KR20170067138A - 관성 항법 시스템 - Google Patents
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Abstract
스핀되는 발사체를 위한 관성 측정 시스템은, 상기 발사체의 상기 스핀 축선에 실질적으로 평행하게 배향되는 제1, 롤 자이로; 제2 자이로 및 제3 자이로로써, 축이 3차원 좌표 시스템을 정의하도록 상기 롤 자이로에 대해서 상기 축이 배열되는, 상기 제2 자이로 및 제3 자이로; 제어기로서, 상기 제1, 제2 및 제3 자이로의 출력으로부터 현재의 발사체 자세를 계산하고, 상기 계산된 자세는 롤 각도, 피치 각도 및 요 각도를 포함하며; 상기 계산된 피치 각도 및 요 각도와 예상되는 피치 각도 및 요 각도 사이의 차이를 근거로 롤 각도 에러를 계산하고; 상기 롤 각도 에러를, 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 출력하는 칼만 필터에 입력으로서 제공하고; 그리고 상기 계산된 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 상기 롤 자이로의 출력에 적용하도록 구성되는, 상기 제어기;를 포함하되, 상기 칼만 필터는 롤 레이트 및 하나 이상의 바람 변수의 함수로서 롤 각도 에러를 모델링한다. 이 시스템은, 예를 들어 롤링하는 발사체에 적합한 관성 측정 유닛(IMU)의 롤 축선 레이트 자이로 스케일 팩터의 향상된 캘리브레이션을 제공한다. 별개의 프로세스(오일러 각도 필터)는 칼만 필터의 사용 없이 롤 각도 에러의 추정치를 계산하기 위해서 사용되고, 다음으로 안정된 방식으로 작동될 수 있는 칼만 필터에 다음으로 입력으로서 제공된다. 필터는, 그렇지 않다면 상당히 성능을 악화시킬 수도 있는 측풍 효과에 대해서 추정하고 보정하도록 구성될 수 있다.
Description
이 개시는 관성 항법 시스템, 특히 발사체, 예를 들어 유도되는 로켓(guided rocket)를 위해서 사용되는 관성 항법 시스템에 관한 것이다. 관성 항법 시스템은 유도되는 발사체 상에서 사용되어 위치 정보를 제공할 수 있으며, 이 정보는 다음으로 발사체의 코스를 보정하여 발사체가 타겟으로 계속 향하도록 하기 위해서 사용될 수 있다.
항법 시스템은 대상의 움직임 및 배향에 대한 변화를 검출하기 위해서 다양한 상이한 센서를 사용할 수 있다. 예를 들어, 가속도계, 자이로 및 자력계는 종종 사용된다. 가속도계는 가해진 힘을 검출하고, 자이로는 회전 레이트를 검출하고, 그리고 자력계는 지구의 자기장을 검출하고, 그래서 절대 방위(absolute orientation)를 결정하기 위해서 사용될 수 있다.
가속도계 및 자이로스코프에 기초한 관성 항법 시스템은 독립적으로, 또는 GPS와 같은 다른 항법 시스템과 함께 사용될 수 있다. 로켓 및 다른 탄환의 항법/유도는 종종 작은 사이즈 및 저비용 때문에 마이크로 전자 기계(MEMS)의 사용에 기초한다. 이 센서의 정확도는 상대적으로 열악하고, 그리고 만약 외부 센서가 관성 센서 에러를 추정하고 보정하기 위해서 사용되지 않는다면 전형적인 항법 요건을 만족시키기에 충분하지 않다. 이 방식으로 추가적인 보조 센서를 사용하는 것은 '통합 항법'으로서 알려져 있는 것의 기초이다.
통합 항법은 일반적으로 칼만(Kalman) 필터링으로 알려져 있는 알고리즘 기술, 즉 관성 센서 및 외부 보조 센서로부터의 데이타를 최적의 방식으로 블렌드하는 프로세스에 기초한다. 이 기술이 강건하게 동작되기 위해서, 항법 에러는 항상 어떤 한계 내에서 유지되어야 하고, 그렇지 못하면 칼만 필터가 기초하는 선형성 가정이 유효하지 않게 될 것이고, 그리고 통합 항법 솔루션은 전체적으로 부정확하게 될 수도 있다. 발사체 비행 동안에 항법 에러 성장을 억제함으로써 이러한 상황을 피하는 것이 바람직하다.
로켓, 미사일 및 다른 회전 플랫폼을 포함하는 적용을 위해 항법 칼만 필터링을 고려하면, 정확한 롤(뱅크(bank))각도를 초기화하고 유지하는 것은 가장 큰 도전을 제공한다. 이러한 적용에서 관성 유도 기술의 사용과 관련된 문제의 분석이 J.S. Bird에 의해서 "Inertial Sensor Performance Requirements for a Long Range Artillery Rocket" (DTIC ADA279936)에서 제공되며, 여기서 롤 자이로 스케일 팩터(roll gyro scale factor) 정확성이 중요하고 5 백만분율(ppm)보다 작아야 한다는 결론이다.
불행하게도, 저렴한 낮은 등급 MEMS 자이로스코프는 수 천 ppm의 스케일 팩터 에러를 갖는다. 5 ppm 보다 작은 스케일 팩터 정확성을 갖는 자이로스코프를 사용하는 것은 비용의 관점에서 실용적이지 않을 것이다. 따라서, 매우 낮은 스케일 팩터 정확성을 갖는 저렴한 센서를 사용하여 바람직한 정확성을 달성할 수 있는 시스템에 대한 필요성이 있다.
자이로스코프 센서에서 에러는 크게 바이어스 에러 및 스케일 팩터 에러로 나누어진다. 비록 이 에러 및 다른 에러는 공장 캘리브레이션 프로세스의 부분으로서 측정되고 제거되나, 센서가 실제로 사용될 때 존재하는 잔여 에러(residual error)가 항상 있을 것이다. 이것은 온도 및 습도 변화, 및 유닛에 영향을 주는 다른 물리적 스트레스와 같은 다양한 이유 때문에 발생된다. 일반적으로 이러한 에러는 유닛이 스위치 온(on) 될 때 마다 상이할 수도 있다.
J.S. Bird에 의한 상기-참조된 페이퍼에서 논의된 바와 같이, 스트랩다운 관성 항법 시스템(즉, 센서가, 자유롭게 회전되고 그래서 항상 수평으로 남아있는 짐벌식 플랫폼(gimballed platform)에 장착되는 것과 대조적으로 관성 센서가 기체(airframe)의 바디에 고정되는 것)에 있어서, 가장 큰 문제 중 하나는 높은 롤 레이트로부터 나온다. 탄도 발사체를 위한 전형적인 롤 레이트는 초당 10-20 완전 회전의 정도, 즉 초당 수천 디그리(degree) 정도의 회전 레이트일 수도 있다. 따라서, 1000 ppm의 전형적인 롤 레이트 스케일 팩터 에러로, 이 자이로로부터 계산된 롤 각도 (뱅크 각도)는 초당 수 디그리의 에러를 누적할 것이다. 30 내지 60 km의 전형적인 발사체 범위 및 1 내지 2분의 전형적인 비행 시간에 대해서, 이 에러는 빠르게 누적되어 용인할 수 없게 된다.
자이로 바이어스 에러는 일련의 판독값을 평균함으로써 사용전에 즉시 용이하게 보상될 수 있는 한편, 자이로는 로켓 또는 미사일과 같은 발사체의 경우, 예를 들어 발사 전에 비-회전 상태에 있는 것으로 알려져 있다. 그러나, 스케일 팩터 에러는 레이트-의존형이고, 정지된 동안에 측정되지 않고 보정되지 않을 수도 있다. 이것은 비행 중에 완전히 독립적인 방식으로 동작하는 스케일 팩터 에러 보정 프로세스에 대한 필요성을 제안한다. 이 개시는 이러한 프로세스를 상세히 다룬다.
롤 정확성을 유지하기 위한 시도로 사용되어 온 대안적인 기술은 자력계, 광 센서, GPS 및/또는 서모파일과 같은 조력하는 비-관성 센서의 사용을 포함한다. 이러한 접근법은 복잡성 및 비용을 더하고, 추가적인 성능 제한을 도입한다. 예를 들어, M.J. Wilson의 "Attitude Determination with Magnetometers for un-Launched Munitions", DTIC ADA425992; ; 및 T.E. Harkins의 "On the Viability of Magnetometer-Based Projectile Orientation Measurements", DTIC ADA474475를 참조하라.
L.D. Fairfax 및 F.E. Fresconi 의 "Position Estimation for Projectiles Using Low-cost Sensors and Flight Dynamics"(DTIC ADA560811) 는 , 위치 및 속도를 예측하기 위해서 멀티-스테이트 확장형 칼만 필터에 의존하는, 총-발사식(gun-launched) 박격포(mortar)에 대해 이 문제의 다른 솔루션을 설명하나, 롤 각도는 조력하는 추가적인 자세(attitude)를 통해서 결정된다 이 기술은 전형적인 포 로켓보다 더욱 양성인(benign) 롤 레이트 프로파일을 갖는 응용에 적용된다.
US 8047070은 총-발사식 발사체의 롤 각도를 추정하기 위한 프로세스를 설명한다. US 8047070은 유도된 오일러 각도와는 대조적으로, 바디 각도 레이트 데이타를 측정치로서 사용한다. 또한 이것은 롤 레이트 스케일 팩터 에러를 추정하거나 보정하지 않고, 엘리베이션 및 헤딩 정확성을 유지하기 위해서 동작되지 않는다.
이 개시에 따르면, 스핀되는 발사체를 위한 관성 측정 시스템이 제공되며, 이 관성 측정 시스템은: 상기 발사체의 상기 스핀 축선에 실질적으로 평행하게 배향되는 제1, 롤 자이로; 제2 자이로 및 제3 자이로로서, 축이 3차원 좌표 시스템을 정의하도록 상기 롤 자이로에 대해서 상기 축이 배열되는, 상기 제2 및 제3 자이로; 제어기로서, 상기 제1, 제2 및 제3 자이로의 출력으로부터 현재의 발사체 자세를 계산하고, 상기 계산된 자세는 롤 각도, 피치 각도 및 요 각도를 포함하고; 상기 계산된 피치 각도 및 요 각도와 예상되는 피치 각도 및 요 각도 사이의 차이에 근거한 롤 각도 에러를 계산하고; 상기 롤 각도 에러를 칼만 필터에 입력으로서 제공하고, 상기 칼만 필터는 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 출력하고; 그리고 상기 계산된 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 상기 롤 자이로의 출력에 적용하도록 구성되는, 상기 제어기; 포함하되, 상기 칼만 필터는 롤 레이트 및 하나 이상의 바람 변수의 함수로서 롤 각도 에러를 모델링한다.
이 시스템은, 예를 들어 롤링하는 발사체에 적합한 관성 측정 유닛(IMU)의 롤 축선 레이트 자이로 스케일 팩터의 향상된 캘리브레이션을 제공한다. 위에서 논의된 바와 같이, 롤 레이트 측정값에서 에러는 높은 롤 레이트 항법 시스템에서 가장 중요한 에러 소스이다. 더 초기의 시스템은 비행의 가장 초기 단계에서, 즉 발사 후 즉시 존재하는 높은 롤 레이트를 해결하고자 노력하였고, 이 영향을 감소시키고자하는 시도가 있어왔다. 예를 들어, 하나의 가능성은, 초기 높은 롤 레이트가 더욱 관리가능한 레벨로 감소된 후 시간의 어떤 지점에서 자세를 리세트하는 중간 자세 리세트 기능을 채용하는 것일 수도 있다. 그러나, 이러한 자세 리세트 기능은 현재 속도의 측정값을 제공하는 선형 가속도계의 존재에 의존할 것이다. 이 개시에 따른, 시스템은 어떠한 이러한 자세 리세트를 요구하지 않고, 대신 발사로부터 곧 동작될 수 있어, 발사 후 즉시 높은 롤 레이트 단계 동안에도 양호한 롤 레이트 보정을 제공할 수 있다.
특히, 칼만 필터를 사용하는 존재하는 시스템은 높은 롤 레이트 및 롤 각도 에러의 빠른 누적 때문에 필터에서 안전성을 달성하기 위해 노력하였다. 여기서 설명되는 프로세스는 별개의 프로세스 (오일러 각도 필터)를 사용하여 칼만 필터의 사용 없이 롤 각도 에러의 추정값을 계산한다. 이 프로세스는 영국 특허 출원 번호 GB 1403426.8에서 설명된다. 이 롤 각도 에러 측정이 다음으로 칼만 필터에 입력으로서 제공될 수 있고, 칼만 필터가 다음으로 안정된 방식으로 동작될 수 있고 필터 게인(들)을 최적화하여 향상된 롤 레이트 스케일 팩터 에러 추정값을 제공한다는 점이 인식되었다. 칼만 필터는 시변 게인을 사용하고, 넓은 범위의 동작 조건 하에서 롤 각도 에러 및 롤 레이트 스케일 팩터 에러의 더욱 정확한 계산으로 귀결된다. 특히, 필터는, 그렇지 않으면 상당히 성능을 악화시키는 측풍 효과에 대해서 추정하고 보정할 수 있도록 구성될 수 있다는 점이 인식되었다.
이 프로세스는 맞춤형 칼만 필터링 기술이 뱅크(롤) 각도 에러 관찰 프로세스로부터 최대의 이점을 유도하도록 채용될 수 있는 점에 있어서 기존의 구성 상에서 향상이다. 이점은, 존재하는 구성은 특정 궤도를 위해서 조율되나, 이 아키텍쳐로는 프로세스가 리얼 타임으로 궤도 특성에 응답하고, 그리고 따라서 더 넓은 범위의 상이한 미션을 수용할 수 있다는 점을 포함한다. 자세 각도 에러 및 롤 축선 스케일 팩터 에러는 이 실시형태를 사용하여 더 작고 더 짧은 편차를 보인다. 다른 이점은 칼만 필터가 측풍의 교란 효과가 추정되고 보정될 수 있는 프레임워크를 제공한다는 점이다. 바람 영향이 어떤 비행 조건 하에서 매우 중요할 수도 있기 때문에, 이것은 성능을 크게 향상시키는 잠재력을 갖는다.
롤 각도 에러는 실제 각도와 예상되는 각도 사이의 차이에 기초하여 계산될 수도 있으나, 바람직한 실시예에서, 이것은 계산된 각도 레이트(즉 요 및 피치 각도의 변화율)와 예측되는 각도 레이트 사이의 차이에 근거한다. 이 계산은 정규적인 시간 간격으로 행해지기 때문에, 이들은 필수적으로 균등물이다.
어떤 바람직한 실시예에서, 발사체는 종방향 발사체이고 스핀 축선은 종방향 축선이다.
이 개시는, 미션의 적어도 일부 동안에 어떤 스핀 운동이 있는 임의의 플랫폼에 관한 것이라는 점이 이해될 것이다. 이것이 항상 스핀될 필요는 없다. 이 플랫폼은 스핀-안정화될 수도 있다(즉, 예를 들어 포탄 쉘과 같은 경우에서와 같이 스핀이 의도적으로 도입되어 안정성을 제공한다). 역으로, 스핀은, 예를 들어 로켓 모터가 작동하는 방식의 부작용으로서 부수적으로 도입될 수도 있다. 이 후자의 플랫폼은 핀을 가질 수도 있고 그리고 포탄 쉘 보다 더욱 안정될 수 있으나, 더 낮은 레이트이기는 하나 여전히 스핀된다.
바람직하게는, 상기 칼만 필터는, 롤 레이트와 상관된 그리고 따라서 우선하는 자이로 스케일 팩터와 연관된 성분, 및 바람 효과와 상관된 별개의 성분을 갖는 것으로 롤 각도 에러를 모델링한다. 칼만 필터는, 롤 레이트에 비례하는 성분 및 바람 효과에 비례하는 별개의 성분을 갖는 것으로 롤 각도 에러를 모델링할 수도 있다.
일반적으로, 비행 중 측풍의 존재는, 일반적으로 측풍이 롤 각도 에러만에 의해서 일어나는 유사한 변경으로부터 구별가능하지 않은 계산된 헤딩 및 피치 각도에 변화을 생성할 것이기 때문에 롤 각도/스케일 팩터 보정 프로세스의 정확성에 영향을 줄 것이다. 그러나, 많은 적용에 있어서, 플랫폼의 회전 레이트는 가변이고 (예를 들어, 선조가 새겨진 배럴로부터 발사된 발사체의 경우에서와 같이, 예를 들어 비행 중 공기 저항 때문에 롤 레이트가 점진적으로 감소될 수도 있다) 그리고 우선하는 롤 레이트 스케일 팩터는 롤 레이트와 상관되는 에러 효과를 생성한다. 대비하여, 바람의 영향은 일반적으로 특히 짧은 비행 시간(1-2분)에 걸쳐서, 상대적으로 일정하다.
바람직하게는 칼만 필터는 사용 중에 모델 파라미터를 반복적으로 업데이트하도록 구성된다. 경시적인 관찰을 사용하면, 칼만 필터는 상관되는 에러 기여와 비-상관된 에러 기여를 격리할 수 있고, 따라서 바람 영향(예를 들어 측풍 영향)에 대해서 추정하고 보정할 수 있다.
칼만 필터가 바람을 3차원으로 모델링하도록 구성될 수도 있는 한편, 바람은 특히 측풍이며 측풍이 중요하다. 발사체는 일반적으로 종방향으로 많은 에너지/모멘텀을 갖고 축방향 바람은 일반적으로 발사체 자세에 상당히 영향을 주지 않을 것이다. 역으로, 측풍은 일반적으로 자세(특히 헤딩)를 교란하고 따라서 칼만 필터는 어떤 실시예에서 측풍을 모델링하도록 구성될 수도 있다. 이것은, 단지 2 차원으로(헤딩 및 엘리베이션에 양자 대한 교란을 모델링) 또는 1 차원으로(헤딩에만 영향을 주는 교란을 모델링) 바람을 모델링함으로써 될 수도 있다.
어떤 실시예에서, 상기 제어기는 상기 칼만 필터를 위한 초기 조건으로서 상기 필터에 기상 데이타를 제공하도록 구성될 수도 있다. 이 경우에, 프로세스는 이러한 데이타가 이용가능할 때 기상 조건의 사전 지식을 활용할 수 있다. 이것은 필터 내에 저장되는 측풍 속도의 선험적 추정값으로서 제공될 수도 있고, 필터는 다음으로 이 선험적 추정값에서 에러에 대해서 추정하고 보정한다.
제어기는 상기 롤 자이로 출력에 직접적으로 상기 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 적용도록 구성되고, 그리고 자세 통합 유닛에 상기 롤 각도 보정을 적용하도록 구성될 수도 있다.
바람직하게는 롤 자이로는 MEMS(마이크로 전자 기계 시스템) 자이로이다. 3개의 자이로 모두는 MEMS 자이로일 수도 있다. 어떤 실시예에서, 롤 자이로는 100 백만분율보다 더 큰 레이트 스케일 팩터 에러를 갖는 MEMS 자이로일 수도 있다. 어떤 실시예에서, 레이트 스케일 팩터 에러는 1000 백만분율보다 더 클 수도 있다. 스케일 팩터 에러는 피드백 시스템에 의해서 보정될 수 있기 때문에, 높은 스케일 팩터 에러가 용인될 수 있다. 따라서, 더 낮은 품질, 더 저가의 구성요소가 사용될 수 있어, 뛰어난 정확성을 유지하면서 시스템의 비용을 감소시킬 수 있다. 특히 이 저렴한 자이로는 궁극적으로 향상된 프로세싱 및 정확성을 얻기 위해서 칼만 필터와 사용될 수 있다.
어떤 실시예에서, 시간의 함수로서 피치 각도 및 요 각도에 대한 예상되는 값은 평면 탄도 비행으로부터 예상되는 것에 대응할 수도 있다. 평면 탄도 비행은, 기체에 작용하는 의미 있는 힘이 단지 중력 및 종방향 축선으로 작용하는 공기역학적 항력일 때 귀결되는 궤도를 가리킨다. 일반적으로, 다른 힘이 항상 존재할 것이다. 이것들 중 일부는 작거나 또는 기체의 롤링 운동 때문에 중립적인 편향(neutral deflection) 효과를 가질 것이다. 측풍의 영향과 같은 다른 것은 보정의 후속 단계에서 칼만 필터에 의해서 보상될 수 있다. 그러나, 초기 오일러 각도 필터의 목적을 위해서, 탄도 비행 궤적은 실질적으로 일 평면상에 있는 것으로 간주될 것이고, 이러한 비행 동안에 헤딩 각도(요 각도)는 이 비행 지속기간 동안에 변화될 것으로 예상되지 않는다. 동시에, 엘리베이션 각도(피치 각도)는, (전형적으로 종방향인) 스핀되는 발사체가 그 궤적에 대해서 접선으로 배향되는 경향이 있기 때문에 비행 내내 알려진 레이트로 감소되는 것으로 예상된다. 이 비행은 더욱 복잡한 비행 플랜의 일 단계일 수도 있으며, 연속된 단계들이 평면 궤적으로부터 벗어나는 보정적인 거동을 포함시킬 수도 있다는 점에 주의한다.
예상되는 요 각도 및 피치 각도에 대해서 평면 탄도 헤딩 각도 및 엘리베이션 각도를 사용하는 것은 시스템이 예상되는 탄도 궤도로부터 계산된 요 각도 및 피치 각도의 임의의 편차를 롤 각도 계산에서의 에러로부터 기인했다고 다룬다는 것을 의미한다. 오일러 각도 필터는 칼만 필터에 추가적인 프로세싱을 위해서 제공되는 롤 각도 에러를 생성하기 위해서 이 가정을 사용한다.
바람직하게는, 롤 각도 에러는, 접선이 계산된 피치 각도의 변화율에 대한 계산된 요 각도의 변화율의 비율인 각도로서 계산된다. 어떤 실시예에서, 비는 기하학적 정의 때문에 음의 부호를 포함할 수도 있다. 예를 들어, 롤 각도 에러는, 접선이 계산된 피치 각도의 변화율의 음수에 대한 계산된 요 각도의 변화율의 비율인 각도로서 계산될 수도 있다.
관성 측성 시스템은 상기 요 각도의 변화율 및 상기 피치 각도의 변화율의 계산 전에 상기 요 각도 및 상기 피치 각도에서 변화의 고주파수 성분을 걸러 내도록 구성되는 로우 패스 필터를 더 포함할 수도 있다. 로우 패스 필터의 시간 상수는 높은 롤 레이트로 증가될 수도 있고 낮은 롤 레이트로 감소될 수도 있다.
순수하게 평면 궤도를 따르지 않으나, 여전히 예측가능한 궤도를 따르는 발사체의 경우에, 예상되는 요 각도 및 피치 각도(또는 각도 레이트)는 비행 내내 여전히 기준 값으로서 사용될 수 있다. 하나의 이러한 실시예는 (초당 100 회전보다 더 큰) 매우 높은 레이트로 스핀되는 스핀-안정화된 포탄일 수 있으며, 이것은 쉘의 코스를 편향시키도록 작용하는 많은 힘으로 귀결된다. 기준 값으로부터 요 각도 및 피치 각도(또는 각도 레이트)의 임의의 편차는 롤 각도 계산의 에러로부터 귀결되었다고 간주될 수 있다. 이러한 경우에, 미리-계산된 배행 궤도 정보가 탑재된 항법 시스템에 로딩된다. 이것은 비행 경로 보조 테이블(Flight path aiding table; FPAT) 또는 유사한 것의 형태일 수도 있다. 많은 발사체/탄환에 대해서, 발사 지점으로부터 타겟까지의 개연성 있는 비행 궤도가 발사전 미션 계획 프로세스 동안에 성립된다. 이 프로세스는 일반적으로, 비행 시간의 함수로서 발사체의 예상되는 위치, 속도 및 자세를 설명하는 표 형태 데이타(FPAT)를 생성한다. 이 데이타는 발사체로 이송될 수 있고, 비행 동안에 항법/유도와 관련된 다양한 목적을 위해서 사용될 수도 있다. 예상되는 요 및 피치 값은 필요에 따라 비행 동안에 계속적으로 참조될 수 있다. 따라서, 시간의 함수로서 피치 및 요 각도에 대한 예상되는 값은, 비-평면일 수도 있는 미리-계산된 비행 궤도 정보로부터 취해질 수도 있다. 각도 레이트는, 만약 사용된다면, 이 정보에 포함되거나 또는 이로부터 계산될 수도 있다.
롤 축선 자이로 스케일 팩터 에러 및 롤 각도 보정을 보정하는 여기서 설명되는 프로세스는 다른 시스템에 대해서 상보적이고 이들과 조합되어 사용될 수 있거나 또는 독립된 시스템으로서 사용될 수 있다.
위에서 설명된 바와 같이, 시스템은 단순한 또는 복잡한 시스템 중 하나와 사용될 수도 있으며, 롤 스케일 팩터 에러 보정은 단지 피드백 엘리먼트이거나 또는 다른 보정 및/또는 피드백 메커니즘에 상보적일 수도 있다. 그러나, 어떤 바람직한 실시예에서, 관성 측정 시스템은 선형 가속도계를 갖지 않는다. 이러한 실시형태에 요구되는 하드웨어(즉, IMU)는 더욱 복잡한 IMU, 예를 들어 6 자유도 IMU에 비하여 덜 비싸다. 다른 바람직한 실시에에서, 시스템은 단지 각도 레이트 측정 장치, 예를 들어 자이로만을 갖는다.
어떤 실시예에서, 상기 롤 각도 보정 및 롤 스케일 팩터 보정은 임의의 유도 작용이 시작되기 전에 단지 적용될 수도 있다.
다른 양태에 따르면, 이 개시는 스핀되는 발사체를 위한 관성 측정 시스템에서 롤 각도를 보정하는 방법을 제공하며, 이 방법은: 롤 각도, 피치 각도 및 요 각도를 포함하는 현재 발사체 자세를 계산하고; 상기 계산된 피치 각도 및 요 각도와 예상되는 피치 각도 및 요 각도 사이의 차이를 근거로 롤 각도 에러를 계산하고; 상기 롤 각도 에러를 칼만 필터에 입력으로서 제공하고, 상기 칼만 필터는 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 출력하고; 그리고 상기 계산된 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 롤 자이로의 출력에 적용하되; 상기 칼만 필터는 롤 레이트 및 하나 이상의 바람 변수의 함수로서 롤 각도 에러를 모델링한다.
다른 양태에 따르면, 이 개시는 종방향 발사체를 위한 관성 항법 시스템에서 롤 각도를 보정하는 방법을 제공하며, 이 방법은: 롤 각도, 피치 각도 및 요 각도를 포함하는 현재 발사체 자세를 계산하고; 상기 피치 각도 및 요 각도의 변화율을 계산하고, 이를 예상되는 변화율과 비교하고; 이 비교의 결과를 사용하여 롤 각도 에러를 계산하고, 칼만 필터에 입력으로서 이를 제공하고, 상기 칼만 필터는 롤 각도 보정을 계산된 자세에 그리고 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 출력하고; 그리고 상기 계산된 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 상기 롤 자이로 출력에 적용하되; 상기 칼만 필터는 롤 레이트 및 하나 이상의 바람 변수의 함수로서 롤 각도 에러를 모델링한다.
시스템에 관련된 상술된 바람직한 특징 모두는 이 대응하는 방법에 동등하게 적용가능하다. 바람직한 실시예에서, 방법 및 시스템은 특히 높은 롤 레이트 발사체, 즉 비행 동안에, 예를 들어 5 회전/초 초과, 10 회전/초 초과, 또는 15 회전/초 초과의 높은 롤 레이트가 부여되도록 의도된 발사체에 적용가능하다.
이제, 하나 이상의 비-제한적인 실시예가, 단지 예시로서, 그리고 첨부된 도면을 참조하여 설명될 것이며, 여기서:
도 1a는 비행 중인 발사체를 도시하고;
도 1b는 발사체의 자세를 도시하고;
도 2는 관성 항법 시스템을 도시하고; 그리고
도 3은 롤 제어 프로세스를 상세히 도시한다.
도 1a는 비행 중인 발사체를 도시하고;
도 1b는 발사체의 자세를 도시하고;
도 2는 관성 항법 시스템을 도시하고; 그리고
도 3은 롤 제어 프로세스를 상세히 도시한다.
아래는, 롤링하는 발사체(100)에 적합한 관성 측정 유닛(IMU)을 위한 롤 축선 레이트 자이로 스케일 팩터의 비행 중 캘리브레이션(즉, 측정하고 보정하는 것)을 행하는 방법을 설명한다.
도 1a는 비행 중인 로켓(100)을 도시한다. 로켓의 궤적(110)은 파선으로 도시된다. 로켓(100)은 노우즈(101), 핀(fin; 103)을 갖는 테일(102)을 갖는다. 핀(103)은 정적인 것일 수도 있거나, 또는 핀은 로켓(100)의 비행 경로를 변경하게끔 방향 제어를 제공하도록 움직일 수도 있다.
관성 항법 용어에 있어서, 바디/플랫폼의 배향은 3개의 오일러 각도, '헤딩(heading)', '엘리베이션(elevation)' 및 '뱅크(bank)'로 설명된다. 동등한 용어 '요(yaw)', '피치(pitch)' 및 '롤(roll)'이 또한 사용된다. 일반적으로 용어 '자세'를 사용하여 바디 배향을 가리킨다. 비록 엄격하게 말하면 용어 '자세'는 단지 엘리베이션 각도 및 뱅크 각도를 가리키나, 이 문헌에서 더욱 일반적인 정의가 사용된다. 따라서, 이 문헌에서, 용어 '자세'는 헤딩, 엘리베이션 및 뱅크 (또는 동등하게 요, 피치 및 롤) 3개를 모두 가리킨다.
도 1b에서, 로켓(100)의 자세(125)는 기준 항법 프레임의 축(120)에 대해서 도시된다. 수평 평면상에 대한 자세(125)의 투영이 점선(126)에 의해서 도시된다. 로켓의 헤딩 또는 요 각도는 각도(121)에 의해서 도시되고, 로켓의 엘리베이션 또는 피치 각도는 각도(122)에 의해서 도시되고, 종방향 축선 둘레의 로켓의 뱅크 또는 롤 각도는 화살표(123)에 의해서 표시된다. 로켓(100)은 도시된 바와 같이 뒤로부터 보여질 때 반시계 방향으로 회전된다.
도 2는, 어떻게 롤 각도 보정 및 스케일 팩터 에러 추정 프로세스가 노말(nomal) 자세 통합 프로세스에 포함되는지를 일반적인 방식으로 도시한다. 관성 항법 시스템(200)의 로(raw) 입력은, 각각 210, 211, 212에서 표시되는 바디 장착식 자이로스코프로부터의 롤 레이트, 피치 레이트 및 요 레이트이다.
표준 항법 시스템에 있어서(잠시 이 실시예의 추가적인 롤 제어 기능을 무시함), 자이로스코프 출력(210, 211, 212)은 자세 통합 함수(integration function; 225)에 의해서 통합된다.
도 2는, 표준 관성 스트랩다운 프로세스(실선으로 도시되고 있는 표준 프로세스)로 존재하는 노말 자세 통합 함수(225)와 함께 2 개의 추가적인 프로세스(250, 260)를 관련시키는 전체적인 아키텍쳐를 표시한다. 제1 추가적인 프로세스 (오일러 각도 레이트 필터(250))는 자세 통합 함수(225)에 의해서 생성되는 오일러 각도를 모니터하고, 뱅크 각도 에러를 위한 값을 추정하고; 이 추정값은, 뱅크 각도 및 롤 레이트 스케일 팩터에 적용되는 보정을 유도하는 칼만 필터(260)로 (자세 정보와 함께) 이동된다. 롤 각도 보정은 자세 통합 유닛(225)에 적용되고, 롤 스케일 팩터 보정은 롤 자이로의 출력(210)에 적용된다.
먼저 언급된 바와 같이, 이 실시예는 기능하기 위해서 선형 가속도계를 요구하지 않는다. 그러나, 바디 장착식 선형 가속도계가 제공되는 좀 더 복잡한 시스템에 있어서, 자세 통합 함수는 또한 지구 자전 보정(earth rate correction), 트랜스포트 레이트 보정(transport rate correction), 코리올리 및 구심 보정 및 중력 보정과 같은 다른 보정을 고려할 수도 있다. 이러한 보정 각각은 가속도계로부터 유도되는 위치 및 속도 데이타에 근거한다. 기준 프레임 사이의 이 보정 및 관련된 변환은 모두 잘 알려져 있고 이해되며, 따라서 여기서 더 설명되지 않을 것이다. 그러나, 이해를 돕기 위해서, 기호가 도 2 및 도 3에서의 기호가 다음 의미를 갖는다:
φ에러
뱅크(롤) 각도 에러 추정치
오일러 각도 레이트 필터 추정 프로세스(250) 및 칼만 필터(260)가 , 실선으로 표시된 종래의 자세 통합 함수(225)에 대한 부가로서, 도 2에 파선으로 표시된다. 이 완전 프로세스는, 롤 레이트가 전형적으로 높은(예를 들어, 10Hz 내지 20Hz) 때인, 지표 발사 로켓 또는 다른 높은 롤-레이트 발사체의 초기 비행 단계 동안의 동작에 적합하다.
도 2의 관성 항법 시스템(200)은 자세 통합 함수로부터의 2개의 출력(엘리베이션 각도
및 헤딩
각도)을 결합하여 지배적인 롤 각도 에러를 추정한다. 칼만 필터(260)는, 이 에러 추정치를 자세 통합 함수(225)의 출력 및 롤 레이트와 결합하여 롤 각도 에러에 대한 최적 추정값 및 롤 자이로 스케일 팩터 에러를 계산하며, 이 최적 추정값은 다음으로 자세 통합 함수에 다시 제공되고, 롤 자이로 스케일 팩터 에러는 다음으로 롤 축선 레이트 측정값을 보정하도록 이용가능하다.
도 3은 관성 항법 시스템(200)을 더욱 상세히 도시한다.
오일러 각도 레이트 필터 함수(250)의 상세가 도 3에서 파선에 의해서 표시된다. 파라미터 φ에러 (330)는 엘리베이션 및 헤딩 오일러 각도로부터 유도된다(
및 
). 오일러 각도 레이트 필터(250)는 자세 통합 함수(225)에 의해서 계산되는 엘리베이션 각도 및 헤딩 각도를 사용하고, 그리고 순차적으로 로우 패스 필터(315), 시간 미분(320), 배율 함수(325) 및 역 탄젠트 함수(327)를 적용하여 즉각적인 뱅크 각도 에러(330)를 추정한다.
좀 더 구체적으로 오일러 각도 레이트 필터(250)는 다음 방식으로 동작된다:
φ에러는 존재하는 뱅크(롤) 각도에 대한 보정의 잠정적인 추정값으로 유도되고, 이 보정은, 자세 통합 모듈(225)로부터 계산되는 바와 같은 헤딩(요) 레이트와 엘리베이션 (피치) 레이트 사이의 비이다. 달리 말하면, 잠정적인 뱅크 각도 에러는 삼각법 접선으로 엘리베이션(피치) 레이트에 대한 헤딩(요) 레이트의 비를 갖는 각도이다. 이 계산은, 로켓 궤적이 순수한 평면이라는 가정, 즉 비행 내내 동일한 고정된 헤딩을 유지한다는 가정에 근거한다. 이러한 비행에서 엘리베이션 각도는 또한 일정한, 예측가능한 레이트로 감소할 것으로 예상된다. 이 계산은, 헤딩(요) 각도에서 임의의 편차가 뱅크(롤) 각도 계산에서의 에러를 통해서 발생했었을 것이라는 가정에 근거한다. 그러나, 이 기술은 예상된 헤딩 프로파일의 기존 지식을 사용하여 비-평면 궤적을 포함하는 응용(예를 들어, 스핀되는 포탄 쉘)에 연장될 수도 있다. 이러한 경우에, 유사한 계산은, 기대된/예측된 헤딩(요) 각도와 비교되는 계산된 헤딩(요) 각도의 편차를 사용하여 그리고 임의의 이러한 편차가 뱅크(롤) 계산에서의 에러를 통해서 발생된다고 가정하여 될 수 있다.
헤딩(요) 레이트 및 엘리베이션(피치) 레이트는 자세 통합 모듈(225)로부터의 헤딩(요) 각도 및 엘리베이션(피치) 각도의 로-패스 필터된 형태의 시간 도함수로서 계속적으로 계산된다.
도 3을 참조하면, 헤딩(요, Ψ) 각도 및 엘리베이션(피치, θ) 각도는 자세 통합 모듈(225)로부터 추출되고, 원하지 않는 고주파수 성분을 필터링하는 로 패스 필터(315)에 공급된다. 엘리베이션(피치) 각도, 
및 헤딩(요) 각도의 시간 도함수는 
시간-도함수 모듈(320)에 의해서 계산되고, 이 시간 도함수의 비는 비율 모듈(325)에서 계산된다. 비율은 잠정적인 롤 각도 에러(φ에러; 330)로서 출력된다.
잠정적인 롤 각도 에러(330)는 시스템 상태의 충분하게 안정된 측정치인 값이고, 칼만 필터(260)가 이것을 향상시키기 위해서 사용될 수 있다.
이 실시예는, 롤 레이트 및 롤 축선 자이로 스케일 팩터 에러의 조합, 및 바람 영향으로부터 일어나는 뱅크 각도 에러(φ에러)의 성장을 결정하는 오일러 각도 필터(250)의 능력을 활용한다. 기존 시스템에서, φ에러가, 롤 레이트와 단순한 관계를 갖는 또는 실질적으로 고정된 필터 게인을 사용하는 뱅크 각도 보정 및 롤 축선 자이로 스케일 팩터 보정을 계산하기 위해서 사용된 반면, 이 경우에 칼만 필터(260)는 시변 게인을 계산한다. 이 접근은 몇가지 이익을 제공한다; 뱅크 각도 보정 및 롤 축선 자이로 스케일 팩터 보정은 넓은 범위의 동작 조건 하에서 더욱 정화하고 더욱 빠르게 계산되고, 그리고 필터(260)는 그렇지 않다면 크게 성능을 악화시킬 수도 있는 측풍 효과에 대해서 보정하고 추정하도록 구성될 수 있다.
위에서 논의된 바와 같이, 비행 중 측풍의 존재는, 일반적으로 측풍이 롤 각도 에러만에 의해서 일어나는 유사한 변경으로부터 구별가능하지 않은 변경을 계산된 헤딩 및 피치 각도에 생성할 것이기 때문에 롤 각도/스케일 팩터 보정 프로세스의 정확성에 영향을 줄 것이다. 많은 적용에 있어서, 플랫폼의 회전 레이트는 가변이고 (예를 들어, 비행 중 공기 저항 때문에 롤 레이트가 점진적으로 감소된다) 그리고 우선하는(underlying) 롤 레이트 스케일 팩터는 롤 레이트와 상관되는 에러 효과를 생성한다. 대비하여, 바람의 영향은 일반적으로 상대적으로 일정하다. 경시적인 관찰을 사용하면, 칼만 필터(260)는 상관된 여러 기여와 비-상관된 에러 기여를 격리할 수 있고, 따라서 측풍 영향에 대해서 추정하고 보정할 수 있다.
칼만 필터(260)는 롤 각도 에러, 롤 스케일 팩터 에러와 바람 영향 사이 관계의 모델을 사용한다. 시스템 상태의 측정 (또는 관찰)과 함께 이 모델을 사용하면, 칼만 필터(260)는 롤 각도 에러 추정값(330)을 오일러 각도 레이트 필터(250)로부터 롤 레이트 스케일 팩터 및 롤 각도의 보정으로 변환시킬 수 있다. 이 모델을 사용하면, 칼만 필터(260)는 측풍의 해로운 영향을 격리하고 보정할 수 있다. 측풍이 (헤딩 각도 및 엘리베이션 각도에서 편차를 유발함으로써) 만드는 롤 각도 에러에 대한 기여를 식별함으로써, 칼만 필터는 우세한 측풍의 추정값을 유지할 수 있어, 남은 롤 각도 에러가 좀 더 정확하게 롤 자이로스코프의 스케일 팩터 에러에 의해 기인되는 것을 허여하고, 따라서 자이로스코프 출력, 자세 통합 유닛(225) 및 모든 후속 항법적 프로세싱의 정확성을 향상시킬 수 있다. 추가적으로, 측풍이 롤 각도 에러에 주는 영향을 식별하면, 계산된 자세 해결책에 직접적으로 적용되는 롤 각도 보정의 정확성이 최대화된다.
비록 칼만 필터(260)가 잠정적인 롤 레이트 스케일 팩터 추정(330)에만 의존하는 간단한 모델을 사용할 수도 있으나, 바람직하게는 이용가능하다면 더 많은 정보를 고려한다. 도 3에 도시된 바와 같이, 칼만 필터는 또한 자이로로부터 직접 롤 레이트(210), 자세 통합 모듈(225)로부터 계산된 헤딩 또는 엘리베이션 각도(θ 및 Ψ), 다른 바디 장착식 가속도계(이용가능하다면)로부터 제공되는 바디 특정 힘 및 기상학 데이타(이용가능하다면)를 입력으로서 수신한다.
기상 데이타는 항상 이용가능하지 않을 수도 있도 있으나, 만약 이것이 이용가능하다면 (예를 들어, 만약 이것이 발사 전에 시스템에 로딩될 수 있다면), 이것은 측풍 영향의 선험적 추정값으로서, 예를 들어 측풍 속도의 선험적 추정값으로서 사용될 수 있고, 그리고, 예를 들어 초기 조건으로서 필터(260) 내에 저장될 수 있다. 필터(260)가 처리되기 시작함에 따라, 필터는 다음으로 이 선험적 추정값의 에러에 대해서 추정하고 보정한다.
이 개시는 맞춤형 칼만 필터링 기술이 뱅크 각도 에러 관찰 프로세스로부터 최대의 이익을 유도하도록 채용되는 점에 있어서 기존의 구성 상에서 향상이다. 이익은, 존재하는 구성이 특정 궤도를 위해서 조율되나, 이 아키텍쳐로는 프로세스가 리얼 타임으로 궤도 특성에 응답하고, 그리고 따라서 더 넓은 범위의 상이한 미션을 수용할 수 있다는 점이다. 자세 각도 에러 및 롤 축선 스케일 팩터 에러는 이 실시형태를 사용하여 더 작고 더 짧은 편차를 보인다. 여기서 설명되는 실시예의 중요한 이익은 측풍 효과에 대해서 추정하고 보정하는 칼만 필터(620)의 능력이다. 바람 영향이 어떤 비행 조건 하에서 매우 중요할 수도 있기 때문에, 이것은 성능을 크게 향상시키는 잠재력을 갖는다.
여기서 설명되는 프로세스는, 비행 궤적에서 초기부터 그리고 연장된 높은 롤 레이트 조건 하에서 롤 레이트 스케일 팩터 에러를 교정하는 능력을 제공함으로써 향상된 기술을 적용하고 그리고 향상된 성능을 달성한다. 프로세스는 IMU 롤 축선 스케일 팩터 에러에 대한 더 정확하고 더 빠른 보정(특히 칼만 필터(260)가 전형적으로 신속하게 수렴하기 때문에)으로 귀결된다. 추가적으로, 이 프로세스는 완전한 항법 해결책에 의존할 필요가 없고(예를 들어, 선형 가속도계에 반드시 의존하는 것이 아니다), 그리고 더 간단한 유도 적용 및 레이트-온리(rate-only) IMU에 적용될 수 있고, 따라서 비용을 절약하고 실시형태를 간소화할 수 있다.
Claims (15)
- 스핀되는 발사체를 위한 관성 측정 시스템에 있어서,
상기 발사체의 상기 스핀 축선에 실질적으로 평행하게 배향되는 제1, 롤 자이로;
제2 자이로 및 제3 자이로로서, 축이 3차원 좌표 시스템을 정의하도록 상기 롤 자이로에 대해서 상기 축이 배열되는, 상기 제2 및 제3 자이로;
제어기로서, 상기 제1, 제2 및 제3 자이로의 출력으로부터 현재의 발사체 자세를 계산하고, 상기 계산된 자세는 롤 각도, 피치 각도 및 요 각도를 포함하고; 상기 계산된 피치 각도 및 요 각도와 예상되는 피치 각도 및 요 각도 사이의 차이에 근거한 롤 각도 에러를 계산하고; 상기 롤 각도 에러를, 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 출력하는 칼만 필터에 입력으로서 제공하고; 그리고 상기 계산된 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 상기 롤 자이로의 상기 출력에 적용하도록 구성되는, 상기 제어기;를 포함하되,
상기 칼만 필터는 롤 레이트 및 하나 이상의 바람 변수의 함수로서 롤 각도 에러를 모델링하는, 관성 측정 시스템. - 청구항 1에 있어서, 상기 칼만 필터는, 롤 레이트와 상관된 성분 및 바람 효과와 상관된 별개의 성분을 갖는 것으로 롤 각도 에러를 모델링하는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 칼만 필터는 사용시 상기 모델 파라미터를 반복적으로 업데이트하는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 제어기는 상기 칼만 필터를 위한 초기 조건으로서 상기 필터에 기상 데이타를 제공하도록 구성되는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 제어기는 상기 롤 자이로 출력에 직접적으로 상기 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 적용도록 구성되고, 그리고 자세 통합 유닛에 상기 롤 각도 보정을 적용하도록 구성되는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 롤 자이로는 MEMS 자이로인, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 비행 시간의 함수로서 상기 예상된 피치 각도 및 요 각도는 평면 탄도 비행으로부터 예상되는 값에 대응하는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 7에 있어서, 상기 롤 각도 에러는 접선이 상기 계산된 피치 각도의 변화율에 대한 상기 계산된 요 각도의 변화율의 비율인 각도로서 계산되는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 8에 있어서, 상기 요 각도의 변화율 및 상기 피치 각도의 변화율의 계산 전에 상기 요 각도 및 상기 피치 각도에서 변화의 고주파수 성분을 필터링 아웃시키도록 구성되는 로우 패스 필터를 더 포함하는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 비행 시간의 함수로서 피치 각도 및 요 각도에 대한 상기 예상되는 값은 비-평면일 수도 있는 선-계산 비행 궤적으로부터 취해지는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 시스템은 선형 가속도계를 갖지 않는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 롤 각도 보정 및 롤 스케일 팩터 보정은 임의의 유도 작용이 시작되기 전에 단지 적용되는, 관성 측정 시스템.
- 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 제어기는 상기 계산된 피치 각도 레이트 및 요 각도 레이트와 예상된 피치 각도 레이트 및 요 각도 레이트 사이의 차이에 기초한 상기 롤 각도 에러를 계산하도록 구성되는, 관성 측정 시스템.
- 스핀되는 발사체를 위한 관성 측정 시스템에서 롤 각도를 보정하는 방법에 있어서,
롤 각도, 피치 각도 및 요 각도를 포함하는 현재 발사체 자세를 계산하고;
상기 계산된 피치 각도 및 요 각도와 예상되는 피치 각도 및 요 각도 사이의 차이에 근거한 롤 각도 에러를 계산하고;
상기 롤 각도 에러를, 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 출력하는 칼만 필터에 입력으로서 제공하고; 그리고
상기 계산된 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 롤 자이로의 상기 출력에 적용하되;
상기 칼만 필터는 롤 레이트 및 하나 이상의 바람 변수의 함수로서 롤 각도 에러를 모델링하는, 롤 각도를 보정하는 방법. - 종방향 발사체를 위한 관성 항법 시스템에서 롤 각도를 보정하는 방법에 있어서,
롤 각도, 피치 각도 및 요 각도를 포함하는 현재 발사체 자세를 계산하고;
상기 피치 각도 및 요 각도의 변화율을 계산하고, 이 변화율을 사용하여 롤 각도 에러를 계산하고 그리고 이를 칼만 필터에 입력으로서 제공하고, 상기 칼만 필터는 롤 각도 보정 및 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 출력하고; 그리고
상기 계산된 롤 각도 보정을 상기 계산된 자세에 그리고 상기 롤 레이트 스케일 팩터 보정을 상기 롤 자이로 출력에 적용하고;
상기 칼만 필터는 롤 레이트 및 하나 이상의 바람 변수의 함수로서 롤 각도 에러를 모델링하는, 롤 각도를 보정하는 방법.
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102163426B1 (ko) * | 2019-05-13 | 2020-10-07 | 주식회사 풍산 | 가속도를 이용한 가속도 센서의 이격거리 산출 방법 및 컴퓨터 프로그램 |
| KR102231030B1 (ko) * | 2019-10-30 | 2021-03-23 | 국방과학연구소 | 경사진 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법 |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2557882A (en) * | 2016-06-20 | 2018-07-04 | Atlantic Inertial Systems Ltd | Inertial Navigation System |
| GB2565264B (en) * | 2017-05-23 | 2022-03-09 | Atlantic Inertial Systems Ltd | Inertial navigation system |
| RU2661446C1 (ru) * | 2017-08-16 | 2018-07-16 | Сергей Анатольевич Черенков | Способ определения навигационных параметров объекта и бесплатформенная инерциальная навигационная система для осуществления способа |
| KR101833242B1 (ko) * | 2017-10-12 | 2018-03-02 | 엘아이지넥스원 주식회사 | 비행체 항법 제어 시스템 및 방법 |
| KR101846019B1 (ko) | 2017-10-12 | 2018-04-05 | 엘아이지넥스원 주식회사 | 비행체 위치 산출 장치 및 방법 |
| CN108181919B (zh) * | 2018-01-11 | 2020-11-03 | 哈尔滨模豆科技有限责任公司 | 一种基于卡尔曼滤波的小型运输器姿态控制方法 |
| CN110008502B (zh) * | 2019-01-29 | 2022-07-15 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法 |
| JP7086144B2 (ja) * | 2019-07-26 | 2022-06-17 | 国立大学法人信州大学 | 移動体、探査測量装置および探査測量方法 |
| CN110986928B (zh) * | 2019-10-29 | 2021-08-20 | 成都纵横自动化技术股份有限公司 | 光电吊舱三轴陀螺仪漂移实时修正方法 |
| CN111141279B (zh) * | 2019-12-20 | 2022-07-01 | 北京小马慧行科技有限公司 | 行车轨迹的处理方法及装置 |
| CN111046499B (zh) * | 2019-12-27 | 2023-08-04 | 广州中科宇航探索技术有限公司 | 一种确定速率陀螺安装位置的方法及系统 |
| CN112815942B (zh) * | 2020-12-29 | 2023-08-04 | 广东空天科技研究院 | 一种临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法及系统 |
| CN116067394A (zh) * | 2020-12-31 | 2023-05-05 | 福建星海通信科技有限公司 | 一种系统性调制惯导系统误差的方法及终端 |
| US11790793B2 (en) * | 2021-01-08 | 2023-10-17 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for model based vehicle navigation |
| CN112946313B (zh) * | 2021-02-01 | 2022-10-14 | 北京信息科技大学 | 二维弹道脉冲修正弹的滚转角速率的确定方法及装置 |
| US11781836B2 (en) * | 2021-03-04 | 2023-10-10 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for model based inertial navigation for a spinning projectile |
| CN113203415B (zh) * | 2021-04-12 | 2022-05-17 | 北京航空航天大学 | 一种原子陀螺导航系统及其导航解算方法 |
| CN113447025B (zh) * | 2021-06-28 | 2022-07-29 | 北京航天控制仪器研究所 | 基于克雷洛夫角的惯性导航高精度姿态角解算方法和系统 |
| CN113701752A (zh) * | 2021-08-27 | 2021-11-26 | 浙江大学 | 一种旋转弹用全捷联姿态测量装置及方法 |
| CN116086252A (zh) * | 2022-11-30 | 2023-05-09 | 北京理工大学 | 一种含线偏差测量噪声的滚转导弹滚转角测量误差估计方法 |
Family Cites Families (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06229772A (ja) * | 1993-02-04 | 1994-08-19 | Hitachi Ltd | 積分型センシング装置 |
| US5886257A (en) * | 1996-07-03 | 1999-03-23 | The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. | Autonomous local vertical determination apparatus and methods for a ballistic body |
| US6389333B1 (en) * | 1997-07-09 | 2002-05-14 | Massachusetts Institute Of Technology | Integrated flight information and control system |
| JP4199553B2 (ja) * | 2003-02-03 | 2008-12-17 | 古野電気株式会社 | ハイブリッド航法装置 |
| US7451021B2 (en) * | 2003-05-06 | 2008-11-11 | Edward Wilson | Model-based fault detection and isolation for intermittently active faults with application to motion-based thruster fault detection and isolation for spacecraft |
| FR2855258B1 (fr) * | 2003-05-19 | 2006-06-30 | Giat Ind Sa | Procede de controle de la trajectoire d'un projectile girant |
| US7410130B2 (en) * | 2003-12-03 | 2008-08-12 | The Boeing Company | Star-tracker-based attitude determination for spinning spacecraft |
| US7665695B2 (en) * | 2003-12-03 | 2010-02-23 | The Boeing Company | Unified attitude control for spacecraft transfer orbit operations |
| US7546983B2 (en) * | 2003-12-03 | 2009-06-16 | The Boeing Company | Spacecraft power acquisition method for wing-stowed configuration |
| US20050217127A1 (en) * | 2004-04-05 | 2005-10-06 | Prueftechnik Dieter Busch Ag | Measurement device and method for determining the three-dimensional orientation of a body relative to two horizontal reference directions |
| EP1872087A4 (en) * | 2005-04-19 | 2012-10-17 | Jaymart Sensors Llc | MINIATURED INERTIA MEASURING UNIT AND ASSOCIATED PROCEDURES |
| US8239162B2 (en) * | 2006-04-13 | 2012-08-07 | Tanenhaus & Associates, Inc. | Miniaturized inertial measurement unit and associated methods |
| FR2936598B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2010-11-12 | Mbda France | Systeme de guidage d'un projectile |
| US8047070B2 (en) | 2009-09-16 | 2011-11-01 | Raytheon Company | Fast response projectile roll estimator |
| US8577607B2 (en) * | 2010-09-13 | 2013-11-05 | California Institute Of Technology | GPS/INS sensor fusion using GPS wind up model |
| US8344303B2 (en) * | 2010-11-01 | 2013-01-01 | Honeywell International Inc. | Projectile 3D attitude from 3-axis magnetometer and single-axis accelerometer |
| US9170105B1 (en) * | 2010-12-23 | 2015-10-27 | Lockheed Martin Corporation | System and method for improved accuracy gyro rate sensing |
| US8868323B2 (en) * | 2011-03-22 | 2014-10-21 | Honeywell International Inc. | Collaborative navigation using conditional updates |
| US20130018582A1 (en) * | 2011-07-13 | 2013-01-17 | Miller Paul A | Inertial Navigation Common Azimuth Reference Determination System and Method |
| SE536253C2 (sv) * | 2011-09-20 | 2013-07-16 | Bae Systems Bofors Ab | Metod och gnc-system för bestämning av anfallsvinkel |
| US8768647B1 (en) * | 2011-09-21 | 2014-07-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | High accuracy heading sensor for an underwater towed array |
| CN104884902B (zh) * | 2012-08-02 | 2018-04-06 | 美新公司 | 用于三轴磁力计和三轴加速度计的数据融合的方法和装置 |
| US9235657B1 (en) * | 2013-03-13 | 2016-01-12 | Johnson Controls Technology Company | System identification and model development |
| GB2526508A (en) * | 2014-02-27 | 2015-12-02 | Atlantic Inertial Systems Ltd | Inertial navigation system |
| US9933473B2 (en) * | 2014-05-21 | 2018-04-03 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | Distributed filtering method for fault diagnosis in a sensor network |
| US9702674B2 (en) * | 2014-08-07 | 2017-07-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Method and apparatus for GPS-denied navigation of spin-stabilized projectiles |
| US9671226B2 (en) * | 2014-12-17 | 2017-06-06 | Honeywell International Inc. | Magnetic sensor calibration for aircraft |
| WO2016104033A1 (ja) * | 2014-12-26 | 2016-06-30 | 古野電気株式会社 | 状態算出装置、状態算出方法、および状態算出プログラム |
| WO2016119056A1 (en) * | 2015-01-28 | 2016-08-04 | Gedex Inc. | Inertial sensing augmentation for navigation of spacecraft |
-
2015
- 2015-12-07 GB GB1521539.5A patent/GB2546241A/en not_active Withdrawn
-
2016
- 2016-11-02 KR KR1020160144859A patent/KR20170067138A/ko not_active Application Discontinuation
- 2016-12-01 EP EP16201730.5A patent/EP3179211B1/en active Active
- 2016-12-07 US US15/371,711 patent/US11112422B2/en active Active
- 2016-12-07 JP JP2016237348A patent/JP6941937B2/ja active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102163426B1 (ko) * | 2019-05-13 | 2020-10-07 | 주식회사 풍산 | 가속도를 이용한 가속도 센서의 이격거리 산출 방법 및 컴퓨터 프로그램 |
| KR102231030B1 (ko) * | 2019-10-30 | 2021-03-23 | 국방과학연구소 | 경사진 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법 |
Also Published As
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| Josey et al. | Spinning Projectile Navigation and Guidance Using Strapdown Seeker |
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