KR100898169B1 - 관성항법시스템의 초기정렬 방법 - Google Patents

관성항법시스템의 초기정렬 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 관성항법시스템의 초기정렬 방법에 관한 것으로, 가속도계 출력을 검출하는 단계와, 상기 가속도계 출력의 평균자승오차를 감소시키기 위하여 상기 가속도계 출력을 파동함수로 모델링하고 필터링하는 단계와, 상기 필터링된 가속도계 출력을 이용하여 수평상태에서 종 관성항법시스템과 주 관성항법시스템 사이의 x축 및 y축 비정렬 각을 구하고 수직상태에서 z축 비정렬 각을 구하는 단계와, 상기 x축 및 y축 비정렬 각 및 등가선형변환을 이용하여 구한 값들로부터 수직상태 운반체의 초기정렬을 수행하는 단계를 통하여, 운반체의 수직상태에서 자이로 측정값을 사용하지 않고, 가속도계 측정값만을 사용하여 수초 내에 초기정렬을 가능하게 하며, 또한 수직상태에서 가속도계 측정값만을 이용하여 정렬을 수행 할 경우 발생할 수 있는 방위각 추정 문제를 해결하여 정밀정확도를 달성 할 수 있도록 한다.

Description

관성항법시스템의 초기정렬 방법{INITIAL ALIGNMENT METHOD OF INERTIAL NAVIGATION SYSTEM}
도 1은 수평상태 종 관성항법시스템(Slave INS) 및 주 관성항법시스템(Master INS) 사이의 변환관계 구성도.
도 2는 본 발명의 등가선형변환관계 구성도.
도 3은 본 발명에 의한 자세계산 과정을 보인 순서도.
도 4는 본 발명에 의한 수평상태 비정렬 각 계산 과정을 보인 흐름도.
도 5는 본 발명에 의한 가속도계 측정값 필터링 과정을 보인 흐름도.
도 6은 본 발명에 의한 수직상태 비정렬 각 계산 과정을 보인 흐름도.
도 7은 본 발명에 의한 수직상태 원샷(One-shot) 정렬 계산 흐름도.
*도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명*
102 : 종 관성항법시스템 110 : 주 관성항법시스템
402 : 수직상태 종 관성항법시스템 401 : 수평상태 종 관성항법시스템
410 : 수직상태 주 관성항법시스템 411 : 수평상태 주 관성항법시스템
본 발명은 관성항법시스템에 관한 것으로, 특히 관성항법시스템의 초기정렬 방법 중 원샷(One-shot) 정렬방법에 관한 것이다.
일반적으로, 관성항법시스템(INS : Inertial Navigation System)의 초기정렬은 관성측정기 또는 관성센서를 기준으로 항체의 동체좌표계와 항법좌표계 사이의 좌표변환 행렬을 결정하는 것으로서 운반체(vehicle)의 초기자세를 구하는 것이다. 초기정렬의 정확도는 항법오차에 가장 큰 영향을 줄 수 있으므로 좀더 빠르게 좀더 정확하게 수행될 것이 요구된다.
상기 초기정렬은 대체로 운반체의 정지 상태에서 수행되며, 외부의 보조정보를 사용하는지 여부에 따라 자체정렬(self alignment)과 전달정렬(transfer alignment)로 나뉘어진다.
상기 자체정렬은 운반체에 구비된 관성센서(예 : 자이로(gyro)와 가속도계)의 출력을 이용하여 수행하며, 상기 전달정렬은 운반체가 이동 중이거나 빠른 정렬이 필요할 때 운반체의 외부로부터 보조정보를 입력받아 수행하는 방법으로서, 상기 전달정렬에는 외부의 보조정보를 한 순간만 이용하는 원샷(One-shot) 전달정렬과 연속적으로 이용하는 연속성 전달정렬이 있다.
참고로, 상기 가속도계는 지구 중력을 측정하는 센서이고, 자이로는 지구자전 각속도를 측정하는 센서이다.
상기 자체정렬의 경우 롤/피치(Roll/Pitch) 각은 가속도계의 측정값을 이용하여 수초 내에 구할 수 있으나, 방위각은 자이로의 측정값을 이용하여 구해지기 때문에, 정렬 정확도는 자이로의 성능에 의존 할뿐만 아니라, 정렬시간이 수 십분 정도로 많은 시간을 필요로 하는 문제점이 있다.
또한, 상기 전달정렬의 경우 운반체 외부의 발사대에 구비된 정밀 관성항법시스템의 도움을 받아 운반체 내 항법시스템의 초기자세를 측정하는 방법으로서, 정밀 정렬정확도를 달성하기 위해서는 필터의 가관측성을 증가시킬 수 있는 발사대의 특정한 운동이 요구되며, 따라서 상기 발사대의 운동시간을 고려하면 정렬시간이 수분 정도로 많이 소요되는 문제점이 있다.
상기와 같이 정렬에 많은 시간이 소요되는 종래의 문제점을 해결하기 위한 방법으로 광학정렬 방법이 제안되었으나, 이 방법은 정밀 관성항법시스템과 광학장비의 도움을 받아 운반체 내 항법시스템의 초기자세를 결정하는 방법으로서, 운반체 내 항법시스템의 한 측면에 거울 장착 및 그 거울을 보기위한 부가적인 광학장비가 요구되며, 발사대 일부를 절개해야 되는 문제점이 있다. 또한 발사시 발생하는 압력의 영향으로 인하여 운반체 내 항법시스템의 한 측면에 거울 장착이 불가능할 경우 장착오차를 완전히 측정할 수 없으며, 이로 인하여 정밀 정렬정확도를 달성할 수 없는 문제점이 있다.
즉, 종래에는 수초 내 정밀 정렬정확도를 달성하는 것이 어려우며, 정밀 정렬정확도를 달성하기 위하여 광학장비와 같은 부가적인 장비가 요구되어 시스템이 복잡하게 되는 문제점이 있다.
또한, 종래의 원샷(One-shot) 정렬방법은 정렬 자체는 수초 내 수행 가능하지만 정밀항법 시스템과 운반체 내 항법시스템의 비정렬 각을 추정하기가 어려워 정밀 정렬정확도를 달성하기 어려운 문제점이 있다.
따라서, 본 발명은 상기와 같은 종래의 문제점을 해결하기 위하여 창출한 것으로, 수직상태에서 가속도계 측정값을 이용하여 초기정렬 수행할 수 있도록 하고, 정밀 정렬정확도의 달성 시간을 단축할 수 있도록 하는 방법을 제공함에 그 목적이 있다.
이와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명은 운반체의 수직상태에서 자이로 측정값을 사용하지 않고, 가속도계 측정값만을 사용하여 수초 내에 초기정렬을 가능하게 하며, 또한 수직상태에서 가속도계 측정값만을 이용하여 정렬을 수행 할 경우 발생할 수 있는 방위각 추정 문제를 해결하여 정밀정확도를 달성 할 수 있도록 하는 특징이 있다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부한 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.
본 발명의 수행을 위해서는 도1에 도시된 바와같이 수직발사대(도시하지 않음)에 장착된 운반체(도시하지 않음) 안에는 종(slave) 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00001
)(102)이 구비되어 있으며, 발사대에는 정밀 관성항법시스템인 주(master) 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00002
)(110)이 구비되어 있다.
상기 운반체의 초기자세는 종 관성항법시스템의 관성측정기 출력 및 발사대에 장착된 정밀 관성항법시스템인 주 관성항법시스템에서 출력되는 자세정보를 이 용하여 구하게 된다.
그러나, 상기 종 관성항법시스템과 주 관성항법시스템 사이에는 장착 비정렬 각이 존재한다. 결국, 원샷(One-shot) 정렬시에는 주 관성항법시스템에서 출력되는 자세정보를 직접 사용하기 때문에 장착 비정렬 각을 구하여 보정을 수행해야 한다.
또한 급속 발사를 요구하는 운반체의 경우, 종 관성항법시스템은 급속 정렬을 위해 가속도계 측정값만 사용해야 하는데, 가속도계 측정오차를 감소시키기 위하여 평균자승오차를 최소화하는 필터링 방법을 사용해야 한다. 따라서, 본 발명은 운반체가 수직상태에 있을 때 자세를 계산하는 과정에서 발생하는 특이점 및 급속 정렬을 위한 장착 비정렬 각 추정 방법을 제공한다.
통상적으로 수직 발사대에 적용된 주 관성항법시스템의 경우 자세정보의 제공 방법에 따라 상기 자세정보를 쿼터니언(Quaternion)으로 제공하는 시스템과 오일러(Euler) 각으로만 출력하는 시스템의 두 종류로 구분할 수 있다.
상기 쿼터니언으로 자세정보를 제공하는 시스템의 경우 종 관성항법시스템과 동일하게 주 관성항법시스템을 발사대에 장착할 수 있으나, 자세정보를 오일러(Euler) 각으로만 출력하는 시스템의 경우 주 관성항법시스템을 종 관성항법시스템과 동일하게 장착할 수 없다. 그 이유는 발사대가 수직상태가 되면 주 관성항법시스템의 자세계산은 특이점 문제가 발생하게 되기 때문이다.
따라서, 본 발명은 주 관성항법시스템의 자세정보를 수평 및 수직상태에서 모두 사용하기 위하여 주 관성항법시스템의 z축을 종 관성항법시스템의 z축보다 음의 방향으로 90도 회전시켜 장착함으로써, 발사대가 수직이 되어도 주 관성항법시 스템에서 특이점 문제가 발생하지 않도록 한다.
상기 종 관성항법시스템의 자세변환행렬(DCM)을
Figure 112007023218456-pat00003
, 주 관성항법시스템의 자세변환행렬(DCM)을
Figure 112007023218456-pat00004
라고 각각 가정하면, 이들 사이의 장착 비정렬 각에 의한 자세변환행렬 오차 (
Figure 112007023218456-pat00005
)는 다음 수학식1 과 같다.
Figure 112007023218456-pat00006
비 정렬각은 종 관성항법시스템의 자이로 측정값은 사용하지 않고, 단지 가속도계 출력값 및 주 관성항법시스템에서 출력되는 자세정보를 사용하여 구하게 된다.
일반적으로 자세를 계산하기 위하여 가속도계 측정값만을 이용할 경우 단지 두 각만 계산이 가능하다. 그러나 주 관성항법시스템과 종 관성항법시스템 사이의 장착 비정렬 각은 세 개의 각으로 구성되기 때문에 본 발명에서는 이들 각을 구하기 위하여 두 단계로 나뉘어 비정렬 각을 구한다.
첫째 발사대가 수평상태에 있을 때 x축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00007
및 y축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00008
를 구한다. 둘째 발사대가 수직상태에 있을 때 등가선형변환기법을 적용하여 z축 비정렬 각 를 구한다.
먼저, 상기 발사대가 수평상태에 있을 때 x축 및 y축 비정렬 각을 도1 및 도 4의 과정을 통해 측정할 수 있다. 수평상태에서 종 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00010
)(102) 및 주 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00011
)(110) 사이의 변환관계는 도1과 같이 설명이 가능하다.
종 관성항법시스템이 수평상태에 있을 때 가속도계 측정값(S104)을 이용하여 롤(Roll)각 및 피치(Pitch)각을 계산하고(S106), 종 관성항법시스템의 헤딩(Heading)각(
Figure 112007023218456-pat00012
)은 도4의 S118단계에서 구할 수 있다. S118 단계는 주 관성항법시스템의 자세변환행렬(
Figure 112007023218456-pat00013
, S116)을 이용하여 구해진 주 관성항법시스템의 헤딩각에
Figure 112007023218456-pat00014
을 더하여 구한다. 여기서,
Figure 112007023218456-pat00015
을 더하는 이유는 주 관성항법시스템의 z축을 종 관성항법시스템의 z축 보다 음의 방향으로 90도 회전하여 장착한 것을 반영한 것이다.
상기 구해진 값들을 사용하여 수학식1과 같이 수평상태의 주 관성항법시스템에 대한 종 관성항법시스템의 자세변환행렬 오차(S126)를 구할 수 있으며, 이때 x축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00016
및 y축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00017
는 정확하게 구할 수 있으나, 상대적으로 z축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00018
는 정확하게 구할 수 없다. 이는 종 관성항법시스템의 헤딩각으로 주 관성항법시스템의 헤딩각을 사용하기 때문이다. 즉, 수평상태에서는 가속도계만을 이용하여 z축 비정렬 각을 측정 할 수 없음을 의미한다. 따라서 z축 비정렬 각을 측정할 수 있는 방법이 요구된다.
z축 비정렬 각은 발사대가 수직상태에 있을 때 도6에 도시된 바와 같은 과정 을 통해 측정한다.
발사대가 수직상태에 있을 때 가속도계를 이용하여 자세를 구하게 되면 특이점 문제가 발생하는데, 본 발명에서는 도2에 도시된 바와 같이 등가선형변환기법을 이용하여 상기 문제를 해결할 수 있도록 한다.
상기 도2에 도시된 등가선형변환은 수직상태 종 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00019
, 402)을 선형변환(U)을 통해 수평상태 종 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00020
, 401)으로 변환하고, 수직상태 주 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00021
, 410)은 선형변환(W)을 통해 수평상태 주 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00022
, 411)으로 변환할 수 있음을 의미한다.
또한 수직상태에서 비정렬 자세변환행렬(
Figure 112007023218456-pat00023
)은 수평상태 비정렬 자세변환행렬(
Figure 112007023218456-pat00024
)을 알고 있다고 가정하면, 선형변환(
Figure 112007023218456-pat00025
,
Figure 112007023218456-pat00026
)을 이용하여 다음 수학식2와 같이 구할 수 있다. 이는 등가선형변환 방법을 이용하여 수평으로 변환된 종 관성항법시스템과 주 관성항법시스템 사이의 비정렬 자세변환행렬(
Figure 112007023218456-pat00027
)을 구할 수 있으면 수직상태에서의 자세오차인
Figure 112007023218456-pat00028
을 구하는 것이 가능함을 의미한다.
Figure 112007023218456-pat00029
또한 이러한 원리를 이용하여 z축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00030
는 다음과 같이 구할 수 있 다. 수직상태 종 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00031
, 402)을 수평으로 변환하여 자세를 구하면 수평으로 변환된 종 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00032
, 401)을 구할 수 있으며, 이때 변환된 행렬은 수학식3과 같다.
Figure 112007023218456-pat00033
상기 수평으로 변환된 행렬 수학식3은 도3 및 도6의 S408단계에서 변환된 롤(Roll)각, 피치(Pitch)각 및 도6의 S304 단계에서 구한 헤딩각으로 구성된다. 변환된 롤각 및 피치각의 계산은 종 관성항법시스템의 가속도계 출력을 이용하여 다음과 같이 구하게 된다.
수직상태에서 가속도계의 출력(S404)은 다음 수학식4 와 같다.
Figure 112007023218456-pat00034
수학식3 및 수학식4를 이용하면 수평으로 변환된 좌표계의 가속도계 출력은 수학식5와 같다.
Figure 112007023218456-pat00035
상기 수학식5를 이용하면 수평으로 변환된 롤각(
Figure 112007023218456-pat00036
, S406) 및 피치각(
Figure 112007023218456-pat00037
, S406)은 수학식6 및 수학식7과 같이 각각 구할 수 있다.
Figure 112007023218456-pat00038
Figure 112007023218456-pat00039
또한 변환된 헤딩각(
Figure 112007023218456-pat00040
, S304)은 수직상태 주 관성항법시스템 자세정보 및 자세변환행렬을 이용하여 구해진 수평으로 변환된 주 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00041
)으로부터 구한다.
이렇게 구해진 세 각을 이용하여 수평으로 변환된 종 관성항법시스템 자세변환행렬(
Figure 112007023218456-pat00042
, S308)이 구해진다. 여기서 수직상태 주 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00043
, S410)으로부터 수평으로 변환된 주 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00044
)은
Figure 112007023218456-pat00045
의 변환행렬을 가진다.
상기 구해진
Figure 112007023218456-pat00046
및 수평으로 변환된 종 관성항법시스템 자세변환행렬
Figure 112007023218456-pat00047
을 이용하면 비정렬 자세변환행렬(
Figure 112007023218456-pat00048
)은 수학식8과 같이 구해진 다.
Figure 112007023218456-pat00049
상기 수학식8로부터 z축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00050
및 y축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00051
를 정확하게 구할 수 있으나, x축 비정렬 각
Figure 112007023218456-pat00052
는 정확하게 구할 수 없다. 그 이유는 변환된 종 관성항법시스템의 헤딩각을 변환된 주 관성항법시스템으로부터 받아 사용하기 때문이다. 그러나 앞에서 설명한 것과 같이 수평상태에 있을 때 x축 비정렬 각을 정확하게 구할 수 있으므로 주 관성항법시스템과 종 관성항법시스템 사이의 비정렬 각을 모두 정확하게 측정할 수 있다.
상기와 같이 수평상태 및 수직상태 두 단계로 나뉘어 주 관성항법시스템에 대한 종 관성항법시스템의 비정렬 각을 각각 구하였다. 이렇게 구해진 값과 수학식2를 이용하면 도7의 S418 단계인 수직상태의 비정렬 각은 다음 수학식9와 같이 구할 수 있다.
Figure 112007023218456-pat00053
또한 상기 수학식9 및 수직상태 주 관성항법시스템 자세변환행 렬(
Figure 112007023218456-pat00054
)을 이용하면 수직상태 종 관성항법시스템 자세인 유도탄의 초기자세는 수학식10과 같다.
Figure 112007023218456-pat00055
위의 결과는 등가선형변환기법을 이용하여 구해진 자세변환행렬 오차 (
Figure 112007023218456-pat00056
)및 주 관성항법시스템으로부터 실시간으로 전달받은 자세변환행렬(
Figure 112007023218456-pat00057
)을 이용하면 수직상태에서 운반체 내의 종 관성항법시스템의 초기자세를 구할 수 있음을 의미한다.
그리고 등가선형변환기법을 적용함으로서 종 관성항법시스템의 자이로 측정값을 사용하지 않고 단지 주 관성항법시스템 자세정보 및 종 관성항법시스템 가속도계 측정값을 이용하여 주 관성항법시스템과 종 관성항법시스템 사이의 비정렬 각을 정확하게 측정할 수 있음을 의미한다.
상술한 방법은 정렬을 위해 가속도계만을 사용하기 때문에 정렬속도가 빠르며 정확도가 향상되는 효과가 있다. 또한 비정렬 각 계산에서는 상기 방법을 적용하여 계산하는 방법 외에 자세오차를 줄이기 위하여 영속도 보정방법을 이용하여 수평 및 수직상태 비정렬 각 계산이 가능하도록 하는 효과가 있다.
수직 발사대에서 발사 전에 수행되는 등가선형변환기법을 적용한 원샷(One-shot) 정렬 방법을 도7을 참조하여 설명하면 다음과 같다.
상기 등가선형변환기법을 적용하여 수직상태 종 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00058
, 402)을 수평으로 변환된 종 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00059
, 401)을 구하고, 가속도계 정보를 이용하여 변환된 롤각 및 피치각(S406)을 상기 수학식6 및 수학식7과 같이 각각 구한다.
그리고 수학식10인 주 관성항법시스템과 종 관성항법시스템 사이의 비정렬 각(S418), 수직상태 주 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00060
, 410) 및 변환행렬(U)를 이용하여 수평으로 변환된 종 관성항법시스템(
Figure 112007023218456-pat00061
)의 자세변환행렬(S426)을 구하면 다음 수학식11과 같다.
Figure 112007023218456-pat00062
변환된 좌표계에서 헤딩각(
Figure 112007023218456-pat00063
)은 수학식11로 부터 구할 수 있다.
이 경우 자세변환행렬 오차 (
Figure 112007023218456-pat00064
)에서 z축 비정렬 각은 정확할 필요는 없다. 이렇게 구해진 수평으로 변환된 롤각, 피치각 및 헤딩각으로부터 수평으로 변환된 상태에서의 초기자세를 구할 수 있으며, 구해진 초기자세를 이용하면 도7의 S430 단계에서 수평으로 변환된 초기 쿼터니언을 다음 수학식12와 같이 구할 수 있다.
Figure 112007023218456-pat00065
따라서 실제 운반체 자세를 구하기 위해서는 수학식12를 수직상태의 초기 쿼터니언으로 변환해 주어야 한다. 도3의 등가선형변환기법을 이용하여 운반체가 수직일 때의 자세는 수학식13과 같다.
Figure 112007023218456-pat00066
변환행렬(U)은 y 축을 90도 회전한 것과 동일한 물리량이며, 도7의 S432단계를 반복 수행하여 S436단계에서 구할 수 있는 실제 운반체 자세인 수직상태 쿼터니언
Figure 112007023218456-pat00067
은 변환행렬 U를 쿼터니언으로 바꾸고 수학식12를 이용하면 다음 수학식14와 같이 구해진다.
Figure 112007023218456-pat00068
상기 수학식14는 수직상태 운반체에서 수행된 원샷(One-shot) 정렬의 결과이며, 초기 자세를 나타내는 초기 쿼터니언이 된다. 또한 상기 수학식14를 이용하면 도7의 S434단계인 수직상태 종 관성항법시스템의 자세변환행렬(
Figure 112007023218456-pat00069
)을 쉽게 구할 수 있다.
이와 같이 본 발명은 등가선형변환기법을 통해 가속도계 정보만을 이용하여 수직상태에서 정렬을 수행할 수 있도록 함으로써, 정밀 정렬정확도 달성 및 정렬을 빠르게 수행할 수 있도록 한다. 또한 초기자세는 모두 쿼터니언을 기반으로 구하기 때문에 수직상태에서 더욱 적합한 자세계산 방법임을 알 수 있다.
또한, 종래에는 발사대를 실은 차량의 진동이나, 가속도계에 포함된 고유 오차들 때문에 실시간으로 계산된 자세의 오차가 순간적으로 증가할 수 있는 문제점이 있는데, 본 발명에서는 이러한 순간적 오차를 줄이기 위하여 도5와 같이 가속도계의 출력을 사전에 필터링(Pre-filtering)할 수 있도록 한다.
상술한 방법은 가속도계 출력을 수학식15와 같이 하나의 파동 프로세스(wave process)로 가정하고, 가속도계 출력을 통계적으로 처리하며, 그 값을 실시간으로 추정하여 사용하는 기법이다.
가격함수는 수학식16과 같이 평균자승오차(Mean Square Error)로 설정하고, 평균자승오차를 최소화하도록
Figure 112007023218456-pat00070
및
Figure 112007023218456-pat00071
값을 실시간으로 추정하여 사용하게 된다.
Figure 112007023218456-pat00072
Figure 112007023218456-pat00073
여기서
Figure 112007023218456-pat00074
는 도5의 S204단계에서 필터링 되기 전의 가속도계 측정값이며,
Figure 112007023218456-pat00075
는 시간,
Figure 112007023218456-pat00076
및
Figure 112007023218456-pat00077
는 랜덤변수들이며,
Figure 112007023218456-pat00078
는 S208단계에서 필터링 된 후의 가속도계 출력이다.
따라서, 도5의 S206단계에서 평균자승오차를 최소화하는
Figure 112007023218456-pat00079
및
Figure 112007023218456-pat00080
값을 구하고, 이를 수학식15에 대입하여 다시 정리하면 S208, S210 단계와 같이 실시간으로 정렬을 위해 사용할 수 있는 가속도계 출력값은 다음 수학식17과 같이 구해진다.
Figure 112007023218456-pat00081
필터링된 가속도계 출력
Figure 112007023218456-pat00082
(S210)을 이용하여 도3과 같이 자세를 계산하며 이렇게 계산된 자세를 원샷(One-shot) 정렬에 사용하였다. 특히 S106, S406단계에서 계산된 자세는 이동 윈도우를 적용하여 이동 평균된 자세(S108, S408)로 다시 계산된다. 여기서, 이동 윈도우는 필터링을 위해 사용되는 가속도계 측정값의 개수를 정하고 이를 한개씩 이동하면서 사용하는 방법이다. 이렇게 필터링된 기법은 가속도계 특성에 의한 순간오차를 최소화시킴으로서 정렬오차 감소 및 수렴시간을 향상시키는 효과가 있다.
이상, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조로 설명하였다.
여기서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니되며, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고, 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
이상에서 설명한 바와 같이 본 발명은 수직상태에서 가속도계 측정값을 이용하여 초기정렬 수행할 수 있도록 하고, 정밀 정렬정확도의 달성 시간을 단축할 수 있도록 하는 효과가 있다.

Claims (7)

  1. 가속도계 출력을 검출하는 단계와;
    상기 가속도계 출력의 평균자승오차를 감소시키기 위하여 상기 가속도계 출력을 파동함수로 모델링하고 필터링하는 단계와;
    상기 필터링된 가속도계 출력을 이용하여 수평상태에서 종 관성항법시스템과 주 관성항법시스템 사이의 x축 및 y축 비정렬 각을 구하고 수직상태에서 z축 비정렬 각을 구하는 단계와;
    상기 x축 및 y축 비정렬 각 및 등가선형변환을 이용하여 구한 값들로부터 수직상태 운반체의 초기정렬을 수행하는 단계;를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 주 관성항법시스템의 자세정보를 수평 및 수직상태에서 모두 사용하기 위하여, 주 관성항법시스템의 z축을 종 관성항법시스템의 z축보다 음의 방향으로 90도 회전하여 장착하도록 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.
  3. 제1항에 있어서, 상기 비정렬각을 구하는 단계는,
    발사대의 수평상태에서 x축 비정렬 각
    Figure 112008089496626-pat00083
    및 y축 비정렬 각
    Figure 112008089496626-pat00084
    를 구하고,
    발사대의 수직상태에서 등가선형변환을 통해 z축 비정렬 각
    Figure 112008089496626-pat00085
    를 구하도록 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.
  4. 제3항에 있어서, 상기 비정렬 각은,
    종 관성항법시스템이 수평상태에 있을 때 가속도계 측정값을 이용하여 롤각 및 피치각을 계산하고, 주 관성항법시스템에서 출력되는 헤딩각을 사용하여 산출하는 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.
  5. 제3항에 있어서, 상기 비 정렬각은,
    영속도 보정방법을 이용하여 수평 및 수직상태 비정렬 각을 산출하는 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.
  6. 제1항에 있어서, 상기 가속도계 출력을 파동함수로 모델링하고 필터링하는 단계는,
    가속도계 측정값을 시간에 대하여 1차 혹은 고차항의 파동함수로 모델링하고, 상기 파동함수 계산에서 이동 윈도우를 적용하여 필터링하도록 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.
  7. 제1항에 있어서, 상기 x축 및 y축 비정렬 각 및 등가선형변환을 이용하여 수직상태 운반체의 초기정렬을 수행하는 단계는,
    수직상태에서 등가선형변환을 이용하여 종 관성항법시스템의 축을 수평으로 변환하여 가속도계 측정값으로부터 수평변환된 롤각 및 피치각을 구하고,
    상기 x축 및 y축 비정렬 각 및 주 관성항법시스템의 자세정보로부터 등가선형변환을 이용하여 수평으로 변환된 헤딩각을 구하여,
    상기 수평변환된 세 각(롤각, 피치각, 헤딩각)과 등가선형변환을 이용하여 수직상태 운반체의 초기정렬을 수행하도록 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.
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