• 시스템엔지니어링학술지
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• 제2권1호
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• pp.54-60
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• 2006

LCC(Launch Control Center) in NARO space center performs a data monitoring and control through the interface to the external system of launch vehicle. Launch control function needs high reliability and processing speed. Hence, LCS(Launch Control System) is made up a real time system. An important role of the LCS Prototype is discovering a risk element and minimizing it through developing a launch control system. This paper deals with a real time data processing among the simulator, gateway, data distribution server, command and control server which is involving LCS Prototype.

• 한국시뮬레이션학회:학술대회논문집
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• 한국시뮬레이션학회 2005년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.106-111
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• 2005

LCC(Launch Control Center) in NARO Space Center perform a data monitoring and control through the interface to the external system of launch vehicle. Launch Control function needs a high reliability and processing speed. Hence, LCC's remote control system configure a real time system. An important role of the Simulation system is discovering a risk element and minimize it When developing a launch control system. Also, secure a development technique to solve the risks. Launch Vehicle simulator is composed of various component at characteristic of the Launch Vehicle. To be like this each function component the developer will be able to develop easily in order, it using the LabVIEW which is a Graphical Program and it programs, The LabVIEW GOOP(Graphical Object-orinted Programming) which supports an Object-orinted programming it uses with the Component it develops will have a strong point which reusability and a unit test, maintenance, size of program and individual developments.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1006-1010
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• 2017

본 논문은 발사체의 지상대기 및 운용 중 격실 내부의 열제어 및 화재/폭발 방지를 위해서 적용되는 열제어/화재안전계에 대한 설계 및 시험에 대해서 기술한다. 고려된 시스템은 한국형발사체 개발의 일환으로 진행되고 있는 시험발사체의 열제어/화재안전 시스템으로 이 시스템은 나로호의 경험을 토대로 고압 시스템을 적용한다. 고압 및 저압 시스템의 선정은 발사대의 가스공급 설비 및 발사체의 특성을 고려해서 선정하며 이에 따라 시스템의 구성도 달라진다. 결과적으로 개발된 시스템은 시험을 통해서 초기의 설계 조건을 만족하는 결과를 얻을 수 있음이 확인되었으며, 이러한 시스템은 한국형발사체의 개발에 그대로 확장되어 적용될 예정이다.

• 한국정보통신학회논문지
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• 제19권8호
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• pp.1965-1972
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• 2015

비행시험 발사통제 시스템은 유도무기 비행시험 시 사격통제 시스템과 연동하여 동작하고, 유도무기의 종류 및 시험 목적에 따라 시험의 통제 및 상황 감시를 하는 시스템이다. 사격통제 시스템과 비행시험 발사통제 시스템이 연동하기 위한 메시지 구조, 통신 프로토콜, 데이터 타입 등은 발사통제 ICD(Interface Control Document)에 정의되어 있고, ICD는 유도무기 체계별, 시험 목적별로 모두 다르게 구성되어 있다. 기존에는 사격통제 시스템과 연동하기 위해 별도의 연동 소프트웨어를 개발하였으나, 이는 다양한 문제점을 가지고 있었다. 따라서 다양한 발사통제 ICD를 수용할 수 있도록 새로운 파싱 알고리즘을 개발하였고, 사격통제 시스템과 연동하여 다양한 메시지들이 송ㆍ수신되는 것을 확인하여 알고리즘이 정상적으로 동작하는 것을 검증하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제15권6호
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• pp.567-572
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• 2009

The underwater launch system using an ATP consists of five parts: compressor tank, proportional flow control servo valve, expulsion spool valve, air turbine pump, and discharge tube. The purpose of this study is to develop an underwater launch system using an ATP and to verify the validity of the system. The proportional flow control servo valve is modeled as a 2nd order transfer function. The projectile is ejected by pressurized water through the air turbine pump, which is controlled by expulsion valve. The mathematical model is derived to estimate the dynamic characteristics of the system, and the important design parameters are derived by using simulations. The computer simulation results show the dynamic characteristics and the possibility of control for underwater launch system.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.393-396
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• 2008

Propellant consumption control for space launch vehicle can be achieved by propellant utilization system (PUS) and tank depletion system (TDS). In the course of developing new space launch vehicles, the main target of design is on reducing of space launch vehicle weight, which results in increasing both specific impulse and payload weight. The weights of space launch vehicles are generally allocated to structure, propulsion system, and propellants loaded. The quantity of propellants filled in propellant tanks may be estimated with the propellants actually consumed by propulsion system to complete its mission and the propellants left on-board at the time of engine shut-off. To minimize the remaining quantity of propellants on-board the supplying propellants' O/F ratio should be controlled from the certain time before engine shutdown. To control an O/F ratio, a control system, which accurately measures and compares the remainder of propellants in tanks and pipes, should be needed. This paper solely dedicates its contents to explore the merits and demerits of various level sensor, which is one of the important elements for PUS and TDS, and the transmission and control of signals within space launch vehicle.

• 시스템엔지니어링학술지
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• 제2권1호
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• pp.37-41
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• 2006

The KSLV-I satellite launch vehicle will be launched in a space center currently under construction. The Space Center which is an advance post base of space development of Korea is located on Oenaro island in Kohung, South Cholla Province. A Ground Complex of the Space Center consists of an AC(Assembly Complex), a LC(Launch Complex), and a MCC(Mission Control Center). Assembly and test facilities are located in the AC in which stage assembly, integrated assembly, check-up, certification test, and pre-launch test are made effectively. A launch pad, fuel supply facilities, a launch control center and associated supporting facilities are located in the LC, and the MCC has control over the space center. These ground complex facilities have diverse forms of an interface with mechanical device, electric device, and etc. These should also provide optimum condition and performance during launch operation processes of the launch vehicle. This paper introduces the result of R&D for the AC of the ground complex performed during system design period.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권8호
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• pp.657-665
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• 2016

발사관제시스템은 발사캠페인 기간 중 지상의 발사 준비 및 발사 운용 임무를 수행한다. 보통 발사 운용의 성공 여부는 발사관제시스템의 하드웨어나 소프트웨어에 의해 크게 영향을 받는다. 특히 제어 알고리즘의 사소한 오류조차 발사 운용에 심각한 문제나 재난을 유발 시킬 수 있다. 따라서 내재된 오류를 사전 검증시험을 통해 찾아내 제거해야 한다. 본 논문은 발사관제시스템 검증에 사용된 하드웨어와 소프트웨어 시뮬레이터의 설계와 구현에 대해 소개한다. 시뮬레이터의 상세한 설계와 플로차트 형식의 구체적인 알고리즘을 기술하여 유사한 시스템의 구현에 적용할 수 있도록 하였다. 특히 별도의 컴퓨터나 PLC를 사용하지 않고 자체 제어기에서 모든 시뮬레이션 알고리즘이 동작하도록 개발한 점을 강조한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.7-10
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• 2006

발사체가 정확하게 주어진 궤도에 인공위성을 투입시키기 위해서는 Pitch, Yaw, Roll의 3축을 제어하는 정밀한 자세 및 제어 시스템이 필요하다. 현재 사용되고 있는 자세 제어 시스템은 크게 Cold gas 방식과 단일 및 이원 추진제를 사용하는 액체 추진 기관이 일반적으로 발사체에 사용되고 있다. 위와 같은 추진제를 사용하는 추력 제어시스템의 장단점을 분석을 통하여 시스템의 단순성 및 구조비와 운영 측면에서 향후 개발될 발사체 상단에 적용할 수 있는지를 판단하고자 하는 것이 목적이다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권2호
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• pp.95-103
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• 2019

고압가스공급설비 제어시스템은 발사대 인증시험 및 발사운용에 필요한 고압가스를 저장하고 공급하는 설비를 제어하는 역할을 수행한다. 발사대를 구성하는 대부분의 설비는 운용을 위해 고압가스를 필요로 한다. 그렇기 때문에 고압가스공급설비를 제어하는 제어시스템은 발사대를 구성하는 다른 시스템 보다 먼저 개발과 검증이 이루어져야 한다. 하드웨어와 소프트웨어 검증은 구분하여 수행한다. 특히, 제어기에 탑재되는 제어알고리즘 소프트웨어 검증은 제어시스템 개발 기간 중 많은 시간과 인력 비용이 투입된다. 따라서 구체적인 시험절차와 방법이 사전 준비가 되어야 효율적 개발이 가능하다. 본 논문에서는 고압가스공급설비와 제어시스템 구성을 소개하고 주요 알고리즘 검증 절차 및 그 동작 결과를 제시한다.