• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1989년도 한국자동제어학술회의논문집; Seoul, Korea; 27-28 Oct. 1989
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• pp.59-64
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• 1989

In this paper, the launch trajectory of the Japan scientific satellite M-3H-3 from launch to orbit injection is investigated. For the terminal conditions at a guidance target point, a guidance and control system is used. An open-loop and a closed-loop guidance schemes are used simultaneously. For the closed-loop guidance scheme, the velocity polynomial algorithm represented by the velocity difference between the target point and present velocity is used. A PD control system is used for activating gimbal type engines. The simulation result shows that all the terminal position and velocity conditions are satisfied and the trajectory for the M-3H-3 scientific satellite is reasonable.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.247-250
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• 2004

Tracking systems for launch vehicle consist mainly of radar transponder (beacon), RF switch or power divider, antennas as onboard system, and single or multiple radars as ground one. In this paper, tracking systems, which are applicable to KSLV (Korea Space Launch Vehicle)-l, are introduced and the electrical performances for developed prototypes are presented. We have also performed RF link analysis for both uplink and downlink, and estimated that the maximum distance to be able to track KSLV-l stably is dependent on uplink characteristic in our system.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2006년도 International Symposium on GPS/GNSS Vol.2
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• pp.279-283
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• 2006

The GPS receiver developed by KARI for the satellite launch vehicle should operate under severe dynamic environments such as high acceleration and jerk. Several terrestrial tests including the outdoor centrifuge test are planed in order to verify performances of the GPS receiver before flight. This paper deals with preliminary test results of the GPS receiver using a GPS signal generator before the centrifuge test that is a performance test of the GPS receiver using live GPS satellite signals. Test methods of the GPS receiver for the satellite launch vehicle under high centripetal acceleration and jerk utilizing a GPS signal generator are described. The simulation results are also analyzed in this paper.

• 한국기계가공학회지
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• 제17권5호
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• pp.131-136
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• 2018

Research on space development and satellites is being actively pursued. An interesting field is the study of reliable low-cost space launch vehicles. Since chemical fuel-based launching systems are expensive and take a lot of time and cost to maintain, the EML system, which is an electromagnetic force launching apparatus, is attracting attention. The EML system converts electrical energy stored in a capacitor into magnetic energy, and converts magnetic energy into mechanical kinetic energy, thereby accelerating the projectile. Although studies are actively conducted in the field, it is difficult to solve the equation because the impedance and speedance change with time and the nonlinearity is strong. Many researchers have solved this equation in a variety of methods. In this paper, the velocity analysis of the projectile was carried out by FEM (finite element method) using the commercial electromagnetic analysis program MAXWELL.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.147-150
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• 2005

우주발사체는 위성 및 spacecraft와 같은 페이로드를 정해진 궤도에 정확하게 투입하기 위해 추력제어가 용이하고 비추력이 높은 액체추진시스템을 주로 사용한다. 그러나 액체추진시스템은 고체추진시스템에 비해 구조가 복잡하고 고도의 기술을 요하므로 개발과정이 매우 어렵다는 단점이 있다. 우주발사체 개발과정 중 초기의 시스템 설계 단계는 전체 발사체 개발비용 및 일정을 축소하고 성능을 향상시킬 수 있는 중요한 단계이다. 본 논문에서는 최상의 액체추진시스템을 선택하기 위한 시스템 설계 단계에서의 프로세스를 제시하고 설명하였다.

• 정보과학회 논문지
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• 제42권6호
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• pp.691-698
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• 2015

응용프로그램의 기동 시간은 기기에 대한 사용자 체험에 영향을 주는 중요한 지표로 보조 기억 장치의 성능에 의해 큰 영향을 받는다. 하드디스크 대신 SSD를 사용하게 되면 기동 시간을 크게 낮출 수 있지만 비용 대비 성능을 고려하면 작은 용량의 SSD를 하드디스크의 캐시로 쓰는 것이 현실적인 대안이 될 수 있다. 본 논문에서는 파일시스템 수준에서 하드디스크 상의 블록을 SSD로 이주시키는 기법을 제안한다. 제안한 기법은 기존의 SSD 캐싱 기법들에서 요구되던 캐시 데이터의 사상에 필요한 주 메모리, CPU, 그리고 사상 정보의 유지를 위한 SSD 공간 사용의 부가적인 오버헤드가 없다. 8개의 응용프로그램을 이용한 실험에서 메타데이터와 데이터 블록을 모두 SSD에 캐싱한 경우에 기동시간이 평균 56% 단축됨을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권3호
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• pp.280-287
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• 2010

한국 최초의 위성발사체 나로호(KSLV-I)의 1차 비행시험이 2009년 8월 25일 전라남도 고흥의 나로우주센터에서 실행되었다. 다량의 연료를 싣고 장거리를 비행하는 우주발사체의 특성상 비행중의 비정상 상황에 대한 대비는 매우 중요하며, 본 논문에서는 KSLV-I 발사운영의 안전확보를 위해 진행된 비행안전 업무를 기술하였다. 비행시험 전, 비행시의 비정상 상황으로 인한 위험도 분석을 위한 비행안전 분석이 진행되어 정량적인 위험성을 평가하였으며, 발사시에는 비행안전시스템을 운영하여 위험에 대비하였다. 비행중 추적데이터를 이용한 순간낙하점 계산과 비행상황 감시는 정상적으로 운영되었으며, 비행종단시스템의 동작없이 비행시험을 완료하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권1호
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• pp.135-144
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• 2012

지난 2009년과 2010년 2회 비행시험을 수행한 나로호는 나로우주센터에서 발사준비 및 발사작업이 진행되었다. 발사관제시스템은 우주센터의 발사패드에 총조립된 상태로 장착된 발사체에 대한 발사작업을 위하여 발사체, 발사대, 추진지상공급계 등 외부시스템에 대한 명령을 전달하고 데이터를 실시간 모니터링하여 발사준비 프로세스를 총괄 운용한다. 발사관제시스템의 서브시스템인 상단 발사관제시스템은 나로호 상단에 대한 지상 발사작업을 제어 및 감시할 수 있도록 개발되었으며 나로호 비행시험을 통해 발사준비 프로세스 자동 및 수동처리, RCS 충전, 상단 온도환경상태 감시 등의 요구 기능들이 모두 설계 기준에 부합하는 것으로 확인되었다. 본 논문에서는 상단 발사관제시스템의 핵심 기술과 특성을 기술하며 발사운용 결과를 분석하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.432-435
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• 2008

Launch vehicle for injecting the satellite into its orbit is composed with propulsion system, guidance and navigation system, telemetry and so on. Among the others, the propulsion system is the most important part, because that is the key factor of failure of launch vehicle. Especially, the most of failures were occurred in time of engine startup. Therefore, the study of the conditions for stable engine startup is needed at the first step of development. The many researches were accomplished for mathematical modeling, stable startup engine and control of liquid propellant rocket engine. But the cavitation problem that can be occurred at an inlet of pump associated with propellant feeding system wasn't considered in these works. In this paper, propulsion system model was integrated with clustered engines and propellant feeding system for the simulations of engine startup. As the results of simulations, the requirements were deduced for the stable engine startup without the cavitation at an inlet of pump.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권4호
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• pp.28-34
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• 2022

지난 2021년 버진 오빗(Virgin Orbit)사는 747-400 항공기를 공중발사 플랫폼으로 개조하여 2월과 7월 두 차례 공중발사에 성공을 하였다. 기존 지상발사 대비 발사 장소나 날씨에 큰 구애를 받지 않고, 비용을 절감할 수 있으며, 발사 준비시간 단축과 고도 및 속도의 이득을 볼 수 있는 등 큰 효용성으로 인해 공중발사에 대한 관심이 증가하고 있다. 또한 전자장비의 소형/정밀화로 소형위성이 과거 중/대형 위성과 유사한 성능을 가지게 됨으로써 향후 소형위성 발사가 주를 이룰 것으로 전망된다. 본 논문에서는 국내 대형 민항기를 활용한 공중발사 플랫폼의 비행안전성 확보를 위해 국내 및 해외, 민간 및 군의 감항인증 규정/절차 등 제도적 인증 방안에 대해 살펴보고 적용 가능한 민간 및 군 감항인증 기술 기준을 검토 및 분석하였다. 그 결과로, 국내 현실을 반영한 감항인증 방안과 공중발사 플랫폼으로 개조 시 적용 가능한 감항인증 기술기준을 기반한 감항인증기준(안)을 결론에서 제시하고자 한다.