KR20080086711A - Initial alignment method of inertial navigation system - Google Patents

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Abstract

An initial alignment method of an inertial navigation system is provided to perform an initial alignment within several seconds by using measurement values of an accelerometer only in a vertical state of a vehicle. An initial alignment method of an inertial navigation system comprises the step of detecting an output(404) of an accelerometer; modeling and filtering the output of the accelerator by using a wave function so that a root-mean square error is reduced; calculating a non-alignment angle(418) between a slave inertial navigation system and a master inertial navigation system by using the filtered output of the accelerometer; and carrying out an initial alignment on a vehicle set in a vertical state by using the non-alignment angle and an equivalent linear transformation.

Description

관성항법시스템의 초기정렬 방법{INITIAL ALIGNMENT METHOD OF INERTIAL NAVIGATION SYSTEM}Initial alignment method of inertial navigation system {INITIAL ALIGNMENT METHOD OF INERTIAL NAVIGATION SYSTEM}

도 1은 수평상태 종 관성항법시스템(Slave INS) 및 주 관성항법시스템(Master INS) 사이의 변환관계 구성도.1 is a diagram illustrating a conversion relationship between a horizontal state inertial navigation system (Slave INS) and a master inertial navigation system (Master INS).

도 2는 본 발명의 등가선형변환관계 구성도.2 is an equivalent linear transformation relationship diagram of the present invention.

도 3은 본 발명에 의한 자세계산 과정을 보인 순서도.Figure 3 is a flow chart showing the process of the world in accordance with the present invention.

도 4는 본 발명에 의한 수평상태 비정렬 각 계산 과정을 보인 흐름도.Figure 4 is a flow chart showing a horizontal state misalignment calculation process according to the present invention.

도 5는 본 발명에 의한 가속도계 측정값 필터링 과정을 보인 흐름도.5 is a flowchart illustrating a process of filtering accelerometer measurements according to the present invention.

도 6은 본 발명에 의한 수직상태 비정렬 각 계산 과정을 보인 흐름도.6 is a flowchart illustrating a process of calculating the vertical misalignment angle according to the present invention.

도 7은 본 발명에 의한 수직상태 원샷(One-shot) 정렬 계산 흐름도.7 is a flow chart of a vertical one-shot alignment calculation according to the present invention.

*도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명** Description of the symbols for the main parts of the drawings *

102 : 종 관성항법시스템 110 : 주 관성항법시스템102: longitudinal inertial navigation system 110: main inertial navigation system

402 : 수직상태 종 관성항법시스템 401 : 수평상태 종 관성항법시스템402 vertical longitudinal inertial navigation system 401 horizontal longitudinal inertial navigation system

410 : 수직상태 주 관성항법시스템 411 : 수평상태 주 관성항법시스템410: vertical state inertial navigation system 411: horizontal state inertial navigation system

본 발명은 관성항법시스템에 관한 것으로, 특히 관성항법시스템의 초기정렬 방법 중 원샷(One-shot) 정렬방법에 관한 것이다.The present invention relates to an inertial navigation system, and more particularly, to a one-shot alignment method of an initial alignment method of an inertial navigation system.

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.In general, the initial alignment of the Inertial Navigation System (INS) is to determine the initial position of the vehicle by determining the coordinate transformation matrix between the body coordinate system and the navigation coordinate system based on the inertial or inertial sensor. will be. The accuracy of the initial alignment can have the greatest impact on the navigational error, so it needs to be performed more quickly and accurately.

상기 초기정렬은 대체로 운반체의 정지 상태에서 수행되며, 외부의 보조정보를 사용하는지 여부에 따라 자체정렬(self alignment)과 전달정렬(transfer alignment)로 나뉘어진다. The initial alignment is generally performed in a stationary state of the vehicle, and is divided into self alignment and transfer alignment according to whether external auxiliary information is used.

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.The self-alignment is performed by using the output of inertial sensors (eg, gyro and accelerometer) provided in the carrier, and the transfer alignment inputs auxiliary information from the outside of the carrier when the carrier is in motion or needs a quick alignment. As a method of receiving and performing, the transfer sort includes a one-shot transfer sort using only one instant of external auxiliary information and a continuous transfer sort using continuously.

참고로, 상기 가속도계는 지구 중력을 측정하는 센서이고, 자이로는 지구자전 각속도를 측정하는 센서이다.For reference, the accelerometer is a sensor for measuring the earth's gravity, the gyro is a sensor for measuring the angular rotation of the earth.

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.In the case of self-alignment, the roll / pitch angle can be obtained within a few seconds using the accelerometer measurement, but since the azimuth is obtained using the gyro measurement, the alignment accuracy may depend on the performance of the gyro. In addition, there is a problem that the alignment time requires a lot of time, such as tens of minutes.

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.In addition, the transfer alignment is a method of measuring the initial posture of the navigation system in the vehicle with the help of the precision inertial navigation system provided on the launch pad outside the vehicle. In order to achieve the precision alignment accuracy, the observability of the filter may be increased. The specific movement of the launch pad is required, and thus, considering the movement time of the launch pad, there is a problem that the alignment time takes much longer.

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.As an above method, an optical alignment method has been proposed as a method for solving a conventional problem that requires a long time for alignment, but this method determines the initial posture of the navigation system in a vehicle with the help of a precision inertial navigation system and optical equipment. As a method, a mirror is mounted on one side of the navigation system in the vehicle and additional optical equipment for viewing the mirror is required, and a part of the launch pad needs to be incised. In addition, when a mirror cannot be mounted on one side of the navigation system in the vehicle due to the pressure generated during the launch, the mounting error cannot be measured completely, and thus, there is a problem that precision alignment accuracy cannot be achieved.

즉, 종래에는 수초 내 정밀 정렬정확도를 달성하는 것이 어려우며, 정밀 정렬정확도를 달성하기 위하여 광학장비와 같은 부가적인 장비가 요구되어 시스템이 복잡하게 되는 문제점이 있다.That is, in the prior art, it is difficult to achieve the precision alignment accuracy within a few seconds, there is a problem that additional equipment such as optical equipment is required to achieve the precision alignment accuracy, the system is complicated.

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.In addition, the conventional one-shot alignment method can perform the alignment itself within a few seconds, but it is difficult to estimate the misalignment angle between the precision navigation system and the navigation system in the carrier, and thus, it is difficult to achieve the precision alignment accuracy.

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.Therefore, the present invention has been made to solve the above-mentioned conventional problems, and the method of performing the initial alignment by using the accelerometer measurement value in the vertical state, and to reduce the time to achieve the precision alignment accuracy The purpose is to provide.

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.In order to achieve the above object, the present invention does not use the gyro measurement value in the vertical state of the carrier, and enables the initial alignment within a few seconds using only the accelerometer measurement value, and also performs the alignment using only the accelerometer measurement value in the vertical state. It is characterized by achieving precision accuracy by solving azimuth estimation problem that can occur when performing.

이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부한 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

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. In order to carry out the present invention, a slave inertial navigation system (not shown) is mounted in a carrier (not shown) mounted on a vertical launch pad (not shown) as shown in FIG.
Figure 112007023218456-PAT00001
102, the launch pad is a master inertial navigation system (precision inertial navigation system)
Figure 112007023218456-PAT00002
110 is provided.

상기 운반체의 초기자세는 종 관성항법시스템의 관성측정기 출력 및 발사대에 장착된 정밀 관성항법시스템인 주 관성항법시스템에서 출력되는 자세정보를 이 용하여 구하게 된다. The initial posture of the carrier is obtained by using the inertial measurement output of the longitudinal inertial navigation system and the attitude information output from the main inertial navigation system, which is a precision inertial navigation system mounted on the launch pad.

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.However, there is a mounting misalignment angle between the longitudinal inertial navigation system and the main inertial navigation system. As a result, in the one-shot alignment, the posture information output from the main inertial navigation system is used directly.

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.In addition, for vehicles requiring rapid firing, the inertial navigation system should use only accelerometer readings for rapid alignment, and a filtering method that minimizes the mean square error to reduce the accelerometer measurement errors. Accordingly, the present invention provides a method for estimating the singularity and mounting misalignment angle for rapid alignment that occurs during the calculation of the attitude when the vehicle is in a vertical state.

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.In general, the main inertial navigation system applied to the vertical launch pad can be classified into two types according to the method of providing the attitude information: a system that provides the attitude information as a quaternion and a system that outputs only the Euler angle.

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. In the case of a system that provides attitude information to the quaternion, the main inertial navigation system can be mounted on the launch pad in the same way as the longitudinal inertial navigation system, but in the case of a system that outputs the attitude information only at Euler angle, It cannot be mounted in the same way as the inertial navigation system. The reason is that when the launch pad is in the upright position, the problem of singularity is caused by the magnetic world mountain of the main inertial navigation system.

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.Therefore, in order to use the attitude information of the main inertial navigation system in both horizontal and vertical states, the launching platform is mounted by rotating the z axis of the main inertial navigation system 90 degrees in a negative direction than the z axis of the longitudinal inertial navigation system. Even when vertical, the singular point navigation system does not cause any singularity problems.

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.The posture transformation matrix (DCM) of the longitudinal inertial navigation system
Figure 112007023218456-PAT00003
The attitude transformation matrix (DCM) of the main inertial navigation system
Figure 112007023218456-PAT00004
Assuming that the attitude transformation matrix error due to the mounting misalignment angle between
Figure 112007023218456-PAT00005
) Is as shown in Equation 1 below.

Figure 112007023218456-PAT00006
Figure 112007023218456-PAT00006

비 정렬각은 종 관성항법시스템의 자이로 측정값은 사용하지 않고, 단지 가속도계 출력값 및 주 관성항법시스템에서 출력되는 자세정보를 사용하여 구하게 된다. The non-alignment angle is calculated using the accelerometer output and the attitude information output from the main inertial navigation system without using the gyro measurement of the inertial navigation system.

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. In general, only two angles can be calculated using only accelerometer measurements to calculate attitude. However, since the mounting misalignment angle between the main inertial navigation system and the final inertial navigation system is composed of three angles, the present invention divides the angle into two steps to obtain these angles.

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
Figure 112007023218456-PAT00009
를 구한다.X-axis misalignment angle when the first launch pad is level
Figure 112007023218456-PAT00007
And y-axis misalignment angle
Figure 112007023218456-PAT00008
Obtain Second, the z-axis misalignment angle is applied by applying the equivalent linear transformation technique when the launch pad is in the vertical position.
Figure 112007023218456-PAT00009
Obtain

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.First, when the launch pad is in a horizontal state, the x-axis and y-axis misalignment angles may be measured through the processes of FIGS. 1 and 4. Longitudinal inertial navigation system
Figure 112007023218456-PAT00010
102) and the main inertial navigation system (
Figure 112007023218456-PAT00011
The conversion relationship between the (110) can be described as shown in FIG.

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.When the longitudinal inertial navigation system is in the horizontal state, the roll angle and the pitch angle are calculated using the accelerometer measurement value S104 (S106), and the heading angle of the longitudinal inertial navigation system (
Figure 112007023218456-PAT00012
) Can be obtained in step S118 of FIG. Step S118 is the attitude transformation matrix of the main inertial navigation system.
Figure 112007023218456-PAT00013
To the heading angle of the main inertial navigation system obtained using
Figure 112007023218456-PAT00014
Find by adding here,
Figure 112007023218456-PAT00015
The reason for adding is a reflection of the installation of the z axis of the main inertial navigation system rotated 90 degrees in the negative direction than the z axis of the longitudinal inertial navigation system.

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.Using the obtained values, the attitude transformation matrix error (S126) of the inertial navigation system with respect to the main inertial navigation system in the horizontal state can be obtained as shown in Equation 1, wherein the x-axis misalignment angle
Figure 112007023218456-PAT00016
And y-axis misalignment angle
Figure 112007023218456-PAT00017
Can be found exactly, but the relative z-axis misalignment
Figure 112007023218456-PAT00018
Cannot be accurately obtained. This is because the heading angle of the final inertial navigation system is used as the heading angle. In other words, the z-axis misalignment cannot be measured using only the accelerometer in the horizontal state. Therefore, there is a need for a method capable of measuring the z-axis misalignment angle.

z축 비정렬 각은 발사대가 수직상태에 있을 때 도6에 도시된 바와 같은 과정 을 통해 측정한다.The z-axis misalignment angle is measured through a process as shown in FIG. 6 when the launch pad is in a vertical position.

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.When the launch pad is in a vertical state to obtain a posture using an accelerometer, a singular point problem occurs. In the present invention, as shown in FIG. 2, the problem can be solved by using an equivalent linear transformation technique.

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.The equivalent linear transformation shown in Fig. 2 is a vertical longitudinal inertial navigation system (
Figure 112007023218456-PAT00019
, 402) is a horizontal state inertial navigation system through linear transformation (U)
Figure 112007023218456-PAT00020
, 401), and the vertical state inertial navigation system (
Figure 112007023218456-PAT00021
410 denotes a horizontal state inertial navigation system through a linear transformation (W).
Figure 112007023218456-PAT00022
, 411).

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.Also, the unaligned posture transformation matrix in the vertical state (
Figure 112007023218456-PAT00023
) Is the horizontal unaligned posture transformation matrix (
Figure 112007023218456-PAT00024
Assuming you know)
Figure 112007023218456-PAT00025
,
Figure 112007023218456-PAT00026
) Can be obtained as shown in Equation 2 below. This results in an unaligned attitude transformation matrix between the longitudinal inertial navigation system and the primary inertial navigation system transformed horizontally using the equivalent linear transformation method.
Figure 112007023218456-PAT00027
) Can be found, the attitude error in the vertical state
Figure 112007023218456-PAT00028
It is possible to obtain.

Figure 112007023218456-PAT00029
Figure 112007023218456-PAT00029

또한 이러한 원리를 이용하여 z축 비정렬 각 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.Also, using this principle, the z-axis misalignment angle Can be obtained as follows. Vertical longitudinal inertial navigation system
Figure 112007023218456-PAT00031
, 402), the horizontal inertia navigation system converted to horizontal
Figure 112007023218456-PAT00032
, 401), wherein the converted matrix is shown in Equation 3.

Figure 112007023218456-PAT00033
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. The horizontally transformed matrix equation 3 is composed of a roll angle, a pitch angle, and a heading angle obtained in step S304 of FIG. 6. The calculated roll and pitch angles are calculated using the accelerometer output of the longitudinal inertial navigation system as follows.

수직상태에서 가속도계의 출력(S404)은 다음 수학식4 와 같다.The output (S404) of the accelerometer in the vertical state is as shown in Equation (4).

Figure 112007023218456-PAT00034
Figure 112007023218456-PAT00034

수학식3 및 수학식4를 이용하면 수평으로 변환된 좌표계의 가속도계 출력은 수학식5와 같다. Using equations (3) and (4), the accelerometer output of the horizontally transformed coordinate system is shown in equation (5).

Figure 112007023218456-PAT00035
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.By using Equation 5, the roll angle converted horizontally (
Figure 112007023218456-PAT00036
, S406) and pitch angle (
Figure 112007023218456-PAT00037
, S406 may be obtained as in Equation 6 and Equation 7, respectively.

Figure 112007023218456-PAT00038
Figure 112007023218456-PAT00038

Figure 112007023218456-PAT00039
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. Also, the converted heading angle (
Figure 112007023218456-PAT00040
(S304) is a horizontally transformed main inertial navigation system obtained by using the vertical state inertial navigation system attitude information and attitude transformation matrix.
Figure 112007023218456-PAT00041
To obtain.

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.Posture transformation matrix of horizontal navigation system transformed horizontally using three angles
Figure 112007023218456-PAT00042
S308) is obtained. Where the vertical state inertial navigation system (
Figure 112007023218456-PAT00043
Main inertial navigation system transformed horizontally from S410
Figure 112007023218456-PAT00044
)silver
Figure 112007023218456-PAT00045
It has a transformation matrix of.

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.Obtained above
Figure 112007023218456-PAT00046
Posture transformation matrix of horizontal and horizontally transformed longitudinal inertial navigation system
Figure 112007023218456-PAT00047
Use the unaligned posture transformation matrix (
Figure 112007023218456-PAT00048
) Is obtained as shown in Equation 8.

Figure 112007023218456-PAT00049
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. Z-axis misalignment angle from Equation (8)
Figure 112007023218456-PAT00050
And y-axis misalignment angle
Figure 112007023218456-PAT00051
Can be found exactly, but the x-axis misalignment angle
Figure 112007023218456-PAT00052
Cannot be accurately obtained. The reason is that the heading angle of the converted longitudinal inertial navigation system is received from the converted primary inertial navigation system. However, as described earlier, the x-axis misalignment angle can be accurately calculated when in the horizontal state, so that the misalignment angle between the main inertial navigation system and the inertial navigation system can be accurately measured.

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.As described above, the unaligned angles of the inertial navigation system with respect to the main inertial navigation system were obtained by dividing into two stages. Using this value and Equation 2, the non-alignment angle of the vertical state in step S418 of FIG. 7 can be obtained as Equation 9 below.

Figure 112007023218456-PAT00053
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. In addition, the equation 9 and the attitude transformation matrix of the vertical state inertial navigation system (
Figure 112007023218456-PAT00054
), The initial posture of the guided missile, which is the attitude of the vertical longitudinal inertial navigation system, is expressed by Equation 10.

Figure 112007023218456-PAT00055
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. The above result is the attitude transformation matrix error obtained using the equivalent linear transformation technique.
Figure 112007023218456-PAT00056
And the posture transformation matrix received in real time from the main inertial navigation system
Figure 112007023218456-PAT00057
) Means that the initial position of the inertial navigation system in the carrier can be obtained in the vertical position.

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.In addition, by applying the equivalent linear transformation technique, the ratio between the main inertial navigation system and the final inertial navigation system using the main inertial navigation system attitude information and the inertial navigation system accelerometer measurement is not used. This means that the alignment angle can be measured accurately.

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.Since the above-described method uses only the accelerometer for alignment, the alignment speed is fast and the accuracy is improved. In addition, in addition to the calculation method by applying the above method, the misalignment angle calculation has an effect of enabling horizontal and vertical state misalignment calculations using a zero speed correction method to reduce posture errors.

수직 발사대에서 발사 전에 수행되는 등가선형변환기법을 적용한 원샷(One-shot) 정렬 방법을 도7을 참조하여 설명하면 다음과 같다. A one-shot alignment method using the equivalent linear transformation method performed before the launch in the vertical launch pad will be described with reference to FIG. 7.

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. Vertical Constant Inertial Navigation System Using the Equivalent Linear Transform Method
Figure 112007023218456-PAT00058
402) longitudinal inertial navigation system
Figure 112007023218456-PAT00059
, 401, and the converted roll angle and pitch angle S406 using the accelerometer information are obtained as in Equations 6 and 7, respectively.

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.And the non-alignment angle between the main inertial navigation system and the final inertial navigation system (S418) and the vertical state inertial navigation system (
Figure 112007023218456-PAT00060
, 410) and a longitudinal inertial navigation system transformed horizontally using a transformation matrix (U)
Figure 112007023218456-PAT00061
The posture transformation matrix S 426 is obtained from Equation 11 below.

Figure 112007023218456-PAT00062
Figure 112007023218456-PAT00062

변환된 좌표계에서 헤딩각(

Figure 112007023218456-PAT00063
)은 수학식11로 부터 구할 수 있다. Heading angle in the transformed coordinate system (
Figure 112007023218456-PAT00063
) Can be obtained from Equation (11).

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.In this case, the attitude transformation matrix error (
Figure 112007023218456-PAT00064
), The z-axis misalignment angle need not be accurate. The initial posture in the horizontally converted state can be obtained from the horizontally converted roll angle, the pitch angle, and the heading angle. The initial quaternion converted horizontally in step S430 of FIG. 7 is obtained by using the obtained initial posture. You can get it as 12.

Figure 112007023218456-PAT00065
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. Therefore, in order to obtain the actual vehicle attitude, Equation 12 should be converted to the initial quaternion in the vertical state. The posture when the carrier is vertical using the equivalent linear transformation method of FIG.

Figure 112007023218456-PAT00066
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. The transformation matrix U is the same physical quantity as the y-axis is rotated 90 degrees, and the vertical quaternion which is the actual vehicle attitude obtained in step S436 by repeating step S432 of FIG.
Figure 112007023218456-PAT00067
Is converted to quaternion and is calculated as shown in Equation 14 below.

Figure 112007023218456-PAT00068
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. Equation 14 is a result of the one-shot alignment performed on the vertical vehicle, and becomes an initial quaternion indicating an initial posture. Further, using Equation 14, the attitude transformation matrix of the vertical state inertial navigation system of step S434 of FIG.
Figure 112007023218456-PAT00069
) Is easily available.

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.As described above, the present invention enables the alignment to be performed in the vertical state using only the accelerometer information through the equivalent linear transformation technique, thereby achieving precise alignment accuracy and performing the alignment quickly. In addition, since the initial postures are all obtained based on quaternions, it can be seen that it is a more suitable method of self-world production in the vertical state.

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.In addition, in the related art, there is a problem that an error of a posture calculated in real time may increase instantaneously due to vibration of a vehicle equipped with a launch pad or inherent errors included in an accelerometer. Likewise, the accelerometer's output can be pre-filtered.

상술한 방법은 가속도계 출력을 수학식15와 같이 하나의 파동 프로세스(wave process)로 가정하고, 가속도계 출력을 통계적으로 처리하며, 그 값을 실시간으로 추정하여 사용하는 기법이다. The above-described method assumes that the accelerometer output is a wave process as shown in Equation 15, statistically processes the accelerometer output, and estimates and uses the value in real time.

가격함수는 수학식16과 같이 평균자승오차(Mean Square Error)로 설정하고, 평균자승오차를 최소화하도록

Figure 112007023218456-PAT00070
및
Figure 112007023218456-PAT00071
값을 실시간으로 추정하여 사용하게 된다.Set the price function to Mean Square Error as shown in Equation 16, and minimize the mean square error.
Figure 112007023218456-PAT00070
And
Figure 112007023218456-PAT00071
The value is estimated and used in real time.

Figure 112007023218456-PAT00072
Figure 112007023218456-PAT00072

Figure 112007023218456-PAT00073
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. here
Figure 112007023218456-PAT00074
Is the accelerometer measurement before filtering in step S204 of FIG.
Figure 112007023218456-PAT00075
Time,
Figure 112007023218456-PAT00076
And
Figure 112007023218456-PAT00077
Are random variables,
Figure 112007023218456-PAT00078
Is the accelerometer output after filtering in step S208.

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. Accordingly, in order to minimize the mean square error in step S206 of FIG.
Figure 112007023218456-PAT00079
And
Figure 112007023218456-PAT00080
After recalculating the values by substituting them into Equation 15, the accelerometer output values that can be used for alignment in real time as in steps S208 and S210 are obtained as in Equation 17 below.

Figure 112007023218456-PAT00081
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.Filtered Accelerometer Output
Figure 112007023218456-PAT00082
The posture was calculated as shown in FIG. 3 using S210, and the calculated posture was used for one-shot alignment. In particular, the postures calculated in steps S106 and S406 are again calculated as moving averaged postures S108 and S408 by applying a moving window. Here, the moving window is a method of determining the number of accelerometer measurement values used for filtering and moving them one by one. The filtered technique minimizes instantaneous errors due to accelerometer characteristics, thereby reducing alignment errors and improving convergence time.

이상, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조로 설명하였다. In the above, preferred embodiments of the present invention have been described with reference to the accompanying drawings.

여기서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니되며, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. Here, the terms or words used in the present specification and claims should not be construed as being limited to the common or dictionary meanings, but should be interpreted as meanings and concepts corresponding to the technical spirit of the present invention.

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.Therefore, the embodiments described in the specification and the drawings shown in the drawings are only the most preferred embodiment of the present invention, and do not represent all of the technical idea of the present invention, which can be replaced at the time of the present application It should be understood that there may be various equivalents and variations.

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.As described above, the present invention has the effect of enabling the initial alignment to be performed using the accelerometer measurement in the vertical state, and to shorten the time to achieve the precision alignment accuracy.

Claims (7)

가속도계 출력을 검출하는 단계와;Detecting an accelerometer output; 상기 가속도계 출력을 파동함수로 모델링하고 필터링하여 평균자승오차를 감소시키는 단계와;Modeling and filtering the accelerometer output as a wave function to reduce the mean square error; 상기 필터링된 가속도계 출력을 이용하여 종 관성항법시스템과 주 관성항법시스템 사이의 비정렬 각을 구하는 단계와;Using the filtered accelerometer output to obtain a misalignment angle between the longitudinal inertial navigation system and the main inertial navigation system; 상기 비정렬 각 및 등가선형변환을 이용해 수직상태 운반체의 초기 정렬을 수행하는 단계를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.And performing an initial alignment of the vertical carrier using the misalignment angle and the equivalent linear transformation. 제1항에 있어서, 상기 주 관성항법시스템의 자세정보를 수평 및 수직상태에서 모두 사용하기 위하여, 주 관성항법시스템의 z축을 종 관성항법시스템의 z축보다 음의 방향으로 90도 회전시킴으로써, 발사대가 수직이 되어도 주 관성항법시스템에서 특이점 문제가 발생하지 않도록 하는 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.The launch pad according to claim 1, wherein the z axis of the main inertial navigation system is rotated 90 degrees in a negative direction than the z axis of the longitudinal inertial navigation system in order to use the attitude information of the main inertial navigation system in both horizontal and vertical states. Initial alignment method of the inertial navigation system, characterized in that the singular point problem does not occur in the main inertial navigation system even if the vertical. 제1항에 있어서, 상기 비정렬각은,The method of claim 1, wherein the misalignment angle, 발사대가 수평상태에 있을 때 x축 비정렬 각
Figure 112007023218456-PAT00083
및 y축 비정렬 각
Figure 112007023218456-PAT00084
를 구하 는 단계와; X-axis misalignment angle when the launch pad is level
Figure 112007023218456-PAT00083
And y-axis misalignment angle
Figure 112007023218456-PAT00084
Obtaining a step; 발사대가 수직상태에 있을 때 등가선형변환을 통해 z축 비정렬 각
Figure 112007023218456-PAT00085
를 구하는 단계로 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.Z-axis misalignment angle with equivalent linear transformation when the launch pad is in vertical position
Figure 112007023218456-PAT00085
Initial sorting method of the inertial navigation system, characterized in that consisting of the steps of obtaining. 제3항에 있어서, 상기 비정렬 각은,The method of claim 3, wherein the misalignment angle, 종 관성항법시스템이 수평상태에 있을 때 가속도계 측정값을 이용하여 롤각 및 피치각을 계산하고, 주 관성항법시스템에서 출력되는 헤딩각을 사용하여 산출하는 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.An initial alignment method of an inertial navigation system, wherein the roll angle and pitch angle are calculated using accelerometer measurements when the longitudinal inertial navigation system is in a horizontal state, and the heading angle output from the main inertial navigation system is calculated. 제3항에 있어서, 상기 비 정렬각은, The method of claim 3, wherein the non-alignment angle, 영속도 보정방법을 이용하여 수평 및 수직상태 비정렬 각을 산출하는 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.An initial alignment method of an inertial navigation system, characterized by calculating horizontal and vertical misalignment angles using a zero speed correction method. 제1항에 있어서, 상기 필터링 단계는,The method of claim 1, wherein the filtering step, 가속도계 측정값을 시간에 대하여 1차 혹은 고차항의 파동 함수로 모델링하고 평균자승오차를 최소화하는 단계와;Modeling the accelerometer measurements as a wave function of first or higher order terms with respect to time and minimizing the mean square error; 가속도계 출력으로부터 파동함수 계산에서 이동 윈도우를 적용하여 필터링하는 단계를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.An initial alignment method of an inertial navigation system, characterized by comprising the step of applying a moving window in the wave function calculation from the accelerometer output. 제1항에 있어서, 상기 등가선형변환은,The method of claim 1, wherein the equivalent linear transformation, 수직상태에서 종 항법시스템의 축을 수평으로 변환하여 가속도계 측정값으로부터 수평 변환된 롤 각 및 피치각을 구하는 단계와;Translating the axis of the longitudinal navigation system horizontally in a vertical state to obtain a horizontally converted roll angle and pitch angle from the accelerometer measurements; 주 항법시스템으로부터 수평 변환된 헤딩각을 구하는 단계를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 하는 관성항법시스템의 초기정렬 방법.An initial alignment method of an inertial navigation system, comprising the step of obtaining a horizontally transformed heading angle from a main navigation system.
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