KR102558238B1 - 다중 gps 수신기를 이용한 항공기의 gps 시간 동기화 시스템 및 방법 - Google Patents

다중 gps 수신기를 이용한 항공기의 gps 시간 동기화 시스템 및 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 GPS(Global Positioning System) 신호를 기반으로 전술 데이터 링크(LINK-16 등) 및 무장 제어 등에 사용하는 항공 전자 장비에 대한 시간 동기화 기술에 관한 것으로, 보다 상세하게는, 다수의 GPS 수신기(안테나)를 장착하여 항공 기체의 자세와 무관하게 GPS 신호를 안정적으로 수신하고, GPS 시간 동기화가 가능한 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템 및 방법에 관한 것이다.
본 발명의 실시 예에 따르면, 다수의 GPS 수신기를 장착하여 항공 기체의 자세와 무관하게 GPS 신호를 안정적으로 수신하고, GPS 시간 동기화가 가능함으로써 항공기 자세를 유동적으로 제어해야 하는 상황에서도 GPS 동기 신호를 안정적으로 유지할 수 있다.

Description

다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템 및 방법{SYSTEM AND METHOD FOR GPS TIME SYNCHRONIZATION OF AIRCRAFT USING MULTIPLE GPS RECEIVERS}
본 발명은 GPS(Global Positioning System) 신호를 기반으로 전술 데이터 링크(LINK-16 등) 및 무장 제어 등에 사용하는 항공 전자 장비에 대한 시간 동기화 기술에 관한 것으로, 보다 상세하게는, 다수의 GPS 수신기(안테나)를 장착하여 항공 기체의 자세와 무관하게 GPS 신호를 안정적으로 수신하고, GPS 시간 동기화가 가능한 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템 및 방법에 관한 것이다.
도 1은 종래기술에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 방법을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 1과 같이, 종래기술에서는 항공기(1)의 기체 상단에 GPS 수신기(안테나)(2)를 장착하여 운용한다. GPS 수신기(2)에서 수신된 GPS 신호는 EGI(Embedded GPS/INS) 항법 장치(3)로 전송되고, EGI 항법 장치(3)는 GPS 동기 신호를 각각의 항공 전자 장비(4)로 전송하여 항공 전자 장비(4)에 대한 GPS 시간 동기화를 구현한다.
그러나 종래기술에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 방법에서는 임무 수행 중에 항공기(1)의 기체 상단에 장착된 GPS 수신기(2)의 방향이 틀어지는 경우, 가령 기체 상단을 이탈하는 경우, GPS 신호 수신과 GPS 시간 동기화 상태가 불안정해지는 문제점이 발생하였다. 이러한 문제는 항공기(1)에 탑재된 항공 전자 장비들(4) 간의 비동기 시간을 증가시켜 데이터 통신 등과 같은 부분에서 문제를 야기할 수 있다.
KR 10-1613594 B1, 2016. 04. 12. KR 10-2008-0093524 A, 2008. 10. 22. KR 10-2006-0083205 A, 2006. 07. 20. KR 10-2008-0048253 A, 2008. 06. 02.
본 발명은 개선된 GPS 수신 기술을 활용하여 항공기 기체의 자세와 무관하게 GPS 신호를 안정적으로 수신하고, GPS 신호 기반 시간 동기화가 가능한 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템 및 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 실시 예에 따른 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템은 항공기의 상하좌우에 각각 개별적으로 장착되어 GPS 위성의 GPS 신호를 각각 수신하는 복수 개의 GPS 수신기를 포함하는 다중 GPS 수신기 모듈; 상기 항공기의 자세 정보를 생성하는 EGI(Embedded GPS/INS) 항법 장치; 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 저장 관리하는 데이터 저장/관리 장치; 상기 EGI 항법 장치와 상기 데이터 저장/관리 장치로부터 상기 항공기의 자세 정보와 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 제공받고, 상기 항공기의 자세 정보와 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 토대로 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 다중 GPS 신호 분석 모듈; 및 상기 다중 GPS 신호 분석 모듈에서 생성된 GPS 동기 신호를 이용하여 항공 전자 장비에서 필요한 클럭 신호를 생성하여 상기 항공 전자 장비로 출력하는 클럭 신호 생성 모듈을 포함하는 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템을 제공한다.
또한, 상기 다중 GPS 신호 분석 모듈은 상기 GPS 수신기의 장착 정보와 상기 항공기의 자세 정보를 이용하여 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하되, 상기 GPS 수신기의 방향 벡터()를 상기 항공기의 자세각()을 기준으로 3차원 회전을 통해 아래 [수학식]과 같은 오일러 공식을 이용하여 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산할 수 있다.
[수학식]
또한, 상기 다중 GPS 신호 분석 모듈은 3차원 회전된 GPS 수신기들의 방향 벡터()와 상기 항공기의 노멀 벡터()와의 각()을 아래의 [수학식]을 이용하여 상기 GPS 수신기의 자세각을 계산할 수 있다.
[수학식]
여기서, 상기 항공기의 노멀 벡터()는 상기 항공기의 무게 중심을 기준으로 수직 상단을 향하는 벡터로 정의되며, 벡터값은 (0,0,1)임.
또한, 상기 다중 GPS 신호 분석 모듈은 상기 GPS 수신기들로부터 입력되는 GPS 신호들 중 GPS 수신기의 자세각이 가장 작은 GPS 수신기의 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성할 수 있다.
또한, 상기 다중 GPS 신호 분석 모듈은 상기 EGI 항법 장치로부터 상기 항공기의 자세 정보를 제공받는 제1 메타 데이터 제공부; 상기 데이터 저장/관리 장치로부터 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 제공받는 제2 메타 데이터 제공부; 상기 항공기의 자세 정보와 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 토대로 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 선택하는 다중 GPS 신호 스위치; 및 상기 다중 GPS 신호 스위치를 통해 선택된 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 GPS 신호 분석기를 포함할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시 예에 따른 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 방법은 항공기의 상하좌우에 각각 개별적으로 장착되어 GPS 위성의 GPS 신호를 각각 수신하는 복수 개의 GPS 수신기의 장착 정보와 상기 항공기의 자세 정보를 제공받는 과정; 상기 항공기의 자세 정보와 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 토대로 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 과정; 및 생성된 GPS 동기 신호를 이용하여 항공 전자 장비에서 필요한 클럭 신호를 생성하는 과정을 포함하는 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 방법을 제공한다.
또한, 상기 GPS 동기 신호를 생성하는 과정은 상기 GPS 수신기의 장착 정보와 상기 항공기의 자세 정보를 이용하여 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하는 과정; 상기 GPS 수신기의 자세각을 계산하는 과정; 상기 GPS 수신기의 자세각을 이용하여 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 선택하는 과정; 및 선택된 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 과정을 포함할 수 있다.
또한, 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하는 과정은 상기 GPS 수신기의 방향 벡터()를 상기 항공기의 자세각()을 기준으로 3차원 회전을 통해 아래 [수학식]과 같은 오일러 공식을 이용하여 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산할 수 있다.
[수학식]
또한, 상기 GPS 수신기의 자세각을 계산하는 과정은 3차원 회전된 GPS 수신기들의 방향 벡터()와 상기 항공기의 노멀 벡터()와의 각()을 아래의 [수학식]을 이용하여 상기 GPS 수신기의 자세각을 계산할 수 있다.
[수학식]
여기서, 상기 항공기의 노멀 벡터()는 상기 항공기의 무게 중심을 기준으로 수직 상단을 향하는 벡터로 정의되며, 벡터값은 (0,0,1)임.
또한, 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 선택하는 과정은 상기 GPS 수신기들로부터 입력되는 GPS 신호들 중 GPS 수신기의 자세각이 가장 작은 GPS 수신기의 GPS 신호를 선택할 수 있다.
본 발명의 실시 예에 따르면, 다수의 GPS 수신기를 장착하여 항공 기체의 자세와 무관하게 GPS 신호를 안정적으로 수신하고, GPS 시간 동기화가 가능함으로써 항공기 자세를 유동적으로 제어해야 하는 상황에서도 GPS 동기 신호를 안정적으로 유지할 수 있다.
따라서, 본 발명은 GPS 신호를 기반으로 전술 데이터 링크(LINK-16 등) 통신을 사용하는 전술 체계와 연동이 가능하고, 무장 제어 등에 사용하는 항공 전자 장비에 대한 시간 동기화를 안정적으로 유지시켜 자유로운 비행 중에도 외부와의 원활한 정보 교환이 가능하도록 함으로써 작전 및 임무 수행 능력을 향상시킬 수 있다.
도 1은 종래기술에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 방법을 나타낸 도면.
도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템을 나타낸 도면.
도 3은 본 발명에 따른 다중 GPS 수신기 모듈의 GPS 수신기가 장착된 위치를 나타낸 도면.
도 4는 항공기의 자세 각도롤 나타낸 도면.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 방법을 나타낸 흐름도.
도 6은 GPS 수신기 방향 벡터 및 항공기 노멀 벡터를 나타낸 도면.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예들을 상세히 설명하기로 한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시 예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 발명의 실시 예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 도면상에서 동일 부호는 동일한 요소를 지칭한다.
도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템을 개략적으로 나타낸 도면이고, 도 3은 본 발명에 따른 다중 GPS 수신기 모듈의 GPS 수신기가 장착된 위치를 나타낸 도면이고, 도 4는 항공기의 자세 각도롤 나타낸 도면이다.
도 2 및 도 4를 참조하면, 본 발명의 실시 예에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템은 다중 GPS 수신기 모듈(11)과, 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)과, 클럭 신호 생성 모듈(13)과, EGI 항법 장치(14)와, 데이터 저장/관리 장치(15)를 포함한다.
다중 GPS 수신기 모듈(11)은 도 3과 같이, 항공기(10)의 상하좌우에 각각 하나씩 개별적으로 장착된 복수 개의 GPS 수신기를 포함한다. 각 GPS 수신기는 GPS 위성(20)으로부터 GPS 신호를 수신할 수 있는 GPS 수신 안테나를 포함한다. 이러한 다중 GPS 수신기 모듈(11)은 복수 개의 GPS 수신기가 상공의 GPS 위성(20)을 향하도록 항공기(10)의 상하좌우에 각각 하나씩 장착됨에 따라 항공기(10)가 유동적으로 비행하는 상황에서도 GPS 위성(20)으로부터 GPS 신호를 안정적으로 수신할 수 있다.
다중 GPS 신호 분석 모듈(12)은 EGI 합법 장치(14)와 데이터 저장/관리 장치(15)와 각각 연동하여 GPS 신호 분석에 필요한 데이터, 예를 들어 항공기의 자세 정보와 GPS 수신기의 장착 정보(위치/방향)를 수신받고, 수신받은 데이터를 이용하여 다중 GPS 수신기 모듈(11)로부터 입력되는 GPS 신호들 중에서 항공기(10)의 최상단을 향하고 있는 GPS 신호를 선택한 후 분석하여 1pps GPS 동기 신호를 생성한다.
도 2와 같이, 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)은 다중 GPS 신호 스위치(121)와, GPS 신호 분석기(122)와, 제1 및 제2 메타 데이터 제공부(123, 124)를 포함할 수 있다.
다중 GPS 신호 스위치(121)는 GPS 시간 동기화에 사용되는 GPS 기준 신호를 선별하는 기능을 수행한다. 다중 GPS 신호 스위치(121)는 다중 GPS 수신기 모듈(11)로부터 GPS 신호를 입력받고, 제1 및 제2 메타 데이터 제공부(123, 124)로부터 항공기의 자세 정보와 GPS 수신기의 장착 정보(위치/방향)를 제공받아 다중 GPS 수신기 모듈(11)로부터 입력되는 GPS 신호들 중에서 항공기의 자세 정보와 GPS 수신기의 장착 정보를 이용하여 항공기(10)의 최상단을 향하고 있는 GPS 신호를 선택한다.
GPS 신호 분석기(122)는 도 2와 같이, 다중 GPS 신호 스위치(121)에서 선택된 GPS 신호(GPS 기준 신호)를 분석하여 가령 1pps GPS 동기 신호를 생성하여 출력한다.
제1 메타 데이터 제공부(123)는 도 2와 같이, EGI 항법 장치(14)와 연동하여 EGI 항법장치(14)로부터 항공기의 자세 정보를 제공받아 다중 GPS 신호 스위치(121)로 제공한다. 제2 메타 데이터 제공부(124)는 데이터 저장/관리 장치(15)와 연동하여 데이터 저장/관리 장치(15)에 저장된 GPS 수신기(항공기에 장착된 GPS 수신기들)의 장착 정보(GPS 위치/방향)를 제공받아 다중 GPS 신호 스위치(121)로 제공한다.
클럭 신호 생성 모듈(13)은 GPS 신호 분석기(122)로부터 제공되는 GPS 동기 신호를 기준으로 항공 전자 장비(30)에서 필요한 클럭 신호를 생성한다. 예를 들어, 클럭 신호 생성 모듈(13)은 디지털 PLL(Phase-Locked Loop)를 구비하여 입력되는 GPS 동기 신호와 출력되는 클럭 신호 간의 주파수 위상 오차를 최소화할 수도 있다.
EGI 항법 장치(14)는 자이로와 같은 관성 센서들을 이용하여 도 3에서와 같이, 항공기의 자세(Roll, Yaw, Pitch) 정보를 생성하고, 생성된 항공기의 자세 정보를 도 2와 같이, 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)의 다중 GPS 신호 스위치(121)로 제공한다.
데이터 저장/관리 장치(15)는 항공기의 운용 데이터를 저장 및 관리한다. 데이터 저장/관리 장치(15)는 항공 전자 장비들(30)에 탑재될 수 있다. 상기 항공기의 운용 데이터에는 GPS 수신기의 장착 정보(위치/방향)를 포함한다. 데이터 저장/관리 장치(15)는 저장된 GPS 수신기 장착 정보를 다중 GPS 신호 스위치(121)로 제공한다.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 방법을 나타낸 흐름도이고, 도 6은 GPS 수신기 방향 벡터 및 항공기 노멀 벡터를 나타낸 도면이다.
본 발명의 실시 예에 따른 항공기의 GPS 시간 동기화 방법은 도 2에 나타낸 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템 내에서 구현될 수 있으며, 5를 참조하여 설명한다.
도 2 및 도 5를 참조하면, 항공기(10)에 장착된 GPS 수신기들의 장착 정보(위치/방향)를 조회한다(S1). GPS 수신기들의 장착 정보 조회는 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)을 통해 이루어진다. 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)의 제2 메타 데이터 제공부(124)는 데이터 저장/관리 장치(15)에 저장된 GPS 수신기의 장착 정보를 읽어온다. GPS 수신기의 장착 정보는 GPS 수신기의 위치 정보와 방향 정보를 포함하고, GPS 수신기의 방향 정보는 항공기의 기체 중심을 원점으로 하는 3차원 벡터로 구성된다.
이어서, 항공기(10)의 자세 정보를 조회한다(S2). 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)의 제1 메타 데이터 제공부(123)는 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)과 연동하는 EGI 항법 장치(14)로부터 항공기(10)의 자세 정보를 제공받아 조회한다. 이때, 항공기(10)의 자세 정보는 도 4에 나타낸 바와 같이, 항공기의 자세각을 포함하고, 항공기의 자세각은 롤(), 피치(), 요()의 3개의 축으로 이루어진다.
이어서, GPS 수신기들의 방향 회전각을 계산한다(S3). 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)은 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하고, 그 방법은 GPS 수신기의 방향 벡터()를 항공기의 자세각()을 기준으로 3차원 회전을 통해 계산한다. 이때, 3차원 회전에 대한 오일러 계산 공식은 아래의 [수학식 1]과 같다.
이어서, GPS 수신기들의 자세각을 계산한다(S4). 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)은 도 6과 같이, 3차원 회전된 GPS 수신기들의 방향 벡터()와 항공기 노멀 벡터()와의 각()을 아래의 [수학식 2]을 이용하여 계산한다. 항공기 노멀 벡터()는 항공기(10)의 무게 중심을 기준으로 수직 상단을 향하는 벡터로 정의되며, 벡터값은 (0,0,1)이다.
이어서, GPS 신호를 선택한다(S5). 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)은 다중 GPS 신호 스위치(121)를 통해 GPS 수신기들로부터 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)로 입력되는 GPS 신호들 중 GPS 수신기의 자세각이 가장 작은(최소값) GPS 수신기의 GPS 신호를 선택한다. 자세각이 가장 작은 GPS 수신기는 항공기(10)의 최상단을 향한다. 즉, 다중 GPS 신호 스위치(121)는 입력되는 GPS 신호들 중 GPS 수신기의 자세각이 가장 작은 GPS 수신기로부터 입력되는 GPS 신호를 GPS 기준 신호로 선택하여 출력한다.
이어서, 선택된 GPS 신호를 분석하여 GPS 동기 신호를 생성한다(S6). 예를 들어, 다중 GPS 신호 분석 모듈(12)의 GPS 신호 분석기(122)는 다중 GPS 신호 스위치(121)를 통해 선택된 GPS 기준 신호를 분석하여 1pps 동기 신호를 생성하여 출력한다.
이어서, 생성된 GPS 동기 신호를 이용하여 클럭 신호를 생성한다(S7). 클럭 신호 생성 모듈(13)은 GPS 신호 분석기(122)로부터 1pps GPS 동기 신호를 입력받고, GPS 동기 신호를 기반으로 디지털 PLL(Phase-Locked Loop)과 DAC(Digital Analog Converter)를 통해 항공 전자 장비(30)에서 필요한 클럭 신호를 생성하여 출력한다(S7).
상기에서, 본 발명의 바람직한 실시 예가 특정 용어들을 사용하여 설명 및 도시되었지만 그러한 용어는 오로지 본 발명을 명확하게 설명하기 위한 것일 뿐이며, 본 발명의 실시 예 및 기술된 용어는 다음의 청구범위의 기술적 사상 및 범위로부터 이탈되지 않고서 여러 가지 변경 및 변화가 가해질 수 있는 것은 자명한 일이다. 이와 같이 변형된 실시 예들은 본 발명의 사상 및 범위로부터 개별적으로 이해되어져서는 안 되며, 본 발명의 청구범위 안에 속한다고 해야 할 것이다.
1, 10 : 항공기
2 : GPS 수신기
3 : EGI 항법 장치
4, 30 : 항공 전자 장비
11 : 다중 GPS 수신기 모듈
12 ; 다중 GPS 신호 분석 모듈
13 : 클럭 신호 생성 모듈
14 : EGI 항법 장치
15 : 데이터 저장/관리 장치
20 : GPS 위성
121 : 다중 GPS 신호 스위치
122 : GPS 신호 분석기
123 : 제1 메타 데이터 제공부
124 : 제2 메타 데이터 제공부

Claims (10)

  1. 항공기의 상하좌우에 각각 개별적으로 장착되어 GPS 위성의 GPS 신호를 각각 수신하는 복수 개의 GPS 수신기를 포함하는 다중 GPS 수신기 모듈;
    상기 항공기의 자세 정보를 생성하는 EGI(Embedded GPS/INS) 항법 장치;
    상기 GPS 수신기의 장착 정보를 저장 관리하는 데이터 저장/관리 장치;
    상기 EGI 항법 장치와 상기 데이터 저장/관리 장치로부터 상기 항공기의 자세 정보와 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 제공받고, 상기 항공기의 자세 정보와 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 토대로 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 다중 GPS 신호 분석 모듈; 및
    상기 다중 GPS 신호 분석 모듈에서 생성된 GPS 동기 신호를 이용하여 항공 전자 장비에서 필요한 클럭 신호를 생성하여 상기 항공 전자 장비로 출력하는 클럭 신호 생성 모듈;을 포함하고,
    상기 다중 GPS 신호 분석 모듈은 상기 GPS 수신기의 장착 정보와 상기 항공기의 자세 정보를 이용하여 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하되, 상기 GPS 수신기의 방향 벡터()를 상기 항공기의 자세각()을 기준으로 3차원 회전을 통해 아래 [수학식 1]과 같은 오일러 공식을 이용하여 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하며,
    상기 다중 GPS 신호 분석 모듈은 3차원 회전된 GPS 수신기들의 방향 벡터()와 상기 항공기의 노멀 벡터()와의 각()을 아래의 [수학식 2]을 이용하여 상기 GPS 수신기의 자세각을 계산하는 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템.
    [수학식 1]

    [수학식 2]

    여기서, 상기 항공기의 노멀 벡터()는 상기 항공기의 무게 중심을 기준으로 수직 상단을 향하는 벡터로 정의되며, 벡터값은 (0,0,1)임.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 다중 GPS 신호 분석 모듈은 상기 GPS 수신기들로부터 입력되는 GPS 신호들 중 GPS 수신기의 자세각이 가장 작은 GPS 수신기의 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 다중 GPS 신호 분석 모듈은,
    상기 EGI 항법 장치로부터 상기 항공기의 자세 정보를 제공받는 제1 메타 데이터 제공부;
    상기 데이터 저장/관리 장치로부터 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 제공받는 제2 메타 데이터 제공부;
    상기 항공기의 자세 정보와 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 토대로 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 선택하는 다중 GPS 신호 스위치; 및
    상기 다중 GPS 신호 스위치를 통해 선택된 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 GPS 신호 분석기;
    를 포함하는 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 시스템.
  6. 항공기의 상하좌우에 각각 개별적으로 장착되어 GPS 위성의 GPS 신호를 각각 수신하는 복수 개의 GPS 수신기의 장착 정보와 상기 항공기의 자세 정보를 제공받는 과정;
    상기 항공기의 자세 정보와 상기 GPS 수신기의 장착 정보를 토대로 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 과정; 및
    생성된 GPS 동기 신호를 이용하여 항공 전자 장비에서 필요한 클럭 신호를 생성하는 과정;을 포함하고,
    상기 GPS 동기 신호를 생성하는 과정은,
    상기 GPS 수신기의 장착 정보와 상기 항공기의 자세 정보를 이용하여 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하는 과정;
    상기 GPS 수신기의 자세각을 계산하는 과정;
    상기 GPS 수신기의 자세각을 이용하여 상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 선택하는 과정; 및
    선택된 GPS 신호를 이용하여 GPS 동기 신호를 생성하는 과정;을 포함하며,
    상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하는 과정은 상기 GPS 수신기의 방향 벡터()를 상기 항공기의 자세각()을 기준으로 3차원 회전을 통해 아래 [수학식 1]과 같은 오일러 공식을 이용하여 상기 GPS 수신기의 방향 회전각을 계산하고,
    상기 GPS 수신기의 자세각을 계산하는 과정은 3차원 회전된 GPS 수신기들의 방향 벡터()와 상기 항공기의 노멀 벡터()와의 각()을 아래의 [수학식]을 이용하여 상기 GPS 수신기의 자세각을 계산하는 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 방법.
    [수학식 1]

    [수학식 2]

    여기서, 상기 항공기의 노멀 벡터()는 상기 항공기의 무게 중심을 기준으로 수직 상단을 향하는 벡터로 정의되며, 벡터값은 (0,0,1)임.
  7. 삭제
  8. 삭제
  9. 삭제
  10. 제 6 항에 있어서,
    상기 GPS 수신기에서 입력되는 GPS 신호 중 어느 하나의 GPS 신호를 선택하는 과정은 상기 GPS 수신기들로부터 입력되는 GPS 신호들 중 GPS 수신기의 자세각이 가장 작은 GPS 수신기의 GPS 신호를 선택하는 다중 GPS 수신기를 이용한 항공기의 GPS 시간 동기화 방법.
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20050046271A (ko) * 2003-11-13 2005-05-18 한국항공우주연구원 다중 안테나를 구비한 위성항법장치에서의 위성신호 선택장치 및 그 방법
KR20060083205A (ko) 2003-09-08 2006-07-20 허니웰 인터내셔널 인코포레이티드 딥 인테그레이션용 ｇｐｓ/ｉｍｕ 클럭 동기화
KR20080048253A (ko) 2006-11-28 2008-06-02 서울통신기술 주식회사 Ｇｐｓ 동기 클럭 발생 방법 및 그 장치
KR20080093524A (ko) 2007-04-17 2008-10-22 삼성전자주식회사 통신 시스템에서 ｇｐｓ 정보를 이용한 시간 동기화 방법및 장치
KR20130044489A (ko) * 2011-10-24 2013-05-03 한국항공우주산업 주식회사 지형 정보 활용 항법 및 그 구동 방법
KR101613594B1 (ko) 2015-09-25 2016-04-19 조용화 Gps 정보를 이용한 시간 동기화 방법 및 장치
KR102229191B1 (ko) * 2019-11-20 2021-03-17 국방과학연구소 방향 탐지 장치를 위한 보정 시스템

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20060083205A (ko) 2003-09-08 2006-07-20 허니웰 인터내셔널 인코포레이티드 딥 인테그레이션용 ｇｐｓ/ｉｍｕ 클럭 동기화
KR20050046271A (ko) * 2003-11-13 2005-05-18 한국항공우주연구원 다중 안테나를 구비한 위성항법장치에서의 위성신호 선택장치 및 그 방법
KR20080048253A (ko) 2006-11-28 2008-06-02 서울통신기술 주식회사 Ｇｐｓ 동기 클럭 발생 방법 및 그 장치
KR20080093524A (ko) 2007-04-17 2008-10-22 삼성전자주식회사 통신 시스템에서 ｇｐｓ 정보를 이용한 시간 동기화 방법및 장치
KR20130044489A (ko) * 2011-10-24 2013-05-03 한국항공우주산업 주식회사 지형 정보 활용 항법 및 그 구동 방법
KR101613594B1 (ko) 2015-09-25 2016-04-19 조용화 Gps 정보를 이용한 시간 동기화 방법 및 장치
KR102229191B1 (ko) * 2019-11-20 2021-03-17 국방과학연구소 방향 탐지 장치를 위한 보정 시스템

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