• 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.

• 한국병원경영학회지
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• 제8권4호
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• pp.111-120
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• 2003

The purpose of study is to research employees cognizing their hospital mission statement impact on their job satisfaction. Survey was conducted with 100 employees as samples, totaling 400 samples from four of religious general hospitals located in Busan, Gyeongsang Namdo and Gyeongsang Bukdo. The survey data was statistically analyzed by t-test, ANOVA, Pearson correlation analysis. Summary of study results are as follows: First, the degree of cognizance of mission statement showed significant differences by age, education, religion, job categories and experience of employees. Second, the degree of job satisfaction showed significant differences by age, education and experience of employees. Finally, significant correlation existed between employees' cognition of mission statement and their job satisfaction.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권5호
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• pp.404-414
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• 2013

전투기의 개념설계 과정에서는 기준형상 도출을 위해 비교분석연구가 반복된다. 반복적인 비교분석연구가 자동화되면 효율적으로 기준형상을 도출할 수 있다. 본 연구에서는 비교분석연구의 자동화를 위한 성능해석 프로그램을 개발했다. 프로그램은 형상생성모듈과 중량예측모듈, 임무성능 해석모듈로 구성된다. 형상생성모듈을 사용하여 3D CAD 모델 생성이 가능하며 중량예측모듈에서는 경험식을 사용하여 중량을 예측한다. 임의의 임무형상에 대한 임무성능 해석이 가능하며 최적화 기법을 사용하여 최적 임무성능 계산이 가능하다. 개발된 프로그램의 검증을 진행하여 개념설계 단계에 적용 가능함을 확인했다.

• 정보화연구
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• 제9권3호
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• pp.243-251
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• 2012

본 논문은 온톨로지 기반의 임무공간 개념 모델링 체계인 한국형 임무공간 개념모델 (CMMSK:The Conceptual Models of the Mission Space-Korea)을 제안한다. 모델링과 시뮬레이션을 이용하면 실제 군사 훈련을 실행할 때 발생하는 시간, 공간 그리고 경제적인 비용을 크게 줄일 수 있다. CMMS-K는 국방 모델과 시뮬레이션의 상호운용성과 재사용성을 향상시키기 위해 개발되고 있다. CMMS-K의 구조는 한국 국방 환경을 기반으로 기존 국방 개념 모델링 체계를 참조하여 생성되었다. CMMS-K의 주요 구성요소는 도메인 온톨로지, 임무공간 모델 기술 언어, 임무공간 모델링 도구, 그리고 CMMS-K 관리 시스템이다. CMMS-K 도메인 온톨로지는 개체 및 과제 온톨로지로 구성된다. 본 논문은 CMMS-K 도메인 온톨로지에 대해서 자세히 기술하고 제안된 방법의 적용 가능성을 예제를 이용하여 평가한다.

• 정보관리학회지
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• 제30권3호
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• pp.89-109
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• 2013

본 연구는 미국 문헌정보학과 홈페이지에 나타난 강령분석을 바탕으로 문헌정보학의 주요 개념에 대한 담론을 연구하고자 한다. 이를 위해 본 연구는 비평적 담론분석을 사용하였으며, 1) 문헌정보학 강령구조의 접근성, 제목, 구조를 조사하였으며, 2) 정체성 분석을 위해 의무적 용법, 어휘분석, 행위분석을 실시하였다. 3) 문헌정보학의 다양성을 분석하기 위하여 비교분석을 통한 문헌정보학과의 특성을 살펴보았다. 본 연구는 담론분석을 문헌정보학 분야와 연계하여 정체성을 밝히는 연구의 예가 될 것으로 기대한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제40권4호
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• pp.217-224
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• 2023

The Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO), also known as Danuri, successfully entered its mission orbit on December 27, 2022 (UTC), and is currently performing its mission smoothly. To mitigate potential contingencies during the flight and to navigate the spacecraft into the desired lunar orbit, the KPLO flight dynamics (FD) team analyzed major trajectory-related contingencies that could lead to the violation of mission requirements and prepared operational procedures from the perspective of trajectory and FD. This paper presents the process of preparing contingency trajectory operations for the KPLO, including the identification of trajectory contingencies, prioritization results, and the development of recovery plans and operational procedures. The prepared plans were successfully applied to address minor contingencies encountered during actual operations. The results of this study will provide valuable insights to FD engineers preparing for space exploration mission operations.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제32권3호
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• pp.257-268
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• 2015

Characteristics of delta-V requirements for deploying an impactor from a mother-ship at different orbital altitudes are analyzed in order to prepare for a future lunar CubeSat impactor mission. A mother-ship is assumed to be orbiting the moon with a circular orbit at a 90 deg inclination and having 50, 100, 150, 200 km altitudes. Critical design parameters that are directly related to the success of the impactor mission are also analyzed including deploy directions, CubeSat flight time, impact velocity, and associated impact angles. Based on derived delta-V requirements, required thruster burn time and fuel mass are analyzed by adapting four different miniaturized commercial onboard thrusters currently developed for CubeSat applications. As a result, CubeSat impact trajectories as well as thruster burn characteristics deployed at different orbital altitudes are found to satisfy the mission objectives. It is concluded that thrust burn time should considered as the more critical design parameter than the required fuel mass when deducing the onboard propulsion system requirements. Results provided through this work will be helpful in further detailed system definition and design activities for future lunar missions with a CubeSat-based payload.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제36권3호
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• pp.213-223
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• 2019

This paper analyzes delta-Vs to maintain an extremely low altitude on the Moon and investigates the possibilities of performing a CubeSat mission. To formulate the station-keeping (SK) problem at an extremely low altitude, current work has utilized real-flight performance proven software, the Systems Tool Kit Astrogator by Analytical Graphics Inc. With a high-fidelity force model, properties of SK maneuver delta-Vs to maintain an extremely low altitude are successfully derived with respect to different sets of reference orbits; of different altitudes as well as deadband limits. The effect of the degree and order selection of lunar gravitational harmonics on the overall SK maneuver strategy is also analyzed. Based on the derived SK maneuver delta-V costs, the possibilities of performing a CubeSat mission are analyzed with the expected mission lifetime by applying the current flight-proven miniaturized propulsion system performances. Moreover, the lunar surface coverage as well as the orbital characteristics of a candidate reference orbit are discussed. As a result, it is concluded that an approximately 15-kg class CubeSat could maintain an orbit (30-50 km reference altitude having ${\pm}10km$ deadband limits) around the Moon for 1-6 months and provide almost full coverage of the lunar surface.

• 기독교교육논총
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• 제72권
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• pp.273-291
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• 2022

연구 목적 : 지속 가능한 발전은 성장이라는 현재의 필요만이 아니라 미래 세대의 발전을 침해하지 않는 선에서 현재의 발전을 도모하는 것을 중요하게 여긴다. 이를 위해서는 경제, 환경, 사회통합이 적절히 달성되어야 하며, 이것의 현실화를 위하여 거버넌스가 요구된다. 지속 가능한 발전교육이란 미래를 위한 교육으로 모든 곳 모든 이들이 소외되지 않고 적합한 교육을 받게 하여 건강한 사회와 성공적인 경제 활동을 향유하게 하려는 것이다. 본 연구는 지속 가능한 발전에 대한 시대적 관심과 필요에 부응하여 기독교학교에서 지향하는 성경적 샬롬 개념이 이러한 개념과 어떻게 연결되는지 그 의미를 대비 분석하고 기독교교육적 적용점을 논의하는 것을 목적으로 한다. 연구 내용 및 방법 : 본 연구는 먼저 지속가능한 발전 개념의 출현 배경과 의미를 고찰한다. 그리고 이것의 개념이 교육의 영역에서 어떻게 적용되어 왔는지 살펴보면서 특별히 사회통합적 차원에서 정의를 다룬다. 이를 토대로 성경에서 가르치는 샬롬과 지속 가능한 발전 개념을 대비하면서 이 개념의 기독교교육적 적용점을 논의하고자 한다. 결론 및 제언 : 지속 가능한 발전은 정의와 샬롬을 추구하는 기독교학교 및 기독교교육의 본질적 목표에서 발견된다. 그리스도인은 청지기적 사명으로 타락한 세상에서 회복을 향한 봉사적 사명을 부여 받는다. 기독교학교는 먼저 지적 차원에서 학생들로 기독교적 사고를 하게 하므로 청지기적 사명을 가지고 환경과 경제적 공평과 사회통합을 위해 봉사하게 한다. 또한 기독교학교는 지적 차원을 넘어서 모든 곳 모든 이들에게 번영이 이루어지기까지 정의와 샬롬을 지향하는 실천적 차원을 사명으로 삼는다. 기독교학교는 기독교교육적 관점에서 회복을 통해 정의와 샬롬을 추구한다는 점에서 지속 가능한 발전을 현실화하는 주요한 교육 기관으로 자리하고 있다. 이런 점에서 기독교 학교는 모든 곳 모든 이들을 위한 정의와 샬롬을 추구하므로 지속가능한 발전에 대한 참된 실천을 수행해야 한다.

• 천문학회보
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• 제39권2호
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• pp.110.1-110.1
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• 2014

The optics of Space telescope is one of the major parts of space mission used for imaging observation of astronomical targets and the Earth. These kinds of space mission have a bulky and complex opto-mechanics with a long optical tube, but there are attempts have been made to observe a target with a small satellite in many ways. In this paper, we describe an optical design of a reflecting telescope for use in a CubeSat mission. For this design, we adopt the off-axis segmented method of astronomical observation techniques based on the Ritchey-Chr$\acute{e}$tien type telescope. The primary mirror shape is a rectangle with dimensions of $8cm{\times}8cm$, and a secondary mirror has dimensions of $2.4cm{\times}4.1cm$. The focal ratio is 3 which can obtain a $0.3{\times}0.2$ degree diagonal angle in a $1280{\times}800$ CMOS color image sensor with a pixel size of $3{\mu}m{\times}3{\mu}m$. This optical design can capture a ${\sim}4km{\times}{\sim}2.3km$ area of the earth's surface at 700 km altitude operation. Based on this conceptual design, we will keep trying to study more for astronomical observation with Attitude control system.