KR100524181B1

KR100524181B1 - GPS Receiver with 3 RF Front-Ends

Info

Publication number: KR100524181B1
Application number: KR10-2002-0070983A
Authority: KR
Inventors: 김천중; 권병문; 최형돈
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2002-11-15
Filing date: 2002-11-15
Publication date: 2005-10-27
Also published as: KR20040042997A

Abstract

본 발명은 과학 관측 로켓 및 위성 발사체에 적용되어 외부에서 수신된 위성신호를 이용하여 과학 관측 로켓 및 위성 발사체의 항법정보를 계산할 수 있는 GPS 수신기에 관한 것으로, 로켓 및 위성 발사체의 자세가 변화하더라도 위성신호를 수신할 수 있도록 하는 3개의 고주파 수신단을 가지는 GPS 수신기에 관한 것이다.The present invention relates to a GPS receiver which can be applied to a scientific observation rocket and satellite projectile and calculates navigation information of a scientific observation rocket and a satellite projectile using satellite signals received from the outside, even if the attitude of the rocket and the satellite projectile changes. The present invention relates to a GPS receiver having three high frequency receivers for receiving a signal.

이러한 본 발명에서는 3개의 안테나를 비행체의 기체 표면에 120도 간격으로 설치하되 안테나는 120도의 각도를 이루는 선과 수직으로 기체 표면에 설치하고, In the present invention, three antennas are installed on the surface of the aircraft at intervals of 120 degrees, but the antennas are installed on the surface of the aircraft perpendicular to a line forming an angle of 120 degrees,

이렇게 설치된 각각의 안테나로 수신된 위성신호는 고주파 수신단에 입력되어 위성항법을 수행하도록 GPS 수신기를 설계함으로써 이루어지는 것으로, 여러 개의 안테나를 연결하여 사용할 경우 발생될 수 있는 안테나간의 상호 간섭에 의한 위성신호의 전력 감쇄, 다중경로오차에 의한 항법정보의 정확도 저하 등을 제거할 수 있으며 비행체의 자세에 관계없이 위성신호를 수신할 수 있기 때문에 정확한 위성항법을 수행할 수 있다.The satellite signal received by each antenna installed in this way is achieved by designing a GPS receiver to perform satellite navigation by being input to a high frequency receiver. The satellite signal is generated by mutual interference between antennas that can be generated when multiple antennas are connected. It is possible to eliminate the power decay, deterioration of the accuracy of navigation information due to multi-path error, etc., and it is possible to perform accurate satellite navigation because it can receive satellite signals regardless of the attitude of the aircraft.

Description

GPS receiver with three high frequency receivers {GPS Receiver with 3 RF Front-Ends}

과학 관측 로켓 및 위성 발사체의 항법장치로는 일반적으로 관성항법장치가 많이 사용되고 있으나, 상기된 관성항법장치의 경우 매우 고가이며 오차가 누적되는 단점이 있으므로, 상기된 관성항법장치의 단점을 보완하고 과학 관측 로켓 및 위성발사체의 항법 정밀도를 높이기 위하여 보조센서가 필요하며, 이러한 보조센서로 GPS 수신기를 사용하기 위해서는 과학 관측 로켓 및 위성 발사체에 적용될 수 있는 새로운 개념의 GPS 수신기가 필수적인 사항이다.Inertial navigation systems are generally used as navigation devices for scientific observation rockets and satellite projectiles. However, the inertial navigation devices have a disadvantage that they are very expensive and accumulate errors. Auxiliary sensors are required to increase the navigation accuracy of observation rockets and satellite launchers. In order to use GPS receivers with these auxiliary sensors, a new GPS receiver that can be applied to scientific observation rockets and satellite launch vehicles is essential.

GPS 수신기의 경우 일반적으로 한 개의 고주파 수신단 및 한 개의 상관기로 구성되며 주로 지표면과 수평방향으로 안테나의 설치가 가능한 차량 혹은 수평비행을 수행하는 비행체 등에 주로 이용되고 있다. GPS receivers are generally composed of one high frequency receiver and one correlator, and are mainly used for vehicles capable of installing antennas in the horizontal direction with the ground or vehicles that perform horizontal flight.

따라서 일반적으로 사용되는 GPS 수신기를 로켓 및 위성 발사체에 사용할 경우 초기에 수직으로 발사되어 점차로 자세를 수평으로 변환하며 비행하며 최종에는 자세 안정화를 위하여 회전 비행을 하는 과학 관측 로켓 및 위성 발사체의 비행 특성상 제대로 위성신호를 수신할 수 없을 뿐만 아니라 특히 과학 관측 로켓 및 위성 발사체의 경우 원통형의 긴 막대모양을 하고 있고 기능상 위성안테나를 지표면과 수직방향으로 장착하여야 하기 때문에 상기된 비행조건의 경우 위성항법을 제대로 수행하기가 어려우며, 여러 개의 안테나를 연결하여 사용할 경우에도 각각의 안테나에서 수신되는 위성신호의 위상차 및 상호간섭이 원인이 되어 발생되는 다중경로오차로 인하여 항법정보에 큰 오차가 발생할 수 있기 때문에 위성항법을 제대로 수행할 수 없게 된다.Therefore, when a commonly used GPS receiver is used for a rocket and a satellite projectile, it is initially launched vertically, gradually shifts its posture horizontally, and finally rotates in order to stabilize the attitude. Not only can it receive satellite signals, but in particular, scientific observation rockets and satellite launch vehicles have cylindrical long rods, and satellite antennas must be mounted perpendicular to the earth's surface to function properly. It is difficult to do this. Even when multiple antennas are connected to each other, satellite navigation cannot be performed due to multipath errors caused by phase difference and mutual interference of satellite signals received from each antenna. I cannot do it properly The.

즉, 로켓의 특성상 위성 탑재체 및 과학 탑재체가 탑재되는 위성 탑재부(15)에는 안테나를 설치할 수 없기 때문에 텔레메트리 부(16)에 위성 안테나를 설치하여야 하나, 이 경우 지표면과 수직으로 안테나가 설치되게 되며 이 경우 한 개의 안테나만을 설치할 경우 지표면의 접선방향과 영도 이상의 각도를 가지는 공간에 위치하는 위성에서 전송되는 신호를 모두 수신할 수 없기 때문에 위성항법을 제대로 수행할 수 없으며 또한 여러 개의 안테나를 연결하여 사용할 경우라도 앞에서 언급한바와 같이 다중경로오차로 인하여 GPS 수신기의 항법정보에 큰 항법오차가 발생할 수 있어 과학 관측 로켓 및 위성 발사체의 임무를 실패할 수 있는 심각한 문제를 발생시킬 수 있다. That is, due to the nature of the rocket, the satellite mounting unit 15, on which the satellite payload and the science payload is mounted, cannot be installed with the antenna. Therefore, the satellite antenna should be installed in the telemetry unit 16. In this case, the antenna is installed perpendicular to the ground surface. In this case, if only one antenna is installed, satellite navigation cannot be performed properly because it cannot receive all the signals transmitted from satellites located in a space having an angle above the tangential direction and zero degree of the earth surface. Even when used, as mentioned above, the multipath error may cause a large navigation error in the navigation information of the GPS receiver, which may cause a serious problem that may cause the mission of the scientific observation rocket and satellite launch vehicle to fail.

특히 로켓이 회전을 하며 비행하는 경우 한 개의 안테나를 사용하게 되면 위성신호를 잃어버리는 경우가 발생할 수 있으며 여러 개의 안테나를 사용하는 경우라도 여러 개의 안테나의 패턴이 결합되어 전체적인 안테나 패턴을 형성하게 되어 로켓의 기체를 따라 일정한 패턴을 형성하기 어렵기 때문에 위성신호를 수신할 수 없는 영역이 발생할 가능성도 존재하게 된다.In particular, when a rocket rotates and uses one antenna, satellite signals may be lost. Even when multiple antennas are used, the patterns of several antennas are combined to form an overall antenna pattern. Since it is difficult to form a constant pattern along the gas, there is a possibility that an area where satellite signals cannot be received may occur.

본 발명은 과학 관측 로켓 및 위성 발사체에 장착되어 비행체의 비행조건 및 다중경로오차 등에 관계없이 정확한 위성항법을 수행할 수 있도록 하는데 목적이 있다. An object of the present invention is to be equipped with a scientific observation rocket and a satellite projectile to enable accurate satellite navigation regardless of the flight conditions and multipath error of the aircraft.

과학 관측 로켓 및 위성 발사체의 경우 앞에서 언급한 바와 같이 비행시에 많은 자세변환이 존재하며 이 경우에 위성항법을 수행하기 위해서는 어느 자세에서든지 지표면의 접선 방향과 영도 이상의 각도를 유지하는 공간에 위치하는 위성에서 전송된 신호를 외부의 간섭 없이 수신할 수 있어야 하므로, 본 발명에서는 3개의 안테나를 비행체의 기체 표면에 120도 간격으로 설치하되 안테나는 120도의 각도를 이루는 선과 수직으로 기체 표면에 설치하고, 이렇게 설치된 각각의 안테나로 수신된 위성신호는 고주파 수신단에 입력되어 위성항법을 수행하도록 GPS 수신기를 설계함으로써이루어지는 것으로, 여러 개의 안테나를 연결하여 사용할 경우 발생될 수 있는 안테나간의 상호 간섭에 의한 위성신호의 전력 감쇄, 다중경로오차에 의한 항법정보의 정확도 저하 등을 제거할 수 있으며 비행체의 자세에 관계없이 위성신호를 수신할 수 있기 때문에 정확한 위성항법을 수행할 수 있는 것이다.In the case of scientific observation rockets and satellite projectiles, as mentioned above, there are many attitude transformations during flight, and in this case, satellites are located in a space that maintains the angle of the earth's tangential direction and zero degree in any attitude to perform satellite navigation. In order to be able to receive a signal transmitted from the outside without interference, in the present invention, three antennas are installed on the surface of the aircraft at 120 degree intervals, but the antenna is installed on the surface of the body perpendicular to the line forming an angle of 120 degrees. The satellite signal received by each installed antenna is inputted to the high frequency receiver and designed by the GPS receiver to perform satellite navigation. The power of the satellite signal due to mutual interference between antennas that can be generated when multiple antennas are connected and used Accuracy of navigation information due to attenuation and multipath error It can be removed and the like, and will decrease to perform accurate satellite positioning it is possible to receive satellite signals, regardless of the attitude of the vehicle.

본 발명의 전체 구성은 도 1과 같다. The overall configuration of the present invention is as shown in FIG.

도 1 에 나타난 3 개의 안테나 1, 2, 3(12, 13, 14)는 도 2 에 도시된 바와 같이 위성발사체의 텔레메트리 부(16)의 기체 표면(18)에 120도 간격으로 기체 중심에서 표면 방향과 수직으로 설치되며, 각각의 위성 안테나 1, 2, 3(12, 13, 14)에서 수신된 위성신호는 각각의 도 3, 4, 5 와 같은 구성을 갖고 수신된 위성신호를 처리하기 용이하도록 기저 주파수로 변환하는 기능을 갖는 고주파 수신단 1, 2, 3(1, 2, 3)으로 입력되어 각각의 위성신호가 독립적으로 처리되게 한다. The three antennas 1, 2, 3 (12, 13, 14) shown in FIG. 1 are centered at 120 degree intervals on the gas surface 18 of the telemetry section 16 of the satellite vehicle, as shown in FIG. Is installed perpendicular to the surface direction in the satellite signals received from each of the satellite antenna 1, 2, 3 (12, 13, 14) has the configuration as shown in Figs. It is inputted to a high frequency receiver 1, 2, 3 (1, 2, 3) having a function of converting to a base frequency so as to be easily performed so that each satellite signal is processed independently.

상기 고주파 수신단 1, 2, 3(1, 2, 3)에서 기저대역으로 변경되어 디지털 데이터로 변환된 위성신호는 도 6, 7, 8에 도시된 회로 구성을 갖는 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)에서 샘플링 한 후 수신된 위성신호와 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)내에서 생성된 위성 신호를 상관시켜 중앙처리장치(8)에서 위성항법을 수행하기 위한 정보를 계산할 수 있도록 위성신호를 처리하도록 한다. The satellite signals, which are changed to baseband and converted into digital data at the high frequency receivers 1, 2, and 3 (1, 2, and 3), are correlated to the correlators 1, 2, and 3 (4) having the circuit configurations shown in FIGS. For satellite navigation in the central processing unit (8) by correlating the satellite signals received after the sampling at 5, 6) and the satellite signals generated in the correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6). Process the satellite signal so that we can calculate.

또한 중앙처리장치(8)에서 계산된 제어신호는 인터페이스 회로(7)를 경유하여 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)에 입력되며 이 신호는 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6) 내부의 신호 발생기로 전송되어 위성신호 추적 루프가 형성되도록 한다.The control signal calculated by the central processing unit 8 is also input to the correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6) via the interface circuit 7 and the signal is input to the correlators 1, 2, 3 (4, 5). 6) transmitted to an internal signal generator to form a satellite signal tracking loop.

도 9 는 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)에서 출력되는 상관된 위성신호를 이용하여 위성항법에 필요한 정보를 계산하고 위성 추적 루프를 구성할 수 있는 제어 신호를 계산하며 외부 입출력을 담당하는 기능을 하는 중앙처리장치(8)에 대한 회로도이다. FIG. 9 calculates information required for satellite navigation, calculates control signals for constructing a satellite tracking loop, using correlated satellite signals output from correlators 1, 2, and 3 (4, 5, 6), and calculates external I / O. It is a circuit diagram of the central processing unit 8 which performs the function which is in charge.

중앙처리장치(8)에서 계산된 제어신호는 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)로 전달되며 각각의 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)에서 입력되는 위성신호는 안테나 1, 2, 3(12, 13, 14)의 패턴이 중복되는 부분에 위치한 위성의 신호의 경우 동시에 다른 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)에 수신될 수 있으며 이와 같은 경우에는 신호세기가 큰 위성에 대해서 제어신호를 계산하여 동일한 위성신호를 수신한 두 개의 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)에 동시에 전송된다.The control signal calculated by the central processing unit 8 is transmitted to the correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6), and the satellite signals input from the correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6) are antennas. Signals of satellites located in the overlapping patterns of 1, 2, 3 (12, 13, 14) may be simultaneously received by other correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6), in which case the signal Control signals are calculated for satellites with high strength and transmitted simultaneously to two correlators 1, 2, and 3 (4, 5, 6) receiving the same satellite signal.

도 10은 중앙처리장치(8)와 상관기 1, 2, 3(4, 5, 6)사이에 위치하여 두 장치간의 인터페이스를 담당하는 인터페이스 회로(7)이며 소자의 선택 신호, 데이터 및 주소 버스등을 통하여 전달되는 신호의 입출력을 제어하는 기능을 수행한다.FIG. 10 is an interface circuit 7 located between the central processing unit 8 and the correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6), which is responsible for the interface between the two devices, and select signal, data and address buses of the device. It performs the function of controlling the input and output of the signal transmitted through.

도 11은 GPS 수신기에 전원을 공급하며 외부와 직렬 통신을 이용하여 신호를 입출력하는 기능을 수행하는 전원공급장치(10) 및 입출력장치(11)에 대한 회로도이다. FIG. 11 is a circuit diagram of a power supply device 10 and an input / output device 11 for supplying power to a GPS receiver and performing a function of inputting and outputting signals using serial communication with the outside.

상기 전원공급장치(10)는 외부에서 DC 신호를 입력으로 받아 5, 3.3 V의 DC 신호를 GPS 수신기에 공급하는 기능을 수행한다.The power supply 10 receives a DC signal from an external source and supplies a 5, 3.3 V DC signal to the GPS receiver.

도 12의 저장장치(9)는 EEPROM 및 SRAM으로 구성된 저장장치이며 위성항법을 수행하기 위한 알고리즘이 저장되며, 상기된 저장장치(9)는 중앙처리장치(8)와 연결되어 있으며 수시로 데이터의 입출력이 이루어진다.The storage device 9 of FIG. 12 is a storage device consisting of an EEPROM and an SRAM, and an algorithm for performing satellite navigation is stored. The storage device 9 is connected to the central processing unit 8 and frequently inputs and outputs data. This is done.

이상에서 기술한 바와 같이 본 발명은 과학 관측 로켓 및 위성 발사체와 같이 원통형 대형 비행체에 장착되어 비행조건에 관계없이 지표면의 접선 방향과 영도 이상의 각도를 유지하는 공간에 위치한 위성에서 전송된 신호를 다중경로오차 등에 관계없이 수신하여 정확하게 위성항법을 수행할 수 있는 장치로서 과학 관측 로켓 및 위성 발사체의 항법정확도를 높일 수 있으므로 과학 관측 로켓의 경우에는 비행 안전용으로 사용 가능하며 위성 발사체의 경우에는 정확한 항법정보를 이용하여 위성 투입 정확도를 높여 위성의 수명을 증가시킬 수 있으며 비행안정용으로도 사용 가능한 것이다. As described above, the present invention is a multi-path signal transmitted from a satellite located in a cylindrical large aircraft, such as a scientific observation rocket and a satellite projectile, to maintain an angle above the tangential direction and zero degrees of the earth regardless of flight conditions. It is a device that can receive and perform satellite navigation accurately regardless of errors. It can improve the navigation accuracy of scientific observation rockets and satellite projectiles, so it can be used for flight safety for scientific observation rockets, and accurate navigation information for satellite projectiles. By increasing the accuracy of satellite input, the life of the satellite can be increased and it can also be used for flight stability.

도 1 은 본 발명의 전체 구성도1 is an overall configuration diagram of the present invention

도 2 는 본 발명의 설치 상태도2 is an installation state diagram of the present invention

도 3 은 본 발명에 의한 고주파 수신단 1의 회로도3 is a circuit diagram of a high frequency receiver stage 1 according to the present invention.

도 4 는 본 발명에 의한 고주파 수신단 2의 회로도4 is a circuit diagram of a high frequency receiver 2 according to the present invention.

도 5 는 본 발명에 의한 고주파 수신단 3의 회로도5 is a circuit diagram of a high frequency receiver stage 3 according to the present invention.

도 6 은 본 발명에 의한 상관기 1의 회로도6 is a circuit diagram of the correlator 1 according to the present invention;

도 7 은 본 발명에 의한 상관기 2의 회로도7 is a circuit diagram of correlator 2 according to the present invention;

도 8 은 본 발명에 의한 상관기 3의 회로도8 is a circuit diagram of the correlator 3 according to the present invention;

도 9 는 본 발명에 의한 중앙처리장치의 회로도9 is a circuit diagram of a central processing unit according to the present invention.

도 10 은 본 발명에 의한 인터페이스의 회로도10 is a circuit diagram of an interface according to the present invention;

도 11 은 본 발명에 의한 전원공급장치 및 입출력장치의 회로도11 is a circuit diagram of a power supply and an input / output device according to the present invention.

도 12 는 본 발명에 의한 저장장치의 회로도12 is a circuit diagram of a storage device according to the present invention.

[도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명][Description of Symbols for Main Parts of Drawing]

1 : 고주파 수신단 1 2 : 고주파 수신단 21: high frequency receiving end 1 2: high frequency receiving end 2

3 : 고주파 수신단 3 4 : 상관기 13: high frequency receiving end 3 4: correlator 1

5 : 상관기 2 6 : 상관기 35: correlator 2 6: correlator 3

7 : 인터페이스 8 : 중앙처리장치7 interface 8 central processing unit

9 : 저장장치 10 : 전원공급장치9: storage device 10: power supply device

11 : 입출력장치 12 : 안테나 111 input and output device 12 antenna 1

13 : 안테나 2 14 : 안테나 313 antenna 2 14 antenna 3

15 : 위성 탑재부 16 : 텔레메트리 부15: satellite mount unit 16: telemetry unit

17 : 엔진 18 : 기체17 engine 18 gas

Claims

Antennas 1, 2, 3 (12, 13, 14) installed on the gas surface of scientific observation rockets and satellite projectiles to receive satellite signals;

A high frequency receiver 1, 2, 3 (1, 2, 3) for converting the satellite signals received at the antennas 1, 2, 3 (12, 13, 14) into a base frequency and outputting the digital data;

Sampling the satellite signal converted into digital data at the high frequency receiving terminals 1, 2, 3 (1, 2, 3) and receiving a first satellite signal, and receives a control signal for satellite tracking loop configuration through the interface Correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6) for generating a second satellite signal internally by a control signal and then correlating and processing the first and second satellite signals;

The correlators 1, 2, and 3 (4, 5, 6) calculate the information necessary for satellite navigation by using the satellite signals transmitted through the interface, and the control signals for constructing the satellite tracking loop are provided with the correlator 1, 2, 3 (4, 5, 6) GPS receiver having three high-frequency receiving end, characterized in that it comprises a central processing unit (8) responsible for external input and output.

According to claim 1, Antennas 1, 2, 3 (12, 13, 14) are installed vertically in the surface direction from the center of the body and each of the three high-frequency receiving end, characterized in that the antenna is installed at intervals of 120 degrees GPS receiver.

The GPS receiver according to claim 1, wherein the central processing unit (8) is connected to the input / output unit (11) to perform signal input / output with the outside.

A storage device (9) is connected to the central processing unit (8), and the storage device (9) is composed of an EEPROM and an SRAM, and an algorithm for performing satellite navigation is stored. GPS receiver with three high frequency receivers.

The control signal calculated by the CPU 8 is transmitted to the correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6), and each of the correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6). The satellite signal input from is to be received by the other correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6) at the same time in the case of the satellite signal located in the overlapping part of the patterns of antennas 1, 2, 3 (12, 13, 14). In this case, three high-frequency waves, characterized in that the control signal for the satellite with a large signal strength is calculated and transmitted simultaneously to the two correlators 1, 2, 3 (4, 5, 6) receiving the same satellite signal. GPS receiver having a receiver.