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유아의 자기결정력 관련변인에 대한 구조분석 : 유아의 자아존중감 매개효과를 중심으로
박근주,서소정,Park, Geun Joo,Seo, So Jung 한국보육지원학회 2014 한국보육지원학회지 Vol.10 No.6
The primary purpose of this study was to examine the variables as related to self-determination in preschoolers. In order to meet the purpose of this study preschoolers' self-determination, their playfulness, self-regulation, and self-esteem as well as goodness of fit between mother and child were taken into account as study variables of interest. Furthermore, the mediating effect of preschoolers' self-esteem in the effects of study variables on their self-esteem was examined. Three hundred thirty seven preschooler(aged 6-7 years old)-mother pairs who attended public subsidized child care facilities, located in Seoul and Gyeongi province were sampled. The data were obtained from mother-filled surveys, and on-site observations from both head teachers of the children as well as trained researchers. The obtained data were analyzed by using SPSS 21.0, and structural equation model (SEM) was tested with AMOS 21.0. The main results of this study were in the following. First, it was proven that self-determination of the preschoolers' influenced directly or indirectly on their self-esteem, their playfulness, and self-regulation, as well as goodness of mother-child fit. Also, the result pertaining to the mediational effects of child's self-esteem in the effects of study variables of interest on the child's self-determination were revealed. Along with results of this study, there is a strong need to empower the preschoolers' self-determination through improvement of their self-esteem in early childhood education and care as well as in family settings. 본 연구는 유아의 자기결정력에 영향을 미치는 주요 변인들의 상대적 영향력을 규명하는데 연구의 목적을 두었다. 유아의 자기결정력에 관련된 주요 변인으로 유아의 자아존중감, 자기조절력 및 놀이성을 포함하였으며, 특히 유아의 자아존중감이 유아의 놀이성과 자기결정력 간의 관계에서 매개역할을 수행하는 가를 검증하고자 하였다. 본 연구의 목적을 달성하기 위해 현재 어린이집에 재원하고 있는 만4,5세 유아-어머니 총 337쌍을 연구대상으로 선정하였다. 연구대상 유아의 놀이성은 연구자의 현장관찰을 통해, 유아의 자기결정력, 자아존중감 및 자기조절력은 이들의 담임교사의 설문과 질문을 통해, 그리고 어머니-유아 간 조화적합성은 연구대상 어머니의 설문지를 통해 각각의 연구 자료를 수집하였다. 본 연구의 주요 결과를 살펴보면, 첫째, 유아의 자기결정력은 유아의 자아존중감, 자기조절력, 놀이성은 직접적으로, 어머니-유아 간 조화적합성은 간접적으로 영향을 미치는 것으로 나타났다. 아울러 유아의 자아존중감은 자기결정력과 어머니-유아 간 조화적합성 사이에서 완전 매개역할을, 자기결정력과 자기조절력, 놀이성 사이에서는 부분 매개역할을 수행하는 것으로 나타났다.
박근주,임조령,우현욱,서두천,이선호,최홍택,Park, Geun-Ju,Im, Jo-Ryeong,U, Hyeon-Uk,Seo, Du-Cheon,Lee, Seon-Ho,Choe, Hong-Taek 한국천문학회 2012 天文學會報 Vol.37 No.2
국내기술로 개발된 고기동 위성이 해상도 70cm급 광학카메라를 탑재하고 태양동기궤도를 따라 지구 주위를 하루에 14바퀴이상 돌면서 임무를 수행한다. 높은 해상도의 영상을 얻기 위해 자세제어계에서는 고성능 별추적기와 자이로를 사용하는 정밀자세결정 로직과 반작용 휠을 사용하는 자세제어 로직을 운용한다. 자세제어계에서는, 발사환경 및 우주환경의 영향으로 인한 자이로의 오정렬, SF오차, 별추적기 상호간 오정렬에 대한 상대보정과 탑재컴퓨터에서 결정한 궤도 및 자세정보와 영상 기준점 정보를 이용하여 절대보정을 수행한다. 한편, 탑재 알고리즘에서는 강건한 자세결정로직을 운용하고 있고, 별추적기의 측정지연 보상, 처리 주기내의 평균 각속도 사용 등 실시간 운용으로 인한 제한으로 성능상의 제약이 있다. 따라서 정밀자세결정 지상 후처리 작업이 필요하며 이를 위해서 기 개발된 지상처리용 정밀자세결정 소프트웨어를 새로운 접속요구규격에 맞춰 업그레이드하였다. 지상처리 정밀자세결정을 위해서 탑재컴퓨터는 영상촬영 전후 일정기간 동안 별추적기 데이터, 자이로 데이터, 탑재컴퓨터에서 결정한 자세정보 등을 매 탑재컴퓨터 처리 주기로 저장하여 지상으로 전송한다. 전송된 자료를 이용하여 지상처리용 정밀자세결정 소프트웨어는 정밀궤도 정보와 결합하여 정밀자세결정을 수행한다. 고기동 위성의 경우 기동 후 정밀자세결정 수렴 속도 향상이 필요하며, 소프트웨어의 필터 파라미터를 조율하여 성능을 향상하였다.
박근주(Keun Joo Park),박영웅(Young-Woong Park),양군호(Koon-Ho Yang) 한국항공우주연구원 2009 항공우주산업기술동향 Vol.7 No.2
2010년 초 발사예정인 통신해양기상위성은 우주인증된 E3000 우주버스 기술을 근간으로 한 정지궤도 통신관측위성이다. 본 논문에서는 통신해양기상위성의 자세제어계에서 사용된 태양센서들의 운용기술을 분석함으로써 전이궤도 및 지구정지궤도 태양센서 운용기술을 분석한다. 최신 E3000 기술을 접목시킨 통신해양기상위성의 자세제어계는 전이궤도 및 임무궤도에서 기준 자세로부터 벗어난 자세오차 정보를 획득하기 위해서 또는 이상 작동 발생으로 인한 고장진단복구 과정에서 수행되는 태양획득 단계를 수행하기 위해서 저정밀 태양센서 BASS 3기와 고정밀 태양센서 LIASS 3기를 사용하는 형상을 채택하고 있다. 본 논문에서는 각각의 태양센서들에 대한 수학적 모델과 비행소프트웨어에 구현된 태양센서 운용소프트웨어에 대해서 기술한다. In this paper, the attitude and orbit control subsystem technology of new GEO communication and observation satellite using Sun sensors are introduced and analyzed. COMS is new GEO communication and Earth observation satellite based on EUROSTAR 3000 space bus technology. The attitude and orbit control subsystem of COMS adopts a configuration using three BASS and three LIASS Sun sensors to acquire the attitude error information in the specific reference frames. These Sun sensors are used to acquire Sun direction and to control the spacecraft to keep the relative attitude with respect to a reference Sun direction in both transfer and operational orbits. In this paper, the mathematical models of BASS and LIASS are described as well as their operational implementation in the flight software.
국산 NZDSF를 이용한 10 Gb/s×16채널 WDM 신호의 640 ㎞ 전송실험
박근주(Keun Joo Park),신승균(Seung Kyun Shin),정윤철(Yun Chur Chung),강희전(Hee Jeon Kang),유기선(Ki Sun Yu) 한국광학회 2000 한국광학회지 Vol.11 No.2
최근 국내에서 개발된 NZDSF를 사용하여 160 Gb/s(10 Gb/s×16채널)급 WDM 신호를 640㎞ 전송 실험하였다. 사용된 NZDSF의 평균 분산값은 1550 ㎚에서 약 4 ㎰/㎞/㎚이었다. 따라서, 분산보상을 위하여 소요되는 DCF의 양은 분산값이 약 17 ㎰/㎞/㎚인 기존의 단일모드 광섬유를 사용하는 경우에 비하여 약 1/4에 불과하였다. 뿐만 아니라, DCF의 손실을 보상하기 위하여 사용되는 EDFA의 수도 절감되었다. 따라서, 이번에 개발된 NZDSF는 향후 국내 광선로의 설치비용을 효과적으로 절감시키는 데에 유용하게 사용될 수 있을 것으로 기대된다. We demonstrate an error-free transmission of 160-Gb/s (10 Gb/s×16 channels) WDM signals over 640 ㎞ of non-zero dispersion shifted fiber (NZDSF) developed within Korea. The average dispersion of the NZDSF was 4 ㎰/㎞/㎚ at 1550 ㎚. Using this NZDSF, we could reduce the dispersion-compensating fiber (DCF) by a factor of four. Accordingly, we could also reduce the number of erbium-doped fiber amplifiers required for the compensation of fiber losses in DCF modules.
박근주(Keun Joo Park),박영웅(Young Woong Park),최홍택(Hong Taek Choi) 한국항공우주연구원 2011 항공우주기술 Vol.10 No.2
추력기 기반 자세제어계 제어기 설계에서 인공위성의 관성모멘트는 중요한 설계 요소이다. 설계 과정에서 불확실성을 고려하기는 하지만 큰 규모의 태양전지판과 같은 유연 구조물을 가지는 정지궤도 위성의 경우 추력기의 작동 제어주기와 유연모드의 간섭을 피하기 위해 정확한 관성모멘트의 측정이 요구된다. 천리안 위성의 경우 전이궤도에서 임무궤도로 전환하기 전에 관성모멘트의 측정이 수행되었는데, 본 논문에서는 천리안위성의 관성모멘트 측정 방법을 유추해서 기술하고, 실제 궤도상 시험에서 측정된 관성모멘트 값과 비교하였다. 이를 통해, 자세제어계 상세 설계 단계에서 고려된 불확실성 범위 내에 관성모멘트 값이 유지되었음을 확인하여 설계의 적합성을 검증하였다. In the attitude and orbit control subsystem design, the moment of inertia of the satellite is the major contributor to be considered. Satellites equipped with large solar arrays need to measure the moment of inertia accurately to avoid the interference of the thruster actuation period with its flexible mode. In this paper, the in-orbit tests of COMS to measure the moment of inertia are described. Then, the differences between the measured through in-orbit test and the predicted are compared. Finally, it is verified that the differences are below uncertainty bounds considered in the critical design of COMS attitude and orbit control subsystem.