• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.123-128
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• 2010

과학기술위성 3호는 무게 170kg 이하의 과학적 임무를 수행하는 위성이다. 이 위성은 소형위성, 또는 세부적으로 마이크로 위성으로 분류된다. 이러한 소형위성을 위한 발사체는 각 발사체별로 다른 환경적 인터페이스를 가진다. 소형위성들은 일반적으로 다중 발사되기 때문에 적합한 발사체 선정에 제한적이다. 따라서 위성 개발 초기부터, 소형위성은 소형위성 발사체의 환경요건을 고려하여 디자인 되어야한다. 본 논문에서는 소형위성 발사에 적합한 발사체의 환경적 요구사항을 정리하고, 이러한 모든 발사체의 요구조건을 수용할 수 있는 요구조건을 제시 한다.

• 산업경영시스템학회지
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• 제45권1호
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• pp.41-52
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• 2022

Development of a long-range artillery intercept system to counter the threat of enemy long-range artillery is in progress. This intercept system is a complex combination of several components. In addition, the ability to engage simultaneously is emphasized due to the characteristic of having to respond to numerous enemy bullets. In this study, the performance according to the arrangement of the detection asset and missile launchers, which are key components of the system, is analyzed. A simulation experiment was performed assuming the enemy attack at various azimuth and launch angles. As a result of the analysis, the radar seems to provide sufficient detection capability in any situation, but in the case of the launcher, the effect of the enemy's launch angle can be critical. It is recommended to place both radar and launchers behind the protection target.

• 항공우주기술
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• 제10권2호
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• pp.82-86
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• 2011

본 논문에서는 통신해양기상위성의 TM 안테나[2.290 GHz]에 의해 발생된 RF가 발사체 PROTON M/Breeze M long 패어링 안에서 형성되는 전기장의 세기를 예측한다. 위성이 TM을 내보내기 위해 의도적으로 방사하는 전기장의 세기는 PROTON M / BREEZE M 패어링의 특성을 고려함으로써 예측될수 있다. 다른 정지궤도 발사체는 PROTON의 패어링과 유사한 특성을 갖기 때문에, 예측된 결과가 다른 발사체에도 적용될 것이라 예상된다. 해석결과로써, 패어링내의 전기장의 세기는 위성 본체와는 전자파 적합성 요구사항을 만족하나, 발사체 PROTON M/Breeze M과는 전자파 적합성 요구사항을 만족하지 못한다.

• 한국정보통신학회논문지
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• 제24권11호
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• pp.1457-1462
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• 2020

스마트폰에는 다수의 응용 프로그램들이 탑재된다. 이 응용 프로그램들의 탑재, 삭제, 배치 등을 관리하는 서비스 응용 프로그램을 런처라고 하며 다양한 런처들이 사용된다. 기존 런처들 중에서 응용 프로그램의 사용자 활용 패턴들을 분석하여 아이콘을 자동으로 배치하는 기능을 제공하는 것도 있다. 본 논문에서는 스마트 폰 화면에서 아이콘들이 균형을 이루도록 아이콘을 자동으로 배치하는 방식을 제시한다. 사례를 통하여 이 방식의 자동 배치가 사용자에게 유용함을 보였다. 이 경우 높이가 m이고 너비가 n인 m × n 화면 레이아웃에서 n이 홀수이면 전체 화면이 n 값과 관계없이 항상 균형을 이루도록 배치할 수 있음을 수학적 귀납법으로 증명하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제16권5호
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• pp.590-597
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• 2013

For a lower tier defense, the distance between a launcher and an engagement control station is quite important to estimate the proper defense area and to effectively arrange missile launchers. In this paper, we have analyzed an effectiveness of anti-ballistic missile launcher arrangement for the lower tier defense against the ballistic missile. The operation concept, specific configuration and aerodynamic characteristics of the ballistic missile such as SCUD-B/C, Nodong are considered in order to develop a realistic engagement simulation. The diverse engagement results through numerical simulations are provided to conduct the effectiveness analysis of anti-ballistic missiles.

• 전기학회논문지
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• 제59권4호
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• pp.774-778
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• 2010

In this paper, the preliminary EMC analysis process between the Communication, Ocean and Meteorological Satellite (COMS) and the Geostationary Earth Orbit (GEO) launch vehicles in the frequency range is described. The considered launch vehicles are Arian Ⅴ, Sea Launch, Land Launch, Atlas III&Ⅴ, Delta IV, Proton M/breeze M, Soyuz, H II-Aa. The launch vehicle Radiated Susceptibility (RS) specifications have been compared to COMS satellite Radiated Emission (RE) limits. The COMS Radiated Emission (RE) level is determined by calculating the radiated field equal to the quadratic sum of radiated emissions of each equipment switched "ON" during launch. As a result, The RS requirements of Arian V, Atlas III&V and Delta IV lauchers are compliant with COMS RE limits. The negative margins appear between the others launch vehicle RS (Sea Launch, Land Launch, Proton M/Breeze M, Soyuz and H II-A) and COMS RE. Then, if the launchers that have negative margin were chosen by the customer, The EMC tests should be performed at satellite level in order to demonstrate the compatibility with respect to launch vehicles requirements.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제17권3호
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• pp.350-357
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• 2014

MRDS is a short range missile/rocket defense system which protects a main battle tank(MBT) from threats at a short range. It is composed of 2 radars, 2 infrared trackers(IRT)s, 1 fire control computer(FCC), 2 launchers and countermeasures. In this paper, the radar and the IRT models based on sensing errors, the FCC model based on filtering errors, the launcher model based on driving errors and the countermeasure model based on flying errors are proposed to analyze the defense performance with the approaching RPG-7 and the moving MBT. The simulation results are presented to evaluate and verify the effectiveness of the proposed method.

• Journal of Magnetics
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• 제20권4호
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• pp.394-399
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• 2015

Electromagnetic Induction Launchers (EIL) have been receiving great attention due to their advantages of non-contact between the coils and a projectile. This paper describes the modeling and design of 3-stage EIL to accelerate a copper projectile of 50 kg with 290 mm diameter. Our EIL consists of three independent driving coils and pulsed power modules to generate separate driving currents. To find efficient acceleration conditions, the appropriate shape of the driving coils and the position of the projectile have been calculated by using a finite element analysis (FEA) method. The results showed that the projectile can be accelerated more effectively as the gap between the coils is smaller; a final velocity of 45 m/s was obtained. The acceleration efficiency was estimated to be 23.4% when a total electrical energy of 216 kJ was discharged.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권2호
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• pp.206-222
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• 2015

This work uses different finite element approaches to the free vibration analysis of reinforced shell structures, and a simplified model of a typical launcher with two boosters is used as an example. The results obtained using a refined one-dimensional (1D) beam model are compared to those obtained with commercial finite element software. The 1D models that are used in the present work are based on the Carrera Unified Formulation (CUF), which assumes a variable kinematic displacement field over the cross-sections of the beam. Two different sets of polynomials that correspond to Taylor (TE) or Lagrange (LE) expansions were used. The analyses focused on three reinforced structures: a stiffened panel, a reinforced cylinder and the complete structure of the launcher. The frequencies and natural modes obtained using one-dimensional models are compared to those obtained from classical finite element analysis. The classical FE models were built using a beam-shell or solid elements, and the results indicate that the refined beam models can in fact be used to investigate the behavior of very complex reinforced structures. These models can predict the shell-like modes that are typical of thin-walled structures that cannot be detected using classical beam models. The refined 1D models used in the present work provide results that are as accurate as those from solid FE models, but the 1D models have a much lower computational cost.

• 한국음향학회지
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• 제39권4호
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• pp.342-350
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• 2020

본 논문은 우주 발사체 구조 개발을 위한 음향/진동 연구의 개요와 음향 해석 및 시험 기술의 국내 현황을 소개하고 있다. 먼저 발사체 운용중에 받는 동하중에 대하여 요약, 정리하고 위성체를 보호하기 위한 페이로드 페어링의 음향 하중 저감 설계 및 해석 방법을 소개하였다. 나로호부터 현재 한국형발사체 페이로드 페어링까지 음향 보호 시스템의 최적 설계를 위해 구조 진동-음향 연성 해석 성능의 향상을 도모하였으며, 이를 위한 연구 활동을 살펴보았다. 구체적으로 적층 구조가 다른 복합재료 실린더에 대한 음향 하중 저감 성능 해석 및 검증 시험, 음향 공명기 배열을 적용하기 위한 인클로저 음향 시험, 나로호 페어링 실린더부에 대한 음향 가진 시험 및 해석 등의 결과를 소개하였다. 현재 개발중인 한국형 발사체(누리호)의 페이로드 페어링 음향 하중 저감 해석 및 시험 결과를 소개하였으며 해석 결과가 실험 결과를 잘 예측함을 보였다.