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The Error Rate Performance of APK System in the Presence of Interference and Noise
채종원,공병옥,조성준,Chae, Jong-Won,Gong, Byeong-Ok,Jo, Seong-Jun The Institute of Electronics and Information Engin 1984 전자공학회지 Vol.21 No.3
본 논문에서는 동일 채널 간섭과 잡음 환경하에서의 L레벨 ASK 및 다상 PSK, APK 시스템의 성능을 오율의 관점에서 구명하였다. ASK 신호와 PSK 신호에 대한 오율식을 이용하여 반송파대 잡음 전력비, 반송파대 간섭파 전력비 및 간섭파의 포락선 분포의 함수로서 APK 시스템의 오율 특성을 밝히고 PSK시스템 및 ASK 시스템, QAM 시스템, APK시스템의 성능을 비교 검토하였다. In this paper, the error rate performance of L-level amplitude shift keying (ASK), M-ary phase shift keying (PSK) and amplitude phase keying (APK) systems have been studied in the presence of interference and noise. Using the derived error probability equations, the error rate performance of each L-level ASK and M-ary PSK system has been evaluated in terms of carrier-to-noise power ratio (CNR), carrier-to-interferer power ratio (CIR), and envelope distribution of interferer. These results are combined and then the error rate performance of APK signal has been found. Finally, the error rate performance is compared and discussed.
채종원,Chae, Jong-Won 통신위성우주산업연구회 2003 Joint Conference on Satellite Communications Vol.2003 No.-
우주방사환경은 지난 30 여 년간 연구되었지만 여전히 정지궤도 통신위성의 고장의 주요원인이었다. 위성이 운용될 우주환경에 대해 규정하고 분석하는 것은 핵심적이다. 우주환경 분석결과는 시스템 설계수준에서 중요한 자료로 사용되고 정지궤도 전장부품의 신뢰도를 높이는데 이용된다. 정제궤도에서 관심을 가지는 주요 에너지 입자는 1) 반알렌 대의 구속된 전자, 2) 태양 폭발에서 오는 양성자와 중이온, 3) 전자의 제동 복사이다. 이 논문에는 열거된 에너지 입자들을 최악-최선의 환경에 따라 규정하고 이들의 총이온화선량을 우주방사모델(SPENVIS)을 가지고 계산하였다. 구속된 전자의 영향은 알루미늄두께 5-6mm 까지 강력하게 미치지만 7mm 이후에는 제동효과가 주도하기 시작한다. 일반적인 정지궤도위성체의 환산두께는 1.78-2.54mm (70-100 mils)이므로 구속된 전자의 영향이 고정될 때, 위성체 이후의 내부 방사환경은 태양폭발 양성자의 신뢰도에 대하여 크게 영향 받는데 이는 신뢰도가 태양폭발 양성자의 유량과 직접적인 관련 있기 때문이다. The space radiation environment has been a major cause of anomalies in GEO communication satellites, even though much knowledge and information has been obtained over the past three decades. It is essential to describe and assess space environment in which spacecraft operates. Analysis results can be used as principal data in system design level and assist to make more reliable electronics of geosynchronous satellite. The main sources of energetic particles that are of concern to GEO are 1) electrons trapped in the Van Allen belts, 2) protons and heavy ions from solar flares, 3) bremsstrahlung. These energetic particles are defined as worst and best cases and the total ionization doses are calculated with space radiation model, SPENVIS. The effect of trapped electrons influences strongly up to thicknesses of 5-6 mm of Aluminum, but effects of bremsstrahlung become to dominate for the thickness above 7 mm. A typical GEO spacecraft equivalent shielding level is 1.78-2.54 mm (70-100 mils) so that internal radiation levels behind the spacecraft are strongly dependent on solar flare protons' confidence level, to which solar flare proton fluences are related.
한조영(Cho Young Han),채종원(Jong Won Chae),김정훈(Jung-Hoon Kim),전형열(Hyoung Yoll Jun) 한국전산유체공학회 2010 한국전산유체공학회지 Vol.15 No.3
Hydromagnetic flow in a cavity under a uniform magnetic field is studied numerically. The cavity is comprised of four radiatively active surfaces. Due to large temperature difference inside a cavity, the radiative interaction between walls is taken into account. The coupled momentum and energy equations are solved by SIMPLER algorithm while the radiant heat exchanges are obtained by the finite volume method for radiation. A Wide range of Grashof numbers is examined as a controlling parameter. Resultant flow and heat transfer characteristics are investigated as well.
한조영(Cho Young HAN),채종원(Jong Won CHAE) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
현재 사용되고 있는 이원추진시스템은 이전의 단일추진시스템보다 훨씬 복잡하다. 그러므로 이원추진시스템의 궤도상에서의 성능 예측을 위해서는 고차원의 모델링이 필요하다. 궤도전이시의 가압제 시스템, 추진제 공급시스템 및 액체원지점엔진 성능 예측과, 궤도상에서의 추진제 공급시스템 및 반동제어추력기의 성능 예측을 위해 해석 모델들이 도입되었다. 이 모델들은 천리안위성 개발시에 사용되었으며 후일 유사한 우주비행체에도 적용 가능하다. 본 논문에는 주요 해석 모델로부터 도출된 결과 및 관련 분석이 기술되었다. The current generation of bipropellant propulsion system is more complex than its monopropellant predecessors. Consequently a higher degree of modelling is required to predict its performance in orbit. Analysis models are introduced to predict the performance of the pressurant system, propellant feed system and liquid apogee engine during transfer orbit and the propellant feed system and reaction control thrusters during the on station lifetime. The models were adopted under COMS programme and they can be applied to similar spacecraft in the future. An output from major analysis model and an explanation of the results is presented in this paper.
원수희(Su-hee Won),김수겸(Su-kyum Kim),채종원(Jong-won Chae),한조영(Cho-young Han),전형열(Hyoung-yoll Jun),이준희(Jun-hui Lee),박수향(Su-hyang Park),이재원(Jae-won Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
1N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델에 대한 인수수준 랜덤 진동시험이 수행되었다. 랜덤 진동시험은 기존 항공우주연구원의 1lbf 추력기의 시험절차를 참고하여 진행되었다. 랜덤 진동시험 결과로부터 1N급 추력기 개발모델로 구성된 이중추력기모듈의 고유진동수는 기준치를 훨씬 상회하였으며, 구조적으로 강건하다는 것을 확인하였다. 또한 진동시험 동안 추력기 내부 촉매의 손상은 없었으며, 이로 인한 연료공급 유로의 막힘 현상도 발생하지 않았다. Acceptance level random vibration test for development model of 1N-class monopropellant thruster has been performed. The random vibration test was carried out based on the KARI test procedure for 1lbf thruster. From the test results of random vibration, the natural frequency of the dual thurst module composed of 1N-class development model thrusters was much higher than the standard and the structural robustness was verified. The catalyst damage during the vibration test was not observed and the plugging phenomenon was not occurred either.
김수겸(Su-Kyum Kim),채종원(Jong-Won Chae),원수희(Su-Hee Won),전형열(Hyong-Yoll Jun) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.8
우주비행체 추진기관은 로켓엔진의 일종으로 인공위성, 우주탐사선 등의 임무수행을 위해 사용되며 인공위성 자세제어 및 궤도조정을 위한 수요에 따라 1950년대 말부터 개발되기 시작하였다. 우주비행체에 사용되는 추진시스템은 발사체와 달리 상대적으로 긴 기간의 임무수행이 요구되며, 이에 따라 추진제의 안정성 및 추진시스템의 내구성이 설계에 매우 중요한 요소가 된다. 최근에 우주추진 분야에서 주목받는 기술은 이온성 액체를 이용한 친환경 추진과 전기추진만으로 추진시스템을 구성하는 기술로 국내에서도 체계적인 연구개발이 필요하다. 본 논문에서는 우주추진기관의 국내외 현황 및 주목받는 기술들을 나열하고 이에 따른 개발 전망을 간략히 소개하였다. Spacecraft propulsion system is a kind of rocket engine that has been developed from the end of 1950s for attitude control and orbit maintenance of satellite. Since the spacecraft propulsion system has to be used for a relatively long time, therefore, stability of propellant and life of thruster could be very important factor for propulsion system design. Recently, green propellant propulsion and all electrical propulsion system have became very important issue, and we also need a development according to well organized plan. In this paper, we will introduce the development status, key technologies and development prospect of spacecraft propulsion system.