• 제목/요약/키워드: advanced sensors

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Efforts against Cybersecurity Attack of Space Systems

  • Jin-Keun Hong
    • Journal of Positioning, Navigation, and Timing
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    • 제12권4호
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    • pp.437-445
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    • 2023
  • A space system refers to a network of sensors, ground systems, and space-craft operating in space. The security of space systems relies on information systems and networks that support the design, launch, and operation of space missions. Characteristics of space operations, including command and control (C2) between space-craft (including satellites) and ground communication, also depend on wireless frequency and communication channels. Attackers can potentially engage in malicious activities such as destruction, disruption, and degradation of systems, networks, communication channels, and space operations. These malicious cyber activities include sensor spoofing, system damage, denial of service attacks, jamming of unauthorized commands, and injection of malicious code. Such activities ultimately lead to a decrease in the lifespan and functionality of space systems, and may result in damage to space-craft and, lead to loss of control. The Cybersecurity Adversarial Tactics, Techniques, and Common Knowledge (ATT&CK) matrix, proposed by Massachusetts Institute of Technology Research and Engineering (MITRE), consists of the following stages: Reconnaissance, Resource Development, Initial Access, Execution, Persistence, Privilege Escalation, Defense Evasion, Credential Access, Discovery, Lateral Movement, Collection, Command & Control, Exfiltration, and Impact. This paper identifies cybersecurity activities in space systems and satellite navigation systems through the National Institute of Standards and Technology (NIST)'s standard documents, former U.S. President Trump's executive orders, and presents risk management activities. This paper also explores cybersecurity's tactics attack techniques within the context of space systems (space-craft) by referencing the Sparta ATT&CK Matrix. In this paper, security threats in space systems analyzed, focusing on the cybersecurity attack tactics, techniques, and countermeasures of space-craft presented by Space Attack Research and Tactic Analysis (SPARTA). Through this study, cybersecurity attack tactics, techniques, and countermeasures existing in space-craft are identified, and an understanding of the direction of application in the design and implementation of safe small satellites is provided.

PEI가 코팅된 CVD 그래핀의 저항 온도 계수 측정 (Measurements of the Temperature Coefficient of Resistance of CVD-Grown Graphene Coated with PEI)

  • 임수묵;석지원
    • Composites Research
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    • 제36권5호
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    • pp.342-348
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    • 2023
  • 최근 웨어러블 소자를 이용한 신체와 주변 온도의 실시간 모니터링에 대한 수요가 급격히 증가하고 있다. 그래핀 기반 써미스터가 고성능 유연 온도 센서로 개발되어 왔다. 본 연구에서는 단일층 그래핀의 온도 측정 성능을 개선하기 위하여 표면에 polyethylenimine(PEI)를 코팅하여 저항 온도 계수(TCR)를 조절하였다. 화학기상증착법(CVD)에 의해 합성한 단일층 그래핀은 습식 전사 공정을 통해 원하는 기판에 전사되었다. PEI에 의한 계면 도핑을 유도하기 위하여, 소수성의 그래핀 표면을 산소 플라즈마 처리를 통해 결함을 최소화하면서 친수성으로 제어하였다. PEI 도핑 효과를 전계효과트랜지스터(FET)를 이용하여 확인하였다. PEI 도핑에 의해서 CVD 그래핀의 TCR 값이 30~50℃의 온도 범위에서 -0.49(±0.03)%/K로 향상된 것을 확인하였다.

단일 라이다 센서를 이용한 도로환경 블랙아이스 검출 한계 (Road Environment Black Ice Detection Limits Using a Single LIDAR Sensor)

  • 김성태;최원혁;박제홍;홍석민;임영근
    • 한국항행학회논문지
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    • 제27권6호
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    • pp.865-870
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    • 2023
  • 본 논문은 LiDAR (light detection and ranging) 센서를 활용하여 블랙아이스를 검출하는 새로운 방법을 제안합니다. 센서는 작고 비용이 저렴하면서도 높은 정확성을 가진 거리 측정 센서로 온도와 경사각을 다르게 하여 아스팔트와 블랙아이스의 각도를 구별하는 데 사용됩니다. 이 센서의 거리 측정 오차율은 대략 ±1 cm로 블랙아이스와 아스팔트을 구별하는 데에는 일부 오차가 발생할 수 있습니다. 본 논문에서는 정확성을 높이기 위한 추가적인 연구와 개선이 필요함을 지적하며 이를 통해 더욱 정확한 블랙아이스 검출 방법을 제안합니다.

Study on derivation from large-amplitude size dependent internal resonances of homogeneous and FG rod-types

  • Somaye Jamali Shakhlavi;Reza Nazemnezhad
    • Advances in nano research
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    • 제16권2호
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    • pp.111-125
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    • 2024
  • Recently, a lot of research has been done on the analysis of axial vibrations of homogeneous and FG nanotubes (nanorods) with various aspects of vibrations that have been fully mentioned in history. However, there is a lack of investigation of the dynamic internal resonances of FG nanotubes (nanorods) between them. This is one of the essential or substantial characteristics of nonlinear vibration systems that have many applications in various fields of engineering (making actuators, sensors, etc.) and medicine (improving the course of diseases such as cancers, etc.). For this reason, in this study, for the first time, the dynamic internal resonances of FG nanorods in the simultaneous presence of large-amplitude size dependent behaviour, inertial and shear effects are investigated for general state in detail. Such theoretical patterns permit as to carry out various numerical experiments, which is the key point in the expansion of advanced nano-devices in different sciences. This research presents an AFG novel nano resonator model based on the axial vibration of the elastic nanorod system in terms of derivation from large-amplitude size dependent internal modals interactions. The Hamilton's Principle is applied to achieve the basic equations in movement and boundary conditions, and a harmonic deferential quadrature method, and a multiple scale solution technique are employed to determine a semi-analytical solution. The interest of the current solution is seen in its specific procedure that useful for deriving general relationships of internal resonances of FG nanorods. The numerical results predicted by the presented formulation are compared with results already published in the literature to indicate the precision and efficiency of the used theory and method. The influences of gradient index, aspect ratio of FG nanorod, mode number, nonlinear effects, and nonlocal effects variations on the mechanical behavior of FG nanorods are examined and discussed in detail. Also, the inertial and shear traces on the formations of internal resonances of FG nanorods are studied, simultaneously. The obtained valid results of this research can be useful and practical as input data of experimental works and construction of devices related to axial vibrations of FG nanorods.

마찰계수의 비접촉 추정을 위한 영상정보 활용방법 (Utilizing Visual Information for Non-contact Predicting Method of Friction Coefficient)

  • 김두규;김자영;이지홍;최동걸;권인소
    • 대한전자공학회논문지SP
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    • 제47권4호
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    • pp.28-34
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    • 2010
  • 본 논문에서는 마찰계수의 비접촉 추정을 위한 영상정보 활용방법을 제안한다. 마찰계수는 이동체의 도로주행 또는 장애물 극복에 있어 매우 중요한 요소이다. 이동체가 이동경로의 마찰계수를 미리 알 수 있다면 이동성향상을 기대할 수 있다. 본 논문의 마찰계수 추정방법은 영상정보를 활용하기 때문에 이동체가 지면과 접촉하기 전에 마찰계수를 추정 할 수 있다는 장점이 있다. 마찰계수의 비접촉 추정을 위한 영상정보 활용방법은 마찰계수측정실험과 물질그룹생성을 포함한 학습단계와 물질그룹 분류과정과 마찰계수 함수 활용을 포함한 마찰계수 추정단계로 구성되어 있으며 물질 조성비를 생성하는 영상처리는 두 단계에 모두 포함된다. 이 과정을 통해 얻은 마찰계수는 무인이동로봇이 이동경로 진입 전에 미끄러움을 판단하여 미끄럼지역을 회피 할 수 있도록 하며, 저속으로 이동이 가능한 경우 미끄럼이 발생하지 않는 적정속도를 계산하는데 확용 가능하다. 본 논문에서 사용한 지형의 마찰계수와 영상정보는 마찰계수 측정실험을 통해 취득하였다. 마찰계수 추정방법을 평가하기 위해 실험지형의 실제 마찰계수와 추정 마찰계수의 차이를 비교하였다.

비행 실험을 통한 유도형 탄약 항법 시스템 검증 (Verification of Navigation System of Guided Munition by Flight Experiment)

  • 김영주;임승한;방효충;김재호;박장호
    • 한국항공우주학회지
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    • 제44권11호
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    • pp.965-972
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    • 2016
  • 유도형 탄약은 비행속도 증가를 이용한 기존의 사거리 증가 방식과 다르게 정밀 유도제어를 사거리 연장 및 정밀 타격하는 기술을 기반으로 한다. 고회전으로 상승하는 탄은 탄도 정점에서 후미 날개를 전개하여 회전을 감소하고, 최종적으로 회전을 제거한 후 비행하게 된다. 주 날개 전개 전 탄체 뒤집힘 감지를 위하여 자세 추정이 요구되는데, 회전 감속 중에서는 일정한 회전을 가정한 기존의 유도무기 자세 추정 기법을 사용할 수 없다. 또한, 비행 시에는 횡축 가속도를 제어하기 때문에 중력 가속도 성분을 기반으로 하는 일반적인 무인기의 자세 추정 기법은 큰 오차를 발생한다. 이러한 문제를 해결하기 위해 본 논문에서는 저속 회전 및 비행 중 자세추정기법을 제시하고, 무인기에 탑재하여 비행 실험을 통해 검증하였다. 저속 회전 중 자세 추정 기법은 롤 각을 상태변수로 갖는 칼만 필터 형태로 구성하였다. 비행 시 자세 추정 기법은 사원수를 이용한 곱연산 확장형 칼만 필터를 기반으로 하며, 가속도 측정치가 중력 가속도뿐만 아니라 선회에 의한 구심력을 포함하도록 측정 모델을 개선하였다.

Dynamic Control Allocation for Shaping Spacecraft Attitude Control Command

  • Choi, Yoon-Hyuk;Bang, Hyo-Choong
    • International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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    • 제8권1호
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    • pp.10-20
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    • 2007
  • For spacecraft attitude control, reaction wheel (RW) steering laws with more than three wheels for three-axis attitude control can be derived by using a control allocation (CA) approach.1-2 The CA technique deals with a problem of distributing a given control demand to available sets of actuators.3-4 There are many references for CA with applications to aerospace systems. For spacecraft, the control torque command for three body-fixed reference frames can be constructed by a combination of multiple wheels, usually four-wheel pyramid sets. Multi-wheel configurations can be exploited to satisfy a body-axis control torque requirement while satisfying objectives such as minimum control energy.1-2 In general, the reaction wheel steering laws determine required torque command for each wheel in the form of matrix pseudo-inverse. In general, the attitude control command is generated in the form of a feedback control. The spacecraft body angular rate measured by gyros is used to estimate angular displacement also.⁵ Combination of the body angular rate and attitude parameters such as quaternion and MRPs(Modified Rodrigues Parameters) is typically used in synthesizing the control command which should be produced by RWs.¹ The attitude sensor signals are usually corrupted by noise; gyros tend to contain errors such as drift and random noise. The attitude determination system can estimate such errors, and provide best true signals for feedback control.⁶ Even if the attitude determination system, for instance, sophisticated algorithm such as the EKF(Extended Kalman Filter) algorithm⁶, can eliminate the errors efficiently, it is quite probable that the control command still contains noise sources. The noise and/or other high frequency components in the control command would cause the wheel speed to change in an undesirable manner. The closed-loop system, governed by the feedback control law, is also directly affected by the noise due to imperfect sensor characteristics. The noise components in the sensor signal should be mitigated so that the control command is isolated from the noise effect. This can be done by adding a filter to the sensor output or preventing rapid change in the control command. Dynamic control allocation(DCA), recently studied by Härkegård, is to distribute the control command in the sense of dynamics⁴: the allocation is made over a certain time interval, not a fixed time instant. The dynamic behavior of the control command is taken into account in the course of distributing the control command. Not only the control command requirement, but also variation of the control command over a sampling interval is included in the performance criterion to be optimized. The result is a control command in the form of a finite difference equation over the given time interval.⁴ It results in a filter dynamics by taking the previous control command into account for the synthesis of current control command. Stability of the proposed dynamic control allocation (CA) approach was proved to ensure the control command is bounded at the steady-state. In this study, we extended the results presented in Ref. 4 by adding a two-step dynamic CA term in deriving the control allocation law. Also, the strict equality constraint, between the virtual and actual control inputs, is relaxed in order to construct control command with a smooth profile. The proposed DCA technique is applied to a spacecraft attitude control problem. The sensor noise and/or irregular signals, which are existent in most of spacecraft attitude sensors, can be handled effectively by the proposed approach.

자율주행 차량의 도로 평면선형 기반 차로이탈 허용 범위 산정 (Estimating a Range of Lane Departure Allowance based on Road Alignment in an Autonomous Driving Vehicle)

  • 김영민;김형수
    • 한국ITS학회 논문지
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    • 제15권4호
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    • pp.81-90
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    • 2016
  • 자율주행 차량은 변화하는 도로환경에 스스로 대응 가능하여야 하여, 인간 운전자 수준의 도로환경 인지성능을 확보하여야 한다. 자율주행 차량의 센서 중 영상센서는 주행방향 결정 및 차로이탈 방지 등 조향제어 수행을 위하여 차선인식 기능을 수행한다. 현재 제시된 영상센서의 차선인식 성능기준은 ADAS(Advanced Driver Assistance System)과 관련된 '운전자 보조' 관점의 성능기준으로서, 자율주행 차량의 '주체적 인지'를 위한 성능조건과 상이할 것으로 판단된다. 본 연구에서는 자율주행 시 차선인식이 비정상적으로 지속되어, 직선구간에서 곡선구간으로 진입하는 차량이 조향실패에 따라 차로를 이탈하는 상황을 가정하였다. 차량 이동궤적을 기반하여 차로이탈 상황을 모형화하고, 차로이탈 허용 수준에 따른 자율주행 차량 영상센서 성능수준을 제시하였다. 분석 결과 승용차 조건에서 차선인식 기능이 1초 이상 연속적인 오작동을 일으킨다면 차로이탈에 의한 위험한 상황에 놓일 수 있으며, 자율주행 차량을 위하여 현재 ADAS 영상센서 성능평가 방법에서의 차로이탈조건보다 심각한 차로이탈상황을 고려한 영상센서 성능평가 방안이 필요할 것으로 판단된다.

대칭형 2자유도 수평 공진기를 이용한 마이크로 자이로스코프의 동특성 해석 및 평가 (Dynamic Analysis and Evaluation of a Microgyroscope using Symmetric 2DOF Planar Resonator)

  • 홍윤식;이종현;김수현
    • 센서학회지
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    • 제10권1호
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    • pp.1-8
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    • 2001
  • 기존의 진동형 마이크고 자이로스코프는 고감도화를 이루기 위해 구동 모드와 검출 모드를 동조시킬 필요성이 있었다. 본 연구에서는 고유하게 조율된 두 개의 공진 모드를 갖는 광진기를 이용하여 자가동조 특성을 갖는 마이크로 자이로스프로의 응용에 대한 타당성을 검증한다. 진동하는 두 축에 대해 대칭의 구조를 가지는 2자유도 수평 공진기가 모드 동조의 필요성을 최소화하는 자이로스코프로의 응용을 위해 소개된다. 자이로스코프의 적용을 고려한 동역학적 모델이 도출되고 이는 제조된 마이크로 자이로스코프와 실험을 통해 비교 검증 된다. 마이크로 자이로스코프의 구조체는 산화막 위의 폴리실리콘 박막으로 구성되어 간단한 2마스크 공정으로 제조 가능하다. 자가동조 특성을 갖는 진동형 자이로스코프로서의 타당성이 해석 결과와 실험을 통해 검증되었다. 8개의 실험 시편에 대해서 구동 및 검출 모드의 공진 주파수를 측정했을 때, 구동 및 검출 모드의 공진 주파수에 대한 표준편차가 각각 1232Hz와 1214HZ인데 반해 비동조 주파수의 평균값은 91.75Hz를 나타내 우수한 자가동조 특성을 보였다. 샘플 중 최소 비동조 주파수는 68Hz였고 이때의 감도는 $0.034mV/sec/^{\circ}$로 측정되어 공정의 불균일성이 개선되면 녹은 감도를 구현학 수 있는 자이로스코프로서의 타당성을 확인할 수 있었다.

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GOCI와 AHI 자료를 활용한 에어로졸 광학두께 합성장 산출 연구 (Fusion of Aerosol Optical Depth from the GOCI and the AHI Observations)

  • 강형우;최원이;박정현;김세린;이한림
    • 대한원격탐사학회지
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    • 제37권5_1호
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    • pp.861-870
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    • 2021
  • 본 연구에서는 COMS (Communication, Oceanography and Meteorology Satellite) 위성의 GOCI(Geostationary Ocean Color Imager) 센서와 Himawari-8 위성의 AHI (Advanced Himawari Imager) 센서에서 산출되는 에어로졸 광학두께 (Aerosol Optical Depth; AOD)를 활용하여 단일화된 AOD 합성장을 생산하였다. 위성 간의 공간해상도와 위치좌표계가 다르기 때문에 이를 맞춰주는 전처리 작업을 선행하였다. 이후 지상관측 기반인 AERONET (AErosol RObotic NETwork)의 레벨 1.5 AOD 자료를 사용하여 각 위성과 AERONET과의 상관관계 분석 및 추세를 보간하여 기존 위성 AOD 보다 정확한 위성 AOD 자료를 생산하였다. 이후 합성과정을 진행하며 최종적으로 시공간적으로 더 완벽하고 정확한 AOD 합성장을 생산하였다. 생산된 AOD 합성장의 제곱근 평균 오차(Root Mean Square Error; RMSE)는 0.13, 평균 편향(mean bias)는 0.05로, 기존의 GOCI AOD (RMSE: 0.15, Mean bias: 0.11)와 AHI AOD (RMSE: 0.15, Mean bias: 0.05) 보다 나은 성능을 보였다. 또한 합성된 AOD는 단일위성에서 구름으로 인하여 관측되지 못한 지역에서 시공간적으로 보다 완벽하게 생산되었음을 확인하였다.