• 한국정보통신학회논문지
• /
• 제18권12호
• /
• pp.3063-3068
• /
• 2014

표적의 RCS(Radar Cross Section)는 레이더 탐지 성능을 결정하는데 중요한 요소이므로 표적을 효율적으로 탐지하기 위해 RCS가 크게 나타나는 위치에 레이더를 배치하는 것이 유리하다. 그러나 표적의 RCS와 함께 표적과 레이더 간의 거리 또한 레이더에 수신되는 신호의 강도를 결정하는 중요한 요소이다. 본 논문에서는 탄도미사일을 대상으로 동일한 횡축 선상에서 위치를 변경하면서 표적을 관측하였을 때 레이더에 수신되는 전력을 계산하고, 탐지 효율을 높이기 위한 레이더 배치 방안에 대해 연구하였다.

• 대한전기학회논문지:시스템및제어부문D
• /
• 제52권1호
• /
• pp.22-30
• /
• 2003

A Coordinate-Transformation Extended Robust Kalman Filter (CERKF) designed in the Krein space is proposed, and then applied to a nonlinear incoming ballistic missile tracking system with parameter uncertainties. First, the Extended Robust Kalman filter (ERKF) is proposed to handle the nonlinearity of measurement equation which occurs whenever the polar coordinate system is transformed into the Cartesian coordinate system. Moreover, linearization error inevitably occurs and deteriorates the tracking performance, which is considerably reduced by the proposed CERKF. Through the simulation results, we show that the proposed CERKF, which uses the measurement coordinate system, has less RMS error than the previous ERKF which is designed in the Krein space using the Cartesian system. We also verify that the robustness and the stability of the proposed filter are guaranteed in two radars: the phased way radar and the scanning radar

• 한국추진공학회지
• /
• 제11권2호
• /
• pp.79-85
• /
• 2007

Polyethylene-GOX (PE-GOX) 조합의 추진제를 사용하는 하이브리드 모터의 성능 예측 모델을 제시하였다. 성능에 영향을 미치는 인자들에 대해 자세한 고찰이 이루어 졌으며, 연료의 후퇴율과 산화제 조절 밸브의 개폐 응답 특성을 고려한 비정상 지배방정식을 구성하고 연소 중 O/F(산화제/연료)비에 따라 변화하는 열역학 데이터를 고려한 4차 Runge-Kutta 수치기법으로 해를 구하여 실험결과와 비교하여 잘 일치함을 확인하였다. 또한 연소 중 그레인의 후퇴율과 O/F비등의 성능 변수들의 영향을 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
• /
• pp.215-218
• /
• 2007

고체추진제를 사용한 초소형 추력기의 내탄도 모델링과 성능예측에 관하여 기술하였으며, 특히 초소형화 되면서 고려해야하는 연소실 내의 열손실을 고려하였다. 추진제는 일반 HTPB-AP계열을 선택하였으며, 계산 모델은 간단한 1차원 축대칭 end-burner 모델로 정하였다. 연소실내의 화염에 노출되는 표면과 체적에 대한 비율을 변화시키면서 연소실 가스 온도, 압력, 추력을 계산하여 본 논문의 경우 열손실효과로 약 3%의 총역적 감소가 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
• /
• pp.247-254
• /
• 2008

The primary objective of this research is to develop an efficient design and optimization methodology for SRM Wagon Wheel Grain and to develop of software for practical designing and optimization of Wagon Wheel grains. This work will provide a design process reference guide for engineers in the field of Solid Rocket Propulsion. Using these proposed design methods, SRM Wagon Wheel grains can be designed for various geometries, their optimal solutions can be found and best possible configuration be attained thereby ensuring finest design in least possible iterations & time. The main focus is to improve computational efficiency at various levels of the design work. These have been achieved by the following way. a. Evaluation of system requirements and design objectives. b. Development of Geometric Model of Wagon Wheel grain configuration. c. Internal ballistic performance predictions. d. Preliminary designing of the Wagon Wheel grain configuration involving various independent geometric variables. e. Optimization of the grain configuration using Sequential Quadratic Programming f. In depth analysis of the optimal results considering affects of various geometric variables on ballistic parameters and analysis of performance prediction outputs have been performed g. Development of software for design and optimization of Wagon Wheel Grain. By using these proposed design methods, SRM Wagon Wheel grains can be designed by using geometric model, their optimal solutions can be found and best possible configuration be attained thereby ensuring finest design.

• 전기전자학회논문지
• /
• 제22권2호
• /
• pp.420-426
• /
• 2018

가까운 미래에, 전자의 ballastic 혹은 near-ballastic 이동이 가능한 CNT(Carbon NanoTube)를 활용한 CNTFET(Carbon NanoTube Field Effect Transistor)은 현재의 실리콘 기반 트랜지스터를 교체할 유력한 후보 중 하나로 고려되고 있다. 고성능의 CNTFET으로 대규모 집적회로를 구현하기 위해서는 semiconducting CNT가 CNTFET 안에 동일한 간격과 높은 밀도로 정렬되어 배치되어야 하지만, CNTFET 공정의 미성숙으로, CNTFET 안의 CNT는 불규칙하게 배치하게 되고, 현존하는 HSPICE 라이브러리 파일은 불규칙한 CNT 배치에 의한 성능의 변화를 회로 레벨에서 평가할 수 있는 기능을 지원하지 않는다. 이러한 성능의 변화를 평가하기 위해서 선형 프로그래밍을 활용한 방법이 과거에 제안되었으나, CNTFET의 전류와 게이트 커패시턴스를 계산하는 과정에서 오차가 발생할 수 있는 문제점이 있다. 본 논문에서는 언급한 오차가 발생되는 이유에 대해서 자세히 논하고, 이 오차를 줄일 수 있는 새로운 방법을 제시하고자 한다. 시뮬레이션 검토 결과, 새롭게 제시된 방법이 기존 방법의 오차, 7.096%를 3.15%까지 줄일 수 있음을 보이고 있다.

• 한국시뮬레이션학회논문지
• /
• 제19권4호
• /
• pp.199-208
• /
• 2010

모델링 시뮬레이션에서 전술객체의 위치는 시공간 위치 정보(Time, Space and Position Information, TSPI)로 표현된다. 미 국방성에서 시험, 훈련, 평가 시스템을 연동하기 위해 개발한 TENA(Test and Training Enabling Architecture)의 TSPI 객체 모델을 참고하여 시공간 위치 정보의 형태 및 정보 기록 소요를 도출하였다. 전술 데이터 링크(Tactical Data Link, TDL) 중 가장 정교한 링크 16(Link-16)의 PPLI(Precise Participant Location and Identification) 메시지를 통해 시공간 위치 정보의 교환 방식에 대해 알아보았다. 객체 위치 모의 및 추적을 위한 필터링 알고리즘으로 선형 시스템을 위한 칼만 필터 및 비선형 시스템을 위한 확장형 칼만 필터와 unscented 칼만 필터를 소개한다. 운동 방정식을 이용하여 탄도 미사일의 궤적을 모델링 한 후에, unscented 칼만 필터로 추정한 탄도 미사일의 궤적 추적 성능을 시뮬레이션 하였다.

• Composites Research
• /
• 제20권3호
• /
• pp.17-24
• /
• 2007

본 연구는 순수 Kevlar 직물과 실리카 입자를 포함하는 전단농화유체가 함유된 Kevlar 액체방탄재(STF-Kevlar)에 대한 방탄충격에 의한 파단모드 연구이다. Cal.22 파편탄과 9mm FMJ 볼탄에 의한 방탄시험에 의하여 이 두 재료는 거시적 측면에서 다른 파단모드를 보여주었다. 순수 Kevlar 직물에서는 얀의 뽑힘(Pull-out)이, 그리고 STF-Kevlar 액체방탄재에서는 얀의 파단이 충격에너지를 흡수하는 주 기구로 나타났다. 전자주사현미경에 의한 미시적 관찰에서 Kevlar 섬유 표면의 벗겨짐, 섬유가 여러 가닥으로 갈라지는 스프리트, 그리고 섬유의 절단, 이 세가지 파단 모드가 손상 정도의 차이는 있지만 공통적으로 두 재료에서 관찰되었다. STF-Kevlar에서, 얀 섬유의 파단은 첫째는 실리카 입자로 덮여있는 얀-얀, 직물-직물 사이의 마찰력과, 둘째는 충격시 전단농화 현상의 발생으로 얀의 이동이 강력하게 억제되기 때문인 것으로 보인다.

• 문화기술의 융합
• /
• 제4권3호
• /
• pp.287-291
• /
• 2018

차세대 반도체 소자로 관심을 받고 있는 CNTFET은 소자의 소스와 드레인 사이에 CNT를 배치시켜, 기존 MOSFET보다 작은 전압으로 전자의 ballstic 혹은 near-ballastic 이동을 가능하게 만든 반도체 소자이다. CNTFET의 성능을 높이기 위해서는 많은 수의 CNT를 CNTFET 안에 높은 밀도로 배치해야 하기 때문에 CNT의 밀도를 증가시키기 위한 다양한 공정들이 개발되고 있다. 최근, 방향성 수축 전송 방법이 개발되어 CNTFET의 전류 밀도를 150uA/um까지 향상시켜줄 수 있음을 보이고 있어, CNTFET 기반 집적회로의 구현 가능성을 높이고 있다. 본 논문에서는, 방향성 수축 전송 방법으로 CNTFET 소자를 만들 경우, CNTFET 회로의 성능이 기존 MOSFET의 성능에 비해 얼마나 향상시킬 수 있는지 그 성능을 평가할 수 있는 방안을 논의하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
• /
• pp.330-339
• /
• 2008

Ground-based interceptors(GBI) comprise a major element of the strategic defense against hostile targets like Intercontinental Ballistic Missiles(ICBM) and reentry vehicles(RV) dispersed from them. An optimum design of the subsystems is required to increase the performance and reliability of these GBI. Propulsion subsystem design and optimization is the motivation for this effort. This paper describes an effort in which an entire GBI missile system, including a multi-stage solid rocket booster, is considered simultaneously in a Genetic Algorithm(GA) performance optimization process. Single goal, constrained optimization is performed. For specified payload and miss distance, time of flight, the most important component in the optimization process is the booster, for its takeoff weight, time of flight, or a combination of the two. The GBI is assumed to be a multistage missile that uses target location data provided by two ground based RF radar sensors and two low earth orbit(LEO) IR sensors. 3Dimensional model is developed for a multistage target with a boost phase acceleration profile that depends on total mass, propellant mass and the specific impulse in the gravity field. The monostatic radar cross section (RCS) data of a three stage ICBM is used. For preliminary design, GBI is assumed to have a fixed initial position from the target launch point and zero launch delay. GBI carries the Kill Vehicle(KV) to an optimal position in space to allow it to complete the intercept. The objective is to design and optimize the propulsion system for the GBI that will fulfill mission requirements and objectives. The KV weight and volume requirements are specified in the problem definition before the optimization is computed. We have considered only continuous design variables, while considering discrete variables as input. Though the number of stages should also be one of the design variables, however, in this paper it is fixed as three. The elite solution from GA is passed on to(Sequential Quadratic Programming) SQP as near optimal guess. The SQP then performs local convergence to identify the minimum mass of the GBI. The performance of the three staged GBI is validated using a ballistic missile intercept scenario modeled in Matlab/SIMULINK.