은 수준의 신뢰성이 요구된다. 이를 위하여 개발 과정에서 다양한 활동이 이루어지게 된다. 실제 하드웨어 또는 하드웨어를 모사하는 시뮬레이터를 통해 위성비행소프트웨어를 동작시키고 지상 명령의 전송, Telemetry의 수신을 통한 검증의 경우, 매우 다양한 지원환경이 요구된다. 위성비행소프트웨어팀에서는 이러한 검증 활동을 보다 효과적으로 수행하고 이를 통해 소프트웨어의 신뢰성을 향상하고, 다양한 위성 개발에 공통으로 사용될 수 있는 위성 비행 소프트웨어 통합 검증 시스템을 구축하고 있다. 본 논문에서는 위성비행소프트웨어의 효과적인 검증을 위한 통합 검증 시스템의 설계 및 구축 방안에 대하여 소개한다.