http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
조상범(Sang-Bum Cho),이남열(Nam-Yeol Lee),전영승(Young-Seung Jun),진광범(Kwang-Bum Jin),최민서(Min-Seo Choi) 한국정보과학회 2002 한국정보과학회 학술발표논문집 Vol.29 No.1B
MPEG그룹은 미디어 객체를 시간과 3차원 공간상에 배치하여, 멀티미디어 컨텐츠를 표현하고, 사용자의 상호작용을 가능하게 하는 MPEG-4 System을 표준화하였으며, 다양한 전송계층 (File, TCP/IP, Broadcasting등)을 통합하여 처리할 수 있는 DMIF (Delivery Multimedia Interface Framework)[3] 전송규약을 표준화하였다. 이 논문에서는 MPEG-4 System의 BIFS와 SCENE을 제작할 수 있는 저작툴의 설계와 구현을 함으로써 MPEG-4 System을 이용하여 비디오, 오디오, 그래픽과 같은 다양한 미디어들을 결합해주고 사용자와의 상호작용에 의한 실시간 표현을 가능하게 해주며 사용자가 MPEG-4 System에 대해서 잘 알고 있지 않더라도 손쉽게 MPEG-4 미디어 파일을 만들 수 있도록 해주는 저작툴을 제안한다[1,3,5].
조상범(Sang Bum Cho),변정환(Jung Hwan BYUN) 전남대학교 수산과학연구소 2008 수산과학연구소논문집 Vol.17 No.1
A motor cylinder is used as an apparatus for transportation of a small scale load. It is, however, difficult for only one motor cylinder to transfer a large scale load such as a weir and a girder. The large scale load is transferred by two motor cylinders which are mounted on right and left of load itself. In this case, the displacement difference generated between two motor cylinders, namely, the synchronous error has a bad influence on the transportation. In this study, a synchronous control system is designed to restrain synchronous error. the control system is composed of two position controllers and one synchronous controller. Each position controller is designed to follow reference without overshoot. And the synchronous controller is designed to achieve stable and accurate synchronization. Finally, the simulation results show that the designed control system is effective for the skew disturbance which lead to synchronous error.
송은정(Eun-Jung Song),조상범(Sang-bum Cho),박창수(Chang-Su Park),노웅래(Woong-Rae Roh) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.10
본 논문에서는 주어진 3단형 발사체의 상단부 폐루프 유도 방식 선정을 위해 널리 알려져 있는 Space Shuttle의 PEG 알고리듬보다 유도명령의 형태가 최적화 해에 가까운 Jaggers가 제안한 직접식 유도 방식에 대해서 다루었다. 이 알고리듬을 주어진 발사체의 상단부인 2단 및 3단 비행 구간에 적용할 경우에 대해서 유도 성능을 분석했다. 또한 보다 정밀한 유도를 위해 알고리듬 유도를 위해 사용된 근사식들을 가능한 사용하지 않도록 했으며 원래의 알고리듬에 비해 성능이 개선됨을 확인하였다. This paper considers one of the explicit guidance algorithms, which has been proposed by Jaggers, to determine the closed-loop guidance algorithm for upper stages of a 3-staged space launch vehicle. Its commanded thrust vector is closer to the optimal solution when compared with that obtained by using the well-known Powered Explicit Guidance (PEG), which has been developed through the Space Shuttle program. Its performance is evaluated here by applying for guidance of the launcher during the second and third stages. Furthermore, to generate more precise guidance commands, it is attempted not to use the approximate formulas for the derivation of the original guidance law, and it is shown that performance is improved in comparison with the original.
노웅래(Woong-Rae Roh),조상범(Sang-Bum Cho),고정환(Jeong-Hwan Ko),선병찬(Byung-Chan Sun),김정용(Jeong-Yong Kim),박정주(Jeong-Joo Park),조광래(Gwang-Rae Cho) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.3
본 논문에서는 나로호 발사체의 1차 비행시험에서 얻은 데이터를 바탕으로 발사체의 비행시험에서의 궤적 및 성능, 자세 제어에 대한 분석을 수행하였다. 나로호의 1차 비행시험에서는 페어링의 비정상 분리 문제가 발생하였으며, 이에 따라 위성의 궤도 투입이 실패하였다. 본 논문에서는 이러한 페어링 비정상 문제를 고려하여, 궤적 및 비행 성능, 자세제어 특성을 분석하였다. 또한 관성항법유도시스템의 비행 결과 및 성능 분석도 제시되었다. 비행후 분석 결과 페어링 분리 문제 이외에 다른 문제는 발생하지 않았으며, 다른 탑재 시스템들이 정상적으로 작동하였다. This paper presents the analysis results of trajectory, performance and attitude control based on the first flight data of the KSLV-I. The KSLV-I had a fairing separation problem and failed to inject spacecraft into the orbit. In this paper, the trajectory, flight performance, and attitude control was analyzed considering the influence of unseparated fairing. Moreover, the flight results and performance of the inertial navigation and guidance system were presented. As a results of post-flight analysis, any other problem besides the fairing separation problem was not happened and onboard equipment functioned normally.
발사체 상단 유도를 위한 단순화된 직접식 유도 방식 성능 분석
송은정(Eun-Jung Song),조상범(Sang-bum Cho),박창수(Chang-Su Park),노웅래(Woong-Rae Roh) 한국항공우주연구원 2012 항공우주기술 Vol.11 No.1
본 논문에서는 주어진 발사체의 상단부 유도 방식 선정을 위해서 외연적 유도 알고리듬에 대해서 다루었다. 지구를 평평하게 가정함으로써 얻어지는 매우 단순화된 형태의 알고리듬으로 온보드 응용에 있어서 유리한 유도 방식에 대해서 다루었다. 그러나 주어진 발사체에 적용한 결과 단순한 time-to-go 예측 방정식은 유도 성능을 저하시키는 특성을 보여, Saturn이나 H-II 발사체 사용되었던 정밀한 예측 방법을 도입하였다. 최종적으로 모의시험을 통해 단순한 형태의 유도 방식은 폭넓은 응용을 위해서는 time-to-go 예측 및 중력에 의한 속도 이득을 개선해야 함을 알 수 있었다. This paper considers the explicit guidance algorithm to determine the closed-loop guidance law applicable to upper stages of a given space launch vehicle. It has the advantage of very simple forms derived from the flat earth assumption, which is appropriate for its on-board application. However the simple time-to-go prediction equation produces the degraded guidance performance of the launcher because of its inaccuracy. To overcome the problem, the elaborate prediction equations, which have been employed in Saturn and H-II, are attempted here. Finally, the simulation results show that the simple guidance approach requires the more accurate time-to-go prediction and gravity integrals for its broad application.
송은정(Eun-Jung Song),조상범(Sang-bum Cho),박창수(Chang-Su Park),노웅래(Woong-Rae Roh) 한국항공우주연구원 2011 항공우주기술 Vol.10 No.1
본 논문에서는 발사체 상단의 유도 방식 선정을 위해서 Saturn 발사체의 주차 궤도 및 달 전이 궤도 투입에 성공적으로 사용된 IGM을 개선한 외연적 유도 알고리듬에 대해서 다루었다. 이 알고리듬을 주어진 발사체의 상단부인 2단 및 3단 구간에 적용할 경우에 대해서 유도 성능을 분석하였다. 3-자유도 모의시험을 통해 궤도 투입시점에서의 위치 및 속도 정밀도를 계산했으며, 개략적으로 투입지점을 계산함으로 해서 생기는 유도 알고리듬의 성능 저하를 보완하기 위한 방법을 제안하였다. This paper considers improved IGM (Iterative Guidance Mode), one of the explicit guidance algorithms, to determine the guidance algorithm for upper stages of a space launch vehicle. IGM, which has been employed successfully for the Saturn to put its payload into the parking orbit and lunar transfer orbit, is applied here for guidance of the launcher during the second and third stages. The orbit injection accuracy is evaluated through the 3-DOF computer simulations and an accurate prediction method, which can eliminate the prediction error of the downrange position at the orbit injection, is also proposed here.
송은정(Eun-Jung Song),최지영(Jiyoung Choi),조상범(Sang-bum Cho),선병찬(Byung-Chan Sun) 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.5
본 논문에서는 700 km 고도의 태양동기궤도 진입을 목표로 하는 3단형 위성발사체에 있어서, 여러 오차 요인들로 인한 성능 오차를 보상하면서 목표 궤도에 정확히 투입시키는데 필요한 비행성능여유에 대해서 살펴보았다. 우선 궤도 투입 오차에 영향을 끼치는 다양한 오차 요인들과 각 오차 요인의 분산을 정의하였다. 이를 토대로 각 오차 요인의 영향을 독립적으로 고려할 수 있는 장점이 있는 민감도 분석을 ±3σ 분산 조건에 대해서 수행하였다. 여기에 여러 오차 요인에 의한 영향을 종합적으로 고려할 수 있는 Monte Carlo 분석 방법을 적용해서도 요구 추진제를 계산하였다. 결과적으로 두 방법을 통해 얻어진 비행성능여유를 비교했으며, 유사한 수치가 도출됨을 확인하였다. This paper considers the analysis of the flight performance reserve, which is required propellant to compensate various launch vehicle performance deviations, to inject the payload of a 3-staged launch vehicle to a circular sun synchronous orbit at a height of 700 km. The various error sources, which affect the orbit injection accuracy, and their uncertainty are defined first. Then the sensitivity analysis, which has the advantage that each error source effect can be investigated independently, is performed for the extreme ±3σ conditions of the launch vehicle performance errors. Monte carlo simulations are also conducted to compute the propellant reserve, which can consider the combined effects of each error source. Finally the obtained flight performance reserves by the two approaches are compared and it is confirmed that they show similar results.