KR20110080394A - 비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템 - Google Patents

비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템 Download PDF

Info

Publication number
KR20110080394A
KR20110080394A KR1020100000580A KR20100000580A KR20110080394A KR 20110080394 A KR20110080394 A KR 20110080394A KR 1020100000580 A KR1020100000580 A KR 1020100000580A KR 20100000580 A KR20100000580 A KR 20100000580A KR 20110080394 A KR20110080394 A KR 20110080394A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
error
pseudorange
inertial
satellite
speed
Prior art date
Application number
KR1020100000580A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101107219B1 (ko
Inventor
유해성
유기정
이윤선
박흥원
Original Assignee
국방과학연구소
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020100000580A priority Critical patent/KR101107219B1/ko
Publication of KR20110080394A publication Critical patent/KR20110080394A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101107219B1 publication Critical patent/KR101107219B1/ko

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/18—Stabilised platforms, e.g. by gyroscope
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
    • G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
    • G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/20—Integrity monitoring, fault detection or fault isolation of space segment

Abstract

본 발명은 비행체의 항법 분야에 대한 것이다.
본 발명에 따른 항법 시스템은, 고도를 측정하여 출력하는 기압고도계, 복수 개의 위성들로부터 신호를 수신하는 위성항법장치; 상기 위성항법장치는 각각의 신호에 기반하여 복수 개의 개별 위성 위치 및 개별 위성 속도를 출력하며, 복수 개의 제1 의사거리를 출력하고, 관성측정 및 관성항법 계산을 수행하는 관성항법장치; 상기 관성항법장치는 상기 개별 위성 위치, 상기 개별 위성 속도 및 상기 고도를 입력받고, 상기 관성항법장치는 상기 관성측정된 값을 상기 입력에 기반하여 제2 의사거리로 계산하여 출력하며, 상기 기압-관성 고도를 출력하고, 상기 제1 의사거리 및 상기 제2 의사거리를 사용하여 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세를 보정하여 출력하는 관성항법장치 필터를 포함하고, 상기 관성항법장치 필터는 상기 복수 개의 제1 의사거리 중 상기 기압-관성고도와 상기 보정하여 출력된 위치 중 수평축 값을 사용한 무결성검증을 만족한 것만을 상기 필터 오차 보정에 사용하는 것을 특징으로 한다.

Description

비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템 {METHOD FOR NAVIGATION OF AN AIRCRAFT, INTERTIAL NAVIGATION SYSTEM FILTER USING THE SAME, AND NAVIGATION SYSTEM USING THE SAME}
본 발명은 비행체의 항법 분야에 대한 것이다.
관성항법장치는 일반적으로 항공기 및 유도무기 시스템의 주 항법장치로 사용된다. 상기 관성항법장치는 항체의 위치(수평축 및 수직축), 속도 및 자세를 연속적으로 제공할 수 있다. 그러나 관성항법장치의 특성상 상기 수직축 위치는 기하급수적으로 발산하게 된다. 따라서 정확한 위치의 측정을 위해, 상기 수직축 위치는 기압고도계를 이용하여 보정되고, 상기 수평축 위치는 위성항법장치를 이용하여 보정된다.
각각의 GPS 위성은 위성의 상태 정보, 위성에 탑재된 시계의 시각 및 오차, 궤도 정보와 이력(almanac), 천체력(ephemeris), 오차 보정을 위한 계수 등을 포함하는 항법 메시지(navigation message)를 주기적으로 방송한다. 상기 위성항법장치는 상기 항법메시지를 수신한다. 상기 위성항법장치는 상기 항법메시지 내의 반송파에 실려 보내진 C/A 코드(coarse/acquisition code)를 감지하여 똑같은 코드를 생성한다. 상기 두 코드의 시간차에 전파의 속도를 곱하여 상기 GPS 위성과 상기 위성항법장치 간의 거리가 구해질 수 있다. 그러나 상기 거리는 실제 전파 경로로 인한 오차, 상기 GPS 위성 및 상기 위성항법장치에 내장된 시계의 오차, 상기 위성항법장치 내부 회로에서 발생하는 오차 등으로 인해 실제의 거리와는 차이가 있을 수 있다. 따라서, 상기와 같은 계산 등을 통해 구해진 거리를 의사거리라고 한다. 또한, 상기 거리의 단위 시간당 변화율을 상기 GPS 위성의 속도라고 볼 수 있다. 상기 위성항법장치는 그 특성상 시간에 따른 누적 오차가 발생하지 않는다.
그러나, 상기와 같이 인공위성으로부터 발생되는 신호를 이용하는 위성항법장치를 응용하기 위해서는 상기 위성항법장치를 사용하는 시스템의 정확성 및 무결성이 보장되어야 한다. 특히 상기 위성항법장치는 재밍(jamming)에 취약한 특성이 있기 때문에, 무결성에 대한 검증(monitoring)이 더욱 강조된다.
무결성을 확보하기 위해 기존에 제시된 방법으로는, 지상감시국(ground monitoring)을 이용하는 방법 및 위성항법장치만의 정보를 이용하는 방법(receiver autonomous integrity monitoring; RAIM)이 있다. 상기의 지상 감시국을 이용하는 방법은 위치가 정확하게 알려진 감시국에서 위성 신호의 이상 유무를 판단하여, 상기 판단에 대한 정보를 위성항법장치에 제공하는 방법을 의미한다. 상기 RAIM은 개별 위성으로부터 얻어지는 여분의 측정치를 이용하는 방법이다. 상기 RAIM에 대해서는 많은 세부 방법들이 제시되어왔다. 그러나 기존에 제시된 RAIM 방법은 위성항법 계산에 필요한 4개의 측정치에 대해서 최소자승법을 반복적으로 수행하는 것을 공통의 특징으로 갖는다. 상기의 특징은 필요한 계산을 하는데 많은 연산을 필요로 하며, 적용 시스템에 따라서 고장의 기준(threshold)을 결정해야 하는 문제가 있다
위성항법장치의 무결성을 확보하는 또 다른 방법으로서, 다른 항법장치와 결합된 시스템을 구성하고, 상기 위성항법장치에 의한 정보가 아닌 다른 추가적인 정보를 이용하는 방법이 있다. 상기와 같은 방법의 주요한 예로, 관성항법장치와 위성항법장치를 통합한 강결합 형태(tightly coupled)의 복합 항법 시스템(integrated INS/GPS)이 있다. 세부적으로, 상기 시스템의 측정치에 대해서 추정치(상태변수)를 이용하는 방법, 추정치의 잉여치를 이용하는 방법 및 측정치의 편차를 이용하는 방법 등이 수행되어, 상기 측정치의 무결성이 확보된다. 그러나, 상기의 방법들은 모두 필터가 추정한 상태변수를 기반으로 무결성을 검증한다. 따라서, 상기 필터의 측정치가 오랜 시간 동안 가용하지 못한 경우에는 필터의 시간 전파(time propagation)만으로 상기 측정치의 무결성을 검증하므로 그 신뢰성이 감소된다.
따라서, 본 발명의 목적은 전술한 문제점들을 해결하는 데에 있다.
구체적으로, 본 발명의 목적은 관성항법장치, 기압고도계 및 위성항법장치를 포함하는 항법 시스템을 구성하는데 있다.
구체적으로 본 발명의 목적은 상기 항법 시스템에 대한 높은 신뢰성을 가진 무결성 검증 방법, 상기 방법을 이용한 관성항법장치 필터 및 관성항법장치 시스템을 제공함에 있다.
본 발명에 따른 항법 시스템은, 고도를 측정하여 출력하는 기압고도계, 복수 개의 위성들로부터 신호를 수신하는 위성항법장치, 상기 위성항법장치는 각각의 신호에 기반하여 복수 개의 개별 위성 위치 및 개별 위성 속도를 출력하며, 복수 개의 제1 의사거리를 출력하고, 관성측정 및 관성항법 계산을 수행하는 관성항법장치, 상기 관성항법장치는 상기 개별 위성 위치, 상기 개별 위성 속도 및 상기 고도를 입력받고, 상기 관성항법장치는 상기 관성측정된 값을 상기 입력에 기반하여 제2 의사거리로 계산하여 출력하며, 상기 기압-관성 고도를 출력하고, 상기 제1 의사거리 및 상기 제2 의사거리를 사용하여 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세를 보정하여 출력하는 관성항법장치 필터를 포함하고, 상기 관성항법장치 필터는 상기 복수 개의 제1 의사거리 중 상기 기압-관성고도와 상기 보정하여 출력된 위치 중 수평축 값을 사용한 무결성검증을 만족한 것만을 상기 필터 오차 보정에 사용하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 관성항법장치는, 상기 이동체의 속도 증분 및 각 증분을 출력하는 관성센서부, 상기 속도 증분 및 각 증분을 입력받아 상기 속도 증분 및 각 증분의 오차를 보상하여 오차가 보상된 속도 증분 및 각 증분을 출력하는 관성센서 오차 보상부 및 관성항법 계산을 수행하는 관성항법방법식 계산기를 포함하고, 상기 관성항법방정식 계산기는 상기 오차가 보상된 속도 증분 및 각 증분, 상기 고도, 상기 개별 위성 위치 및 속도를 입력받아 상기 입력에 기반하여 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세, 상기 제2 의사거리 및 상기 기압-관성 고도를 출력하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 관성센서부는 직교를 이루는 3개의 자이로스코프 및 직교를 이루는 3개의 가속도계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 관성센서부는 상기 관성센서부의 센서가 자체적으로 가지고 있는 오차를 보상하는 시스템 교정부를 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 관성센서부는 상기 관성항법장치 필터로부터 관성센서 오차를 입력받아 상기 관성센서 오차에 기반하여 오차를 보상하는 INS 필터 추정치 교정부를 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 관성항법방정식 계산기는, 상기 오차가 보상된 각 증분과 속도 증분을 입력으로 받아 수평축 위치, 속도 및 자세를 계산하는 수평축 항법계산기 및 상기 수평축 항법계산기가 출력하는 수직축 가속도 및 상기 고도에 기반하여 상기 기압-관성 고도를 출력하는 기압-관성 고도 루프를 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 위성항법장치는, 복수 개의 위성들로부터 신호를 수신하는 트래킹 루프, 상기 트래킹 루프는 상기 신호에 기반하여 상기 복수 개의 개별 위성 위치 및 개별 위성 속도를 출력하며, 복수 개의 제1 의사거리를 계산 및 출력하고, 및 상기 관성항법장치 필터로부터 입력받은 무결성 조건을 만족시키는 제1 의사거리에 기반하여 시계 바이어스 및 드리프트를 계산하여 출력하는 GPS 칼만 필터를 포함하고, 상기 트래킹 루프는 상기 제1 의사거리를 계산할 때, 상기 GPS 칼만 필터로부터 입력받은 상기 시계 바이어스 및 드리프트를 사용하여 상기 제1 의사거리를 보상하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 관성항법장치 필터는, 상기 제1 의사거리를 입력받아, 상기 제1 의사거리에 대해 무결성을 검사하여, 무결성 조건을 만족시키는 무결성 검증된 제1 의사거리를 출력하는 IM 필터 및 상기 제2 의사거리와 상기 무결성 검증된 제1 의사거리의 차분인 측정치를 입력받아, 상기 측정치에 기반하여 위치 오차, 속도 오차, 자세 오차 및 관성센서 오차를 출력하는 마스터 필터를 포함하고, 상기 마스터 필터는 확장된 칼만 필터(extended kalman filter)이며, 상기 관성항법장치는 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세에 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 가해 상기 위치, 속도 및 자세를 보정하여 출력하며, 상기 IM 필터는 상기 기압-관성 고도 및 상기 보정하여 출력된 위치 중 수평축 위치를 기반으로 상기 무결성을 검사하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 무결성 검사는, 상기 제2 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 제2 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 제3 의사거리를 구하고, 상기 제3 의사거리 및 상기 제1 의사거리의 차가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 무결성 검사는, 상기 제2 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 제2 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 제4 의사거리를 구하고, 상기 제4 의사거리 및 상기 제1 의사거리의 차에 공통으로 존재하는 오차의 크기가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 관성항법장치 필터는 위성항법장치 의사거리를 입력받아, 상기 위성항법장치 의사거리에 대해 무결성을 검사하여, 무결성 조건을 만족시키는 무결성 검증된 위성항법장치 의사거리를 출력하는 IM 필터, 관성항법장치 의사거리와 상기 무결성 검증된 위성항법장치 의사거리의 차분인 측정치를 입력받아, 상기 측정치에 기반하여 위치 오차, 속도 오차, 자세 오차 및 관성센서 오차를 출력하는 마스터 필터 및 이동체의 위치, 속도 및 자세를 입력받아, 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세에 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 가해 보정된 위치, 속도 및 자세를 출력하는 가감부를 포함하고, 상기 마스터 필터는 확장된 칼만 필터(extended kalman filter)이며, 상기 IM 필터는 기압-관성 고도 및 상기 보정된 위치 중 수평축 위치를 입력받고, 상기 기압-관성 고도 및 상기 수평축 위치를 기반으로 무결성을 검사하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 무결성 검사는, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 예측된 의사거리를 구하고, 상기 예측된 의사거리 및 상기 위성항법장치 의사거리의 차가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 무결성 검사는, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 예측된 의사거리를 구하고, 상기 예측된 의사거리 및 상기 위성항법장치 의사거리의 차에 공통으로 존재하는 오차의 크기가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 관성항법장치 필터링 방법은, 위성항법장치로부터 위성항법장치 의사거리를 입력받고, 상기 위성항법장치 의사거리에 대해 무결성을 검사하는 단계, 상기 무결성 조건을 만족시키는 무결성 검증된 위성항법장치 의사거리를 추출하는 단계, 관성항법장치로부터 관성항법장치 의사거리를 입력받아 상기 관성항법장치 의사거리를 상기 무결성 검증된 위성항법장치 의사거리와 더하여 측정치를 계산하는 단계, 상기 측정치에 기반하여 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 계산하는 단계, 상기 관성항법장치로부터 이동체의 위치, 속도 및 자세를 입력받아, 상기 위치, 속도 및 자세에 각각 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 더하여 보정된 위치, 속도 및 자세를 계산하는 단계 및 상기 보정된 위치, 속도 및 자세를 출력하는 단계를 포함하고, 상기 무결성 검사는 상기 관성항법장치로부터 입력받은 기압-관성 고도 및 이전 단계에서 계산된 상기 보정된 위치 중 수평축 위치에 기반하고, 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 계산하는 단계는 칼만 필터링에 기반하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 무결성을 검사하는 단계는, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 예측된 의사거리를 구하는 단계 및 상기 예측된 의사거리 및 상기 위성항법장치 의사거리의 차가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 무결성을 검사하는 단계는, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 예측된 의사거리를 구하는 단계 및 상기 예측된 의사거리 및 상기 위성항법장치 의사거리의 차에 공통으로 존재하는 오차의 크기가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명은 관성항법 필터를 통해 출력된 보정된 수평축 위치 및 기압고도계의 측정을 통한 기압-관성 고도를 사용하여 상기 측정치의 무결성을 검증함으로써, 상기 검증의 신뢰성을 향상시킨다.
또한, 본 발명에 있어 상기 관성항법장치 및/또는 상기 위성항법장치의 측정치가 상당 기간 동안 가용하지 못한 경우라도, 상기 기압-관성 고도에 따른 수직축 위치는 상기 기압고도계에 의해 정확하게 유지된다. 따라서, 상기 검증에 필요한 보다 정확한 기준 정보가 만들어질 수 있다.
도 1은 본 발명에 일 실시예에 따른 항법 시스템의 구성도.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따라 IM 필터가 위성-의사거리의 무결성 검사를 수행하는 절차를 도시하는 절차흐름도.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 관성항법장치 시스템의 작동 단계를 도시한 절차흐름도.
본 발명은 관성항법장치, 위성항법장치 및 기압고도계를 사용한 항법 시스템에 적용된다. 그러나 본 발명은 이에 한정되지 않고, 본 발명의 기술적 사상이 적용될 수 있는 전자장치, 제어장치 및 이에 관련된 방법에도 적용될 수 있다.
본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아님을 유의해야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 본 명세서에서 특별히 다른 의미로 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 의미로 해석되어야 하며, 과도하게 포괄적인 의미로 해석되거나, 과도하게 축소된 의미로 해석되지 않아야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 기술적인 용어가 본 발명의 사상을 정확하게 표현하지 못하는 잘못된 기술적 용어일 때에는, 당업자가 올바르게 이해할 수 있는 기술적 용어로 대체되어 이해되어야 할 것이다. 또한, 본 발명에서 사용되는 일반적인 용어는 사전에 정의되어 있는 바에 따라, 또는 전후 문맥상에 따라 해석되어야 하며, 과도하게 축소된 의미로 해석되지 않아야 한다.
또한, 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "구성된다" 또는 "포함한다" 등의 용어는 명세서 상에 기재된 여러 구성 요소들, 또는 여러 단계들을 반드시 모두 포함하는 것으로 해석되지 않아야 하며, 그 중 일부 구성 요소들 또는 일부 단계들은 포함되지 않을 수도 있고, 또는 추가적인 구성 요소 또는 단계들을 더 포함할 수 있는 것으로 해석되어야 한다.
또한, 본 명세서에서 사용되는 제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성 요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성 요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성 요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성 요소도 제1 구성 요소로 명명될 수 있다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 유사한 구성 요소는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 본 발명의 사상을 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일뿐, 첨부된 도면에 의해 본 발명의 사상이 제한되는 것으로 해석되어서는 아니됨을 유의해야 한다. 본 발명의 사상은 첨부된 도면외에 모든 변경, 균등물 내지 대체물에 까지도 확장되는 것으로 해석되어야 한다.
도 1은 본 발명에 일 실시예에 따른 항법 시스템의 구성도이다.
상기 항법 시스템은 관성항법장치(100), 기압고도계(barometric altimeter)(200), 위성항법장치(global positioning system; GPS)(300) 및 관성항법장치 필터(400)를 포함한다.
아래에서, 상기 항법 시스템의 구성요소에 대해 설명한다.
상기 기압고도계(200)는 기압을 측정하여 이를 바탕으로 고도(수직축 위치)를 계산하여 출력한다.
상기 위성항법장치(300)는 복수(N) 개의 위성들로부터 신호를 수신한다. 상기 위성항법장치(300)는 상기 N개의 신호들 각각에 기반하여 상기 N개의 위성들 각각의 위치와 속도를 출력한다. 또한 상기 위성항법장치(300)는 상기 N개의 신호들 각각에 기반하여 N개의 상기 의사거리 및 의사거리 변화율(이하 '위성-의사거리'로 간략하게 표시한다)을 계산하여 출력한다.
상기 관성항법장치(100)는 이동체의 관성을 측정하여 관성항법 계산을 수행한다. 상기 관성항법장치(100)는 상기 위성항법장치(300)로부터 상기 위성들의 위치와 속도를 입력받고, 상기 기압고도계(200)로부터 고도를 입력받아, 상기 위성들의 위치와 속도 및 상기 고도를 상기 계산에 사용한다. 상기 관성항법장치(100)는 상기 계산의 결과로 얻어진 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세를 출력한다. 또한 상기 관성항법장치(100)는 상기 계산을 기반으로 상기 관성항법장치(100)의 의사거리 및 의사거리 변화율(이하 '관성-의사거리'로 간략하게 표시한다)을 출력하며, 기압-관성(baro-inertial) 고도를 출력한다.
상기 관성항법장치 의사거리는 상기 이동체의 위치, 속도 및 상기 위성들 각각의 위치, 속도를 포함한다.
상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 관성항법장치(100)로부터 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세와 상기 관성-의사거리를 입력받으며, 상기 위성항법장치로부터 상기 N개의 위성-의사거리를 입력받는다. 상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 관성-의사거리 및 상기 위성-의사거리에 기반하여 상기 위치, 속도 및 자세를 보정한다. 상기 보정후, 상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 보정된 위치, 속도 및 자세를 출력한다.
상기 관성항법장치 필터는 상기 N개의 위성-의사거리에 대해 무결성 검사를 수행하여 그 중 무결성 조건을 만족시키는 위성-의사거리만을 상기 보정에 사용한다. 상기 무결성 검사를 위해 상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 관성항법장치(100)로부터 상기 기압-관성 고도를 입력받는다. 상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 기압-관성 고도 및 상기 보정된 위치 중 수평축 위치 값에 기반하여 상기 무결성 검사를 수행한다. 상기 무결성 검사의 결과 K개의 위성-의사거리가 상기 무결성 조건을 만족시키지 못할 경우, 상기 무결성 조건을 만족시키는 N-K 개의 위성-의사거리만이 상기 보정에 사용된다.
상기 관성항법장치(100)는 아래의 설명과 같이 구성될 수 있다.
상기 관성항법장치(100)는 관성센서부(110), 관성센서 오차 보상부(120) 및 관성항법방정식 계산기(130)를 포함할 수 있다.
상기 관성센서부(110)는 상기 이동체의 속도 증분 및 각 증분을 출력한다.
상기 관성센서부(110)는 직교를 이루는 3개의 자이로스코프(gyroscope) 및 직교를 이루는 3개의 가속도계를 포함할 수 있다. 상기 자이로스코프는 관성좌표계(inertial frame)에 대한 상기 각 증분을 출력하며, 상기 가속도계는 관성 좌표계에 대한 상기 속도 증분을 출력한다. 상기 각 증분 및 상기 속도 증분은 그 특성상 여러 형태의 오차가 포함되어 있다.
상기 관성센서 오차 보상부(120)는 상기 속도 증분 및 상기 각 증분을 입력받아, 상기 값에 대한 오차를 보상하여 오차가 보상된 속도 증분 및 각 증분을 출력한다.
상기 오차 보상부(120)는 시스템 교정부(122)을 포함할 수 있다. 상기 이동체의 운용자 등은 상기 자이로스코프 및 상기 가속도계 등과 같은 센서가 구성되었을 때, 시험 측정 등을 통하여 상기 센서가 자체적으로 가지고 있는 오차를 식별한다. 상기 오차 보상부(120)는 상기 식별된 오차에 기반하여 오차를 보상한다.
상기 오차 보상부(120)는 INS 필터 추정치 교정부(124)를 포함할 수 있다. 상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 보정된 위치, 속도, 자세를 구하기 위해 관성센서의 오차를 추정한다. 상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 관성센서 오차를 상기 INS 필터 추정치 교정부(124)로 출력하고, 상기 INS 필터 추정치 교정부(124)는 상기 관성센서 오차에 기반하여 오차를 보상한다.
상기 관성센서 오차의 구성 요소의 예가 아래의 표 1에 기술되었다.
관성센서 오차의 구성요소
αi : 가속도계 바이어스 (i = x, y, z) 3개
αij : 가속도계 장착 오차 (i 축 가속도계의 j 축에 대한 장착 오차) (i ≠ j) 3개
βi : 자이로 바이어스 (i = x, y, z) 3개
βij : 자이로 장착 오차 (i 축 가속도계의 j 축에 대한 장착 오차) (i ≠ j) 6개
상기 관성센서 오차 보상부(120)는 우선 상기 시스템 교정부(122)에 의한 오차 보상을 하고, 그 결과에 대해 다시 INS 필터 추정치 교정부(124)에 의한 오차 보상을 하는 방식으로 구성될 수 있다.
전술한 오차 보상은 아래와 같이 계산될 수 있다.
시스템 교정부(122)의 가속도계 오차 보상
상기 시스템 교정부(122)에서의 가속도계 오차 보상은 아래의 수학식 1을 사용하여 계산될 수 있다.
Figure pat00001
여기서,
Figure pat00002
는 오차가 포함된 센서축(body frame)에서의 가속도 값이며,
A B 는 참값을 의미한다.
다음, 상기 수학식 1을 단순화하기 위해 아래의 수학식 2와 같은 변형을 가한다.
Figure pat00003
즉,
Figure pat00004
이다.
여기서, 실제 동체 좌표계의 x축을 가속도계의 x축과 일치시키고, 동체 좌표계의 xy 평면은 실제 가속도계의 xy 평면과 동일하게 설정하면 α xy = α xz = α yz = 0이 된다. 이러한 방법으로 비정렬 오차항의 수를 줄일 수 있으며, 이때 참값 A B 는 아래의 수학식 3과 같다.
Figure pat00005
시스템 교정부(122)의 자이로 오차 보상
전술한 시스템 교정부(122)의 가속도계 오차 보상과 같은 방식으로, 자이로 오차 보상은 아래의 수학식 4 및 수학식 5를 사용하여 계산될 수 있다.
Figure pat00006
Figure pat00007
상기 수학식 4 및 상기 수학식 5에서,
Figure pat00008
는 오차가 포함된 센서축에서의 자이로 값이며,
B B 는 참값을 의미한다.
INS 필터 추정치 교정부(124)의 가속도계 오차 보상
상기 시스템 교정부(122)에 의해 오차가 보상된 이후의 상기 INS 필터 추정치 교정부(124)에 의한 가속도계 오차 보상을 설명한다.
척도 계수 오차가 없는 것으로 모델링 되었을 때 보상식은 아래의 수학식 6과 같다.
Figure pat00009
여기서,
I는 상기 관성항법장치 필터(400)에서 설정한 동체 좌표계(body frame)을 의미한다. 이 경우 바이어스 및 비정렬 오차는 상기 동체 좌표계에 대해서 추정한 값이다.
Figure pat00010
는 오차가 포함된 동체 좌표계에서의 가속도 값이며,
A i 는 참값을 의미한다.
아래의 수학식 7을 가정할 경우, 아래의 수학식 8이 성립된다.
Figure pat00011
Figure pat00012
상기 시스템 교정부(122)에서의 센서 축(C frame)과 상기 관성항법장치 필터(400)의 동체 좌표계에 있어, 아래의 수학식 9 및 수학식 10이 성립한다.
Figure pat00013
Figure pat00014
상기 수학식 9 및 상기 수학식 10에서
C c I 는 상기 센서 축으로부터 상기 동체 좌표계로의 좌표변환 행렬이고,
C I C 는 상기 동체 좌표계로부터 상기 센서 축으로의 좌표변환 행렬이며,
Figure pat00015
는 상기 시스템 교정부(122)를 통해 보상된 가속도 값을 의미한다.
INS 필터 추정치 교정부(124)의 자이로 오차 보상
전술한 IMS 필터 추정치 교정부(124)의 가속도계 오차 보상과 같은 방식으로 자이로 오차 보상을 계산할 수 있다. 상기 자이로 오차 보상에 있어, 아래의 수학식 11, 수학식 12, 수학식 13에 따라 수학식 14이 성립한다.
Figure pat00016
Figure pat00017
Figure pat00018
Figure pat00019
상기 수학식 11, 수학식 12, 수학식 13 및 수학식 14에서,
Figure pat00020
는 오차가 포함된 동체 좌표계에서의 가속도 값이며,
B i 는 참값을 의미하며,
Figure pat00021
는 상기 시스템 교정부(122)를 통해 보상된 자이로 값을 의미한다.
상기 관성항법방정식 계산기(130)는 상기 관성센서 오차보상부(120)로부터 상기 오차가 보상된 속도 증분 및 각 증분을 입력받으며, 상기 기압고도계(200)로부터 고도를 입력받고, 상기 위성항법장치(300)으로부터 상기 개별 위성 위치 및 속도를 입력받는다. 상기 관성항법방정식 계산기(130)는 상기 입력들에 기반하여 상기 기압-관성 고도, 상기 관성-의사거리 및 상기 이동체의 위치, 속도, 자세를 출력한다.
상기 관성항법방정식 계산기는 수평축 항법계산기(132) 및 기압-관성 고도 루프(loop)(134)를 포함할 수 있다.
상기 수평축 항법계산기(132)는 상기 (오차가 보상된) 각 증분과 속도 증분을 입력으로 받아 수평축 위치, 속도, 자세를 계산하며, 상기 기압-관성 고도 루프(134)로 수직축 가속도를 출력한다.
상기 기압-관성 고도 루프(134)는 상기 수직축 가속도 및 상기 기압고도계(200)으로부터 입력받은 상기 고도에 기반하여 상기 기압-관성 고도를 출력한다. 상기 기압-관성 고도 루프(134)는 3차 댐핑 루프로 구성될 수 있다.
상기 관성항법장치의 의사거리(
Figure pat00022
) 및 의사거리 변화율(
Figure pat00023
)은 아래의 수학식 15 및 수학식 16에 의해 계산될 수 있다.
Figure pat00024
Figure pat00025
상기 수학식 15 및 수학식 16에서,
x ui , y ui , z ui 는 ECEF(earth centered earth fixed) 좌표계에서의 개별 위성 i의 위치이고,
x ins , y ins , z ins 는 ECEF 좌표계로 변환된 상기 관성항법장치(100)의 위치이며,
h i 는 상기 관성항법장치(100)와 위성 i의 시선 벡터(line-of-sight vector)이고,
h i T 는 상기 시선벡터의 전치 행렬(transpose)이다.
v insi 는 ECEF 좌표계로 변환된 관성항법장치의 속도이며,
v ui 는 ECEF 좌표계에서의 개별 위성 i의 속도이다.
상기 시선 백터는 아래의 수학식 17과 같다.
Figure pat00026
상기 위성항법장치(300)는 아래의 설명과 같이 구성될 수 있다.
상기 위성항법장치는 위성항법장치 코드 & 캐리어 트래킹 루프(GPS code & carrier tracking loop; 이하 트래킹 루프로 간략하게 표시한다)(310) 및 GPS 칼만 필터(GPS kalman filter)(320)를 포함할 수 있다.
상기 트래킹 루프(310)는 안테나를 사용하여 복수(N) 개의 위성들로부터 위성항법 신호를 수신한다. 상기 트래킹 루프(310)는 상기 신호들 각각에 기반하여 상기 개별 위성 위치 및 속도를 출력한다. 또한 상기 트래킹 루프(310)는 상기 N개의 신호들 각각에 기반한 코드 및 캐리어 트래킹 루프 출력인 상기 위성-의사거리를 계산하여 출력한다. 이 때, 상기 트래킹 루프는 상기 GPS 칼만 필터(320)로부터 시계 바이어스 및 드리프트를 입력받아, 시점 k-1에서의 상기 시계 바이어스 및 드리프트에 기반하여 시점 k에서의 상기 위성-의사거리를 보상한다.
상기 GPS 칼만 필터(320)는 상기 관성항법장치 필터(400)로부터 상기 무결성 조건을 만족시키는 N-K 개의 위성-의사거리를 입력받는다. 상기 GPS 칼만 필터(320)는 상기 입력에 기반하여 상기 시계 바이어스 및 드리프트를 계산하고, 상기 시계 바이어스 및 드리프트를 출력한다. 상기 GPS 칼만 필터(320)는 상기 입력에 기반하여 상기 이동체의 위치 및 속도를 계산하여 출력할 수 있다.
상기 관성항법장치 필터(400)는 아래의 설명과 같이 구성될 수 있다.
상기 관성항법장치 필터(400)는 INS/GPS 마스터 필터(inertial navigation system/global positioning system master filter; 이하 마스터 필터로 간략하게 표시한다.)(410) 및 IM 필터(integrity monitoring filter; 무결성 검증 필터)(420)를 포함할 수 있다.
상기 IM 필터(420)는 상기 위성항법장치(300)로부터 N 개의 위성-의사거리를 입력받아, 상기 위성-의사거리 각각에 대해 무결성을 검사한다. 상기 무결성 검사의 결과 K 개의 위성-의사거리가 상기 무결성 조건을 만족시키지 못할 경우, 상기 IM 필터는 무결성이 검증된 나머지 N-K 개의 위성-의사거리를 출력한다.
상기 무결성 검사를 위해 상기 IM 필터(420)는 상기 관성항법장치(100)로부터 상기 기압-관성 고도를 입력받고, 상기 관성항법장치 필터(400)가 계산한 상기 보정된 위치, 속도, 자세 중 보정된 수평축 위치를 입력받는다. 상기 IM 필터(420)는 상기 입력을 기반으로 상기 K 개의 위성-의사거리 각각에 대해 무결성을 검사한다.
상기 마스터 필터(410)는 상기 관성-의사거리와 상기 무결성 검증된 위성-의사거리의 차분인 측정치를 입력받아, 상기 입력에 기반하여 위치 오차, 속도 오차, 자세 오차 및 상기 관성센서 오차를 출력한다. 상기 마스터 필터(410)는 강결합 형태(tightly coupled type)이며, 일반적인 확장된 칼만 필터(extended kalman filter; EKF)의 구조를 갖는다. 상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세에 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 가해 상기 보정된 위치, 속도 및 자세를 출력한다. 상기 관성항법장치 필터(400)는 상기 보정된 위치, 속도 및 자세를 구하는 가감부(430)를 구성요소로 포함할 수 있다.
상기 마스터 필터(410)의 확장된 칼만 필터는 표 2에 표시된 것과 같은 28개의 세부 상태 변수를 가질 수 있다.
Figure pat00027
상기 세부 상태 변수가 의미하는 센서 오차 중 비정렬에 대한 세부적인 모델을 아래에서 설명한다.
우선, 아래에서 가속도계 오차 모델을 설명한다.
아래의 표 3은 속도 오차 미분 방정식
Figure pat00028
및 상기 방정식의 각각의 항을 설명한다.
속도 오차 미분 방정식
Figure pat00029
항 의미
Figure pat00030
 항법 좌표계에서의 속도
Figure pat00031
 항법 좌표계에서의 속도 오차
Figure pat00032
 동체 좌표계에서 가속도계에서
측정된 선형 가속도
Figure pat00033
Figure pat00034
의 오차
Figure pat00035
 항법 좌표계에 대해서 틀어져 있는 플랫폼 좌표계(platform frame)의 자세오차
Figure pat00036
 항법 좌표계에서 표현된 지구 고정 좌표계의 관성 좌표계에 대한 각속도
Figure pat00037
 지구회전 각속도
Figure pat00038
 항법 좌표계에서 표현된 항법 좌표계의 관성 좌표계에 대한 각속도
Figure pat00039
Figure pat00040
Figure pat00041
 지구타원체의 적도 반경
Figure pat00042
 지구 이심률
Figure pat00043
 고도
Figure pat00044
 위도
Figure pat00045
 항법 좌표계에서의 중력 성분
Figure pat00046
 항법 좌표계에서의 중력 성분 오차
Figure pat00047
 각각
Figure pat00048
의 오차
상기 속도 오차 미분 방정식
Figure pat00049
중 C b n δ f b 이 관성오차에 해당한다. 상기 C b n δ f b 의 δ f b 에 있어, 대부분 바이어스 오차만이 속도 오차를 유발하는 동체 좌표계의 센서 오차로 모델링된다. 그러나, 항공 항법 시 기체는 급격히 기동하기 때문에, 비정렬 오차가 수직축 자세 오차에 미치는 영향이 크다. 따라서, 비정렬 오차 또한 고려해야 할 필요가 있다.
가속도계 센서 오차는 아래의 수학식 18로 자세히 표현된다.
Figure pat00050
여기서,
α i 는 가속도계 바이어스 오차,
α ii 는 가속도계 척도 계수 오차,
α ij (i ≠ j)는 비정렬 오차로, i축 가속도계가 j축 방향으로 틀어진 각을 의미하며,
A i B 는 동체 좌표계에 인가되는 가속도 값을 나타낸다.
실제 항법 오차는 기준축에 대해서 각 축이 절대적으로 틀어진 비정렬로 인해 유발되는 것이 아니라, 각 축의 상대적인 비정렬에 의해 영향을 받는 것으로 알려저 있다. 따라서, 실제 동체 좌표계의 x축을 가속도계의 x축과 일치시키고, 동체 좌표계의 xy평면은 실제 가속도계의 xy평면과 동일하게 설정하여, α xy = α xz = α yz = 0이 되게 하면 상기 비정렬 오차항의 수를 줄일 수 있다. 상기와 같이 표현된 센서 오차의 가속도계 척도 계수 오차는 상기 시스템 교정부(122)에 의해 충분히 보상된다. 따라서, 상기 가속도계 척도 계수 오차는 모델링에서 제외되고, 아래의 수학식 19과 같이 최종 오차 모델 식이 성립된다.
Figure pat00051
다음으로, 아래에서 자이로 오차 모델을 설명한다.
상기 가속도계 오차 모델과 마찬가지로, 상기 자이로 오차 모델에서도 자세 오차 미분 방정식의 센서 오차 영향을 세부적으로 모델링한다.
아래의 표 4는 자세 오차 미분 방정식 및 상기 방정식의 각각의 항을 설명한다. 전술한 표 3에서 설명된 부분은 생략한다.
자세 오차 미분 방정식
Figure pat00052
항 의미
Figure pat00053
 항법 좌표계에서 표현된 항법 좌표계의 관성 좌표계에 대한 각속도
Figure pat00054
Figure pat00055
의 오차
δ w ib b 자이로 관성 오차
C b n δ w ib b 는 상기 센서 오차에 따른 상기 자세 오차에 대한 영향을 의미하는 항으로서, 자이로 관성 오차를 의미한다. 일반적으로 상기 항에는 자이로 바이어스만이 모델링된다. 그러나 입력의 대상이 되는 항체의 기동이 큰 경우, 비정렬 오차에 입력되는 각속도가 곱해져서 상기 자이로 센서 오차가 발생하게 되므로 비정렬 오차 또한 고려해야 할 필요가 있다.
여기서, 전술한 상기 가속도계 오차 모델에서와 같은 방식으로 비정렬 오차항의 수를 줄일 수 있다. 이 경우, 자이로 척도 계수 오차 또한 상기 시스템 교정부(122)에 의해 충분히 보상될 수 있으며, 아래의 수학식 20와 같이 최종 오차 모델 식이 성립된다.
Figure pat00056
여기서,
β i 는 자이로 바이어스 오차,
β ij (i ≠ j)는 비정렬 오차로, i축 자이로가 j축 방향으로 틀어진 각을 의미하며,
B i B 는 동체 좌표계에 인가되는 각속도 값을 나타낸다.
아래에서, 상기 IM 필터(420)가 상기 위성-의사거리의 무결성을 검사하는 절차를 설명한다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따라 상기 IM 필터(420)가 상기 위성-의사거리의 무결성 검사를 수행하는 절차를 도시하는 절차흐름도이다.
우선. 상기 기압-관성 고도를 이용하여, 위성 i에 대한 예측된 의사거리 ρ ( ba - ins )i 를 아래의 수학식 21과 같이 계산한다(S200).
Figure pat00057
여기서,
x i , y i , z i 는 상기 관성-의사거리에 포함된 위성 i의 위도, 경도 및 고도를 나타내며,
x bi , y bi , z bi 는 상기 관성항법장치(100)의 보정된 위도, 경도 및 기압-경도 고도를 ECEF로 변환한 좌표를 의미한다.
다음으로, 상기 위성 i에 대한 w i 를 아래의 수학식 22와 같이 계산한다(S210).
Figure pat00058
여기서,
ρ GPSi 는 상기 위성항법장치(300)에서 출력된 상기 위성 i에 대한 위성항법장치 의사거리이다.
따라서, w i 는 상기 위성 i에 대해 상기 예측된 의사거리(ρ (ba-ins)i )와 상기 위성항법장치 의사거리(ρ GPSi )의 차이다.
다음으로, 상기 w i 값의 절대값이 미리 정의된 특정값 C 1 보다 작은지 여부를 검사한다(S220). 만약, 상기 검사를 충족하면 다음 무결성 검사를 진행한다. 상기 검사를 충족하지 못하는 경우 상기 위성 i에 대한 위성-의사거리는 무결성 조건을 만족하지 못하는 것으로, 상기 IM 필터의 출력에서 제외된다(S260).
다음으로, 상기 w i 에 대하여, 아래의 수학식 23과 같이 W를 계산한다.
Figure pat00059
여기서,
w는 [w 1 w 2 w 3 ... w n]인 n×1 행렬,
w T 는 상기 w의 전치(tranpose),
n은 위성의 갯수 이다.
상기 W를 통해 위성 i에 대한 위성-의사거리에 공통으로 존재하는 오차의 크기를 알 수 있다.
다음으로, 상기 W가 미리 정의된 특정값 C 2 보다 작은지 여부를 검사한다(S240). 만약, 상기 검사를 충족하면 상기 위성 i에 대한 위성-의사거리는 무결성 조건을 만족하는 것으로, 상기 IM 필터의 출력에 포함된다(S250). 상기 검사를 충족하지 못하는 경우 상기 위성 i에 대한 위성-의사거리는 무결성 조건을 만족하지 못하는 것으로, 상기 IM 필터의 출력에서 제외된다(S260).
아래에서, 상기 관성항법장치 시스템의 작동 단계를 설명한다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 상기 관성항법장치 시스템의 작동 단계를 도시한 절차흐름도이다.
우선, 상기 항법 시스템이 항법 모드에 진입하면, 상기 마스터 필터가 초기화 된다(S300).
다음으로, 상기 관성항법장치(100) 및 위성항법장치(300)의 시작 동기화를 위한 PPS(pulse per second) 신호가 하드웨어 인터럽트로서 발생된다(S310). 상기 PPS 인터럽트가 입력되면, 상기 마스터 필터(410)는 상기 관성항법장치(100)가 출력한 데이터들을 획득하고(S320), 상기 위성항법장치(300)에서 출력되는 정보가 갱신되는지 확인한다(S330). 상기의 과정(S310, S320 및 S330) 중 상기 관성항법장치(100)는 관성항법방정식의 계산을 수행하여 상기 계산의 결과를 출력한다(S350).
상기 위성항법장치(300)에서 출력되는 정보를 획득하면, 상기 마스터 필터(410)는 상기 마스터 필터의 모델에 기반한 공분산 시간 전파를 수행하고(S360), 도 2에서 전술한 것과 같은 상기 IM 필터(420)에 의한 무결성 검사를 수행하여 N-K 개의 위성-의사거리를 출력한다(S370).
상기 N-K 개의 위성-의사거리는 상기 GPS 칼만 필터(320)로 입력되고(S380), 상기 GPS 칼만 필터는 상기 위성항법장치(300)의 위치 및 속도를 출력한다(S390).
또한, 상기 N-K 개의 위성-의사거리는 상기 관성-의사거리에 더해진 다음(S400), 상기 마스터 필터(410)로 입력된다. 상기 마스터 필터(410)는 상기 입력 중 위치, 속도 및 자세에 대한 관성 항법 보상을 실시하고, 상기 관성센서 오차를 출력한다. 상기 관성항법장치(100)(바람직하게는, 상기 관성 필터 추정치 교정부)는 상기 관성센서 오차를 입력받아 관성 필터 추정치 교정을 수행한다(S410). 이후, 상기 관성항법장치 필터는 보정된 위치, 속도 및 자세를 출력한다(S420).
여기까지 설명된 본 발명에 따른 방법은 소프트웨어, 하드웨어, 또는 이들의 조합으로 구현될 수 있다. 예를 들어, 본 발명에 따른 방법은 저장 매체(예를 들어, 이동 단말기 내부 메모리, 플래쉬 메모리, 하드 디스크, 기타 등등)에 저장될 수 있고, 프로세서(예를 들어, 이동 단말기 내부 마이크로 프로세서)에 의해서 실행될 수 있는 소프트웨어 프로그램 내에 코드들 또는 명령어들로 구현될 수 있다.
이상에서는 본 발명의 바람직한 실시예를 예시적으로 설명하였으나, 본 발명의 범위는 이와 같은 특정 실시예에만 한정되는 것은 아니므로, 본 발명은 본 발명의 사상 및 특허청구범위에 기재된 범주 내에서 다양한 형태로 수정, 변경, 또는 개선될 수 있다.

Claims (16)

  1. 고도를 측정하여 출력하는 기압고도계;
    복수 개의 위성들로부터 신호를 수신하는 위성항법장치; 상기 위성항법장치는 각각의 신호에 기반하여 복수 개의 개별 위성 위치 및 개별 위성 속도를 출력하며, 복수 개의 제1 의사거리를 출력하고,
    관성측정 및 관성항법 계산을 수행하는 관성항법장치; 상기 관성항법장치는 상기 개별 위성 위치, 상기 개별 위성 속도 및 상기 고도를 입력받고, 상기 관성항법장치는 상기 관성측정된 값을 상기 입력에 기반하여 제2 의사거리로 계산하여 출력하며, 상기 기압-관성 고도를 출력하고;
    상기 제1 의사거리 및 상기 제2 의사거리를 사용하여 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세를 보정하여 출력하는 관성항법장치 필터를 포함하고,
    상기 관성항법장치 필터는 상기 복수 개의 제1 의사거리 중 상기 기압-관성고도와 상기 보정하여 출력된 위치 중 수평축 값을 사용한 무결성검증을 만족한 것만을 상기 필터 오차 보정에 사용하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  2. 제 1항에 있어서, 상기 관성항법장치는,
    상기 이동체의 속도 증분 및 각 증분을 출력하는 관성센서부;
    상기 속도 증분 및 각 증분을 입력받아 상기 속도 증분 및 각 증분의 오차를 보상하여 오차가 보상된 속도 증분 및 각 증분을 출력하는 관성센서 오차 보상부; 및
    관성항법 계산을 수행하는 관성항법방법식 계산기를 포함하고, 상기 관성항법방정식 계산기는 상기 오차가 보상된 속도 증분 및 각 증분, 상기 고도, 상기 개별 위성 위치 및 속도를 입력받아 상기 입력에 기반하여 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세, 상기 제2 의사거리 및 상기 기압-관성 고도를 출력하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 관성센서부는 직교를 이루는 3개의 자이로스코프 및 직교를 이루는 3개의 가속도계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  4. 제 2항에 있어서,
    상기 관성센서부는 상기 관성센서부의 센서가 자체적으로 가지고 있는 오차를 보상하는 시스템 교정부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  5. 제 2항에 있어서,
    상기 관성센서부는 상기 관성항법장치 필터로부터 관성센서 오차를 입력받아 상기 관성센서 오차에 기반하여 오차를 보상하는 INS 필터 추정치 교정부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  6. 제 2항에 있어서, 상기 관성항법방정식 계산기는,
    상기 오차가 보상된 각 증분과 속도 증분을 입력으로 받아 수평축 위치, 속도 및 자세를 계산하는 수평축 항법계산기; 및
    상기 수평축 항법계산기가 출력하는 수직축 가속도 및 상기 고도에 기반하여 상기 기압-관성 고도를 출력하는 기압-관성 고도 루프를 포함하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  7. 제 1항에 있어서, 상기 위성항법장치는,
    복수 개의 위성들로부터 신호를 수신하는 트래킹 루프; 상기 트래킹 루프는 상기 신호에 기반하여 상기 복수 개의 개별 위성 위치 및 개별 위성 속도를 출력하며, 복수 개의 제1 의사거리를 계산 및 출력하고, 및
    상기 관성항법장치 필터로부터 입력받은 무결성 조건을 만족시키는 제1 의사거리에 기반하여 시계 바이어스 및 드리프트를 계산하여 출력하는 GPS 칼만 필터를 포함하고,
    상기 트래킹 루프는 상기 제1 의사거리를 계산할 때, 상기 GPS 칼만 필터로부터 입력받은 상기 시계 바이어스 및 드리프트를 사용하여 상기 제1 의사거리를 보상하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  8. 제 1항에 있어서, 상기 관성항법장치 필터는,
    상기 제1 의사거리를 입력받아, 상기 제1 의사거리에 대해 무결성을 검사하여, 무결성 조건을 만족시키는 무결성 검증된 제1 의사거리를 출력하는 IM 필터; 및
    상기 제2 의사거리와 상기 무결성 검증된 제1 의사거리의 차분인 측정치를 입력받아, 상기 측정치에 기반하여 위치 오차, 속도 오차, 자세 오차 및 관성센서 오차를 출력하는 마스터 필터를 포함하고,
    상기 마스터 필터는 확장된 칼만 필터(extended kalman filter)이며, 상기 관성항법장치는 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세에 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 가해 상기 위치, 속도 및 자세를 보정하여 출력하며,
    상기 IM 필터는 상기 기압-관성 고도 및 상기 보정하여 출력된 위치 중 수평축 위치를 기반으로 상기 무결성을 검사하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  9. 제 8항에 있어서, 상기 무결성 검사는,
    상기 제2 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 제2 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 제3 의사거리를 구하고,
    상기 제3 의사거리 및 상기 제1 의사거리의 차가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  10. 제 8항에 있어서, 상기 무결성 검사는,
    상기 제2 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 제2 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 제4 의사거리를 구하고,
    상기 제4 의사거리 및 상기 제1 의사거리의 차에 공통으로 존재하는 오차의 크기가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 것을 특징으로 하는 항법 시스템.
  11. 위성항법장치 의사거리를 입력받아, 상기 위성항법장치 의사거리에 대해 무결성을 검사하여, 무결성 조건을 만족시키는 무결성 검증된 위성항법장치 의사거리를 출력하는 IM 필터;
    관성항법장치 의사거리와 상기 무결성 검증된 위성항법장치 의사거리의 차분인 측정치를 입력받아, 상기 측정치에 기반하여 위치 오차, 속도 오차, 자세 오차 및 관성센서 오차를 출력하는 마스터 필터; 및
    이동체의 위치, 속도 및 자세를 입력받아, 상기 이동체의 위치, 속도 및 자세에 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 가해 보정된 위치, 속도 및 자세를 출력하는 가감부를 포함하고,
    상기 마스터 필터는 확장된 칼만 필터(extended kalman filter)이며, 상기 IM 필터는 기압-관성 고도 및 상기 보정된 위치 중 수평축 위치를 입력받고, 상기 기압-관성 고도 및 상기 수평축 위치를 기반으로 무결성을 검사하는 것을 특징으로 하는 관성항법장치 필터.
  12. 제 11항에 있어서, 상기 무결성 검사는,
    상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 예측된 의사거리를 구하고,
    상기 예측된 의사거리 및 상기 위성항법장치 의사거리의 차가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 것을 특징으로 하는 관성항법장치 필터.
  13. 제 11항에 있어서, 상기 무결성 검사는,
    상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 예측된 의사거리를 구하고,
    상기 예측된 의사거리 및 상기 위성항법장치 의사거리의 차에 공통으로 존재하는 오차의 크기가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 것을 특징으로 하는 관성항법장치 필터.
  14. 위성항법장치로부터 위성항법장치 의사거리를 입력받고, 상기 위성항법장치 의사거리에 대해 무결성을 검사하는 단계;
    상기 무결성 조건을 만족시키는 무결성 검증된 위성항법장치 의사거리를 추출하는 단계;
    관성항법장치로부터 관성항법장치 의사거리를 입력받아 상기 관성항법장치 의사거리를 상기 무결성 검증된 위성항법장치 의사거리와 더하여 측정치를 계산하는 단계;
    상기 측정치에 기반하여 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 계산하는 단계;
    상기 관성항법장치로부터 이동체의 위치, 속도 및 자세를 입력받아, 상기 위치, 속도 및 자세에 각각 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 더하여 보정된 위치, 속도 및 자세를 계산하는 단계; 및
    상기 보정된 위치, 속도 및 자세를 출력하는 단계를 포함하고,
    상기 무결성 검사는 상기 관성항법장치로부터 입력받은 기압-관성 고도 및 이전 단계에서 계산된 상기 보정된 위치 중 수평축 위치에 기반하고, 상기 위치 오차, 속도 오차 및 자세 오차를 계산하는 단계는 칼만 필터링에 기반하는 것을 특징으로 하는 관성항법장치 필터링 방법.
  15. 제 14항에 있어서, 상기 무결성을 검사하는 단계는,
    상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 예측된 의사거리를 구하는 단계; 및
    상기 예측된 의사거리 및 상기 위성항법장치 의사거리의 차가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 관성항법장치 필터링 방법.
  16. 제 14항에 있어서, 상기 무결성을 검사하는 단계는,
    상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 보정된 위도, 보정된 경도 및 상기 관성-기압 고도가 나타내는 좌표와, 상기 관성항법장치 의사거리에 포함된 위성의 위치가 나타내는 좌표 간의 거리를 의미하는 예측된 의사거리를 구하는 단계; 및
    상기 예측된 의사거리 및 상기 위성항법장치 의사거리의 차에 공통으로 존재하는 오차의 크기가 미리 결정된 특정 범위 내에 있는지 여부를 검사하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 관성항법장치 필터링 방법.
KR1020100000580A 2010-01-05 2010-01-05 비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템 KR101107219B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020100000580A KR101107219B1 (ko) 2010-01-05 2010-01-05 비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020100000580A KR101107219B1 (ko) 2010-01-05 2010-01-05 비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20110080394A true KR20110080394A (ko) 2011-07-13
KR101107219B1 KR101107219B1 (ko) 2012-01-25

Family

ID=44919308

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020100000580A KR101107219B1 (ko) 2010-01-05 2010-01-05 비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101107219B1 (ko)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101862065B1 (ko) * 2017-07-25 2018-05-29 한국항공대학교산학협력단 비행체를 이용한 영상 기반 바람 추정 장치 및 방법
CN113503894A (zh) * 2021-06-10 2021-10-15 北京自动化控制设备研究所 基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法
US20210394790A1 (en) * 2020-06-19 2021-12-23 Korea Advanced Institute Of Science And Technology Imu fault monitoring method and apparatus for multiple imus/gnss integrated navigation system
CN113939712A (zh) * 2019-06-06 2022-01-14 赛峰电子与防务公司 基于运输设备取景器传送的信息重置运输设备惯性单元的方法和装置
CN114509073A (zh) * 2022-01-28 2022-05-17 中国商用飞机有限责任公司 航向道信号处理方法、装置、存储介质及飞行器

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102304429B1 (ko) 2020-04-21 2021-09-23 국방과학연구소 관성항법장치의 교정 시스템 및 교정 방법

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100815152B1 (ko) 2006-11-07 2008-03-19 한국전자통신연구원 다중 필터 융합을 이용한 복합 항법 장치 및 이를 이용한항법 정보 제공 방법

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101862065B1 (ko) * 2017-07-25 2018-05-29 한국항공대학교산학협력단 비행체를 이용한 영상 기반 바람 추정 장치 및 방법
CN113939712A (zh) * 2019-06-06 2022-01-14 赛峰电子与防务公司 基于运输设备取景器传送的信息重置运输设备惯性单元的方法和装置
CN113939712B (zh) * 2019-06-06 2023-11-28 赛峰电子与防务公司 基于运输设备取景器传送的信息重置运输设备惯性单元的方法和装置
US20210394790A1 (en) * 2020-06-19 2021-12-23 Korea Advanced Institute Of Science And Technology Imu fault monitoring method and apparatus for multiple imus/gnss integrated navigation system
CN113503894A (zh) * 2021-06-10 2021-10-15 北京自动化控制设备研究所 基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法
CN113503894B (zh) * 2021-06-10 2023-10-13 北京自动化控制设备研究所 基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法
CN114509073A (zh) * 2022-01-28 2022-05-17 中国商用飞机有限责任公司 航向道信号处理方法、装置、存储介质及飞行器
CN114509073B (zh) * 2022-01-28 2024-03-26 中国商用飞机有限责任公司 航向道信号处理方法、装置、存储介质及飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
KR101107219B1 (ko) 2012-01-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10234292B2 (en) Positioning apparatus and global navigation satellite system, method of detecting satellite signals
US7711482B2 (en) Hybrid INS/GNSS system with integrity monitoring and method for integrity monitoring
US6760663B2 (en) Solution separation method and apparatus for ground-augmented global positioning system
JP5237723B2 (ja) 動的に較正されるセンサデータと、ナビゲーションシステム内の繰り返し拡張カルマンフィルタとを使用する、ジャイロコンパスの整合用のシステム及び方法
RU2673504C2 (ru) Определение курса для гибридного навигационного решения на основе магнитно-откалиброванных измерений
EP2256517B1 (en) INS based GPS carrier phase cycle slip detection and repairing
US20100121601A1 (en) Method and system for estimation of inertial sensor errors in remote inertial measurement unit
KR101107219B1 (ko) 비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템
US7962255B2 (en) System and method for estimating inertial acceleration bias errors
US8909471B1 (en) Voting system and method using doppler aided navigation
US10908296B2 (en) Method for calculating a speed of an aircraft, method for calculating a protection radius, positioning system and associated aircraft
US11454517B2 (en) System and a method of analyzing and monitoring interfering movements of an inertial unit during a stage of static alignment
US10830898B2 (en) Method and apparatus applicable to positioning in NLOS environment
US6298316B1 (en) Failure detection system
US10948292B2 (en) Sensor error calculating device, attitude angle calculating apparatus, method of calculating sensor error and method of calculating attitude angle
Chu et al. Performance comparison of tight and loose INS-Camera integration
US20230341563A1 (en) System and method for computing positioning protection levels
US10877163B2 (en) Method and device for calculating attitude angle
WO2021119493A1 (en) System and method for validating gnss ambiguities
JP5994237B2 (ja) 測位装置及びプログラム
CN114019954B (zh) 航向安装角标定方法、装置、计算机设备和存储介质
JP5180447B2 (ja) キャリア位相相対測位装置及び方法
US11519730B2 (en) Method for determining the position and orientation of a vehicle
KR102093888B1 (ko) 보조 항법 장치 및 보조 항법 장치의 제어 방법
KR20230004103A (ko) 센서 고장 및 동적 환경에 강건한 레이다 항법 교정 방법 및 그를 위한 장치

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170102

Year of fee payment: 6

LAPS Lapse due to unpaid annual fee