KR20230004102A - 통합 항법 기반의 레이다 자세 추정 방법 및 그를 위한 장치 - Google Patents

통합 항법 기반의 레이다 자세 추정 방법 및 그를 위한 장치 Download PDF

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Abstract

통합 항법 기반의 레이다 자세 추정 방법 및 그를 위한 장치를 개시한다.
본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 방법은, 비행체의 초기 항법정보를 생성하고, 초기 항법정보를 레버암 보정하여 보정 항법정보를 생성하는 복합 항법 처리 단계; 상기 비행체에 설치된 레이다에 대한 레이다 관성정보를 측정하고, 상기 레이다 관성정보를 기반으로 초기 레이다 항법정보를 생성하는 레이다 항법 처리 단계; 상기 보정 항법정보 및 상기 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출하는 항법 오차 산출 단계; 및 상기 레이다 오차 정보를 기반으로 상기 레이다에 대한 최종 레이다 항법정보를 산출하는 최종 자세 추정 단계를 포함할 수 있다.

Description

통합 항법 기반의 레이다 자세 추정 방법 및 그를 위한 장치{Method and Apparatus for Estimating Attitude of Radar Based on Integrated Navigation}
본 발명은 통합 항법을 기반으로 속도 매칭을 통해 레이다의 자세를 추정하는 방법 및 그를 위한 장치에 관한 것이다.
이 부분에 기술된 내용은 단순히 본 발명의 실시예에 대한 배경 정보를 제공할 뿐 종래기술을 구성하는 것은 아니다.
고정익 항공기에 탑재되는 레이다 시스템은 비행하는 항공기의 전방에 위치한 물체를 탐지 및 추적하는 기능을 제공한다. 특히, 능동 전자주사식 위상배열 레이다(AESA: Active Electronically Scanned Array)는 목표물을 탐지하면 짧은 주기로 레이다 빔의 방향을 전환해야 하므로 레이다 시스템의 정확한 항법 정보가 필요하다.
레이다 시스템은 고정익 항공기의 노즈콘(Nose Cone)에 탑재되며 항공기의 항법 시스템과 이격되어 있다. 따라서, 레이다 시스템의 정확한 항법 정보를 항공기의 항법 시스템의 정보로부터 추정하기 어렵다.
최근의 항공기에 탑재되는 레이다 시스템은 자체 항법장치를 보유하여 정확한 항법 정보를 획득한다. 자체 항법장치 중 관성항법장치는 내부의 가속도계와 자이로스코프에서 측정한 가속도와 각속도를 제공하며, 이를 적분하여 위치, 속도 및 자세를 계산한다. 따라서, 적분을 위한 초기값이 필요하고, 관성항법장치의 계산 결과는 시간이 경과할수록 오차가 누적되는 특성을 갖는다.
일반적으로 항공기의 종속 관성항법장치(SINS: Slave Inertial Navigation System)의 초기 자세를 결정하는 과정은 주 관성항법장치(MINS; Master Inertial Navigation System)의 항법 정보를 제공받아 정렬하는 전달정렬 방법을 주로 사용한다. 일반적인 종속 관성항법장치의 초기 자세 결정 동작은 한국등록특허 제10-1988266호, 한국등록특허 제10-1990405호 등에 기재되어 있다.
시간이 경과할수록 주 관성항법장치의 오차가 누적되어 증가하므로 일반적인 종속 관성항법장치의 초기 자세의 오차도 증가하게 되는 문제점이 있다. 또한, 고정익 항공기는 회전익 항공기와 비교할 때 고속 이동 및 큰 선회 등 기동 특성이 다름에 따라 고정익 항공기의 동특성 반영이 필요하나, 이동하는 상태에서 정렬이 필요한 시스템에 적용이 어렵다.
본 발명은 복합 항법 및 관성 항법을 기반으로 속도 매칭을 이용하여 레이다의 자세를 추정하는 통합 항법 기반의 레이다 자세 추정 방법 및 그를 위한 장치를 제공하는 데 주된 목적이 있다.
본 발명의 일 측면에 의하면, 상기 목적을 달성하기 위한 레이다 자세 추정 방법은, 비행체의 초기 항법정보를 생성하고, 초기 항법정보를 레버암 보정하여 보정 항법정보를 생성하는 복합 항법 처리 단계; 상기 비행체에 설치된 레이다에 대한 레이다 관성정보를 측정하고, 상기 레이다 관성정보를 기반으로 초기 레이다 항법정보를 생성하는 레이다 항법 처리 단계; 상기 보정 항법정보 및 상기 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출하는 항법 오차 산출 단계; 및 상기 레이다 오차 정보를 기반으로 상기 레이다에 대한 최종 레이다 항법정보를 산출하는 최종 자세 추정 단계를 포함할 수 있다.
또한, 본 발명의 다른 측면에 의하면, 상기 목적을 달성하기 위한 레이다 자세 추정 장치는, 비행체의 초기 항법정보를 생성하고, 초기 항법정보를 레버암 보정하여 보정 항법정보를 생성하는 복합 항법 장치; 상기 비행체에 설치된 레이다에 대한 레이다 관성정보를 측정하고, 상기 레이다 관성정보를 기반으로 초기 레이다 항법정보를 생성하는 레이다 관성 항법 장치; 및 상기 보정 항법정보 및 상기 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출하는 항법 오차 산출장치를 포함하며, 상기 레이다 항법장치는, 상기 레이다 오차 정보를 기반으로 상기 레이다에 대한 최종 레이다 항법정보를 산출할 수 있다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명은 정확도가 높은 복합 항법(EGI) 기반의 데이터를 이용하여 레이다 관성항법장치(SINS)의 자세를 정확하게 추정할 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 복합 항법(EGI) 기반의 데이터를 이용함에 따라 시간에 따른 적분 오차가 거의 존재하지 않는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 확장형 칼만 필터를 기반으로 더 정확한 센서의 바이어스를 추정할 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 레이다 관성항법장치(SINS)가 기준 좌표계에 대해 정지해 있지 않은 상태에서도 레이다의 자세 추정이 가능한 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치를 개략적으로 나타낸 블록 구성도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치의 동작을 설명하기 위한 블록 구성도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치의 항법 오차 산출 동작을 설명하기 위한 블록 구성도이다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 방법의 항법 오차 산출 동작을 설명하기 위한 순서도이다.
도 6 내지 도 8은 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치의 테스트 결과를 나타낸 도면이다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다. 또한, 이하에서 본 발명의 바람직한 실시예를 설명할 것이나, 본 발명의 기술적 사상은 이에 한정하거나 제한되지 않고 당업자에 의해 변형되어 다양하게 실시될 수 있음은 물론이다. 이하에서는 도면들을 참조하여 본 발명에서 제안하는 통합 항법 기반의 레이다 자세 추정 방법 및 그를 위한 장치에 대해 자세하게 설명하기로 한다.
본 발명은 레이다 시스템에서 관성항법장치의 초기 자세를 결정하는 방법으로 비행체의 항법 시스템(EGI: Embedded GPS/INS)의 속도를 이용하는 전달정렬 방법을 이용하여 레이다의 초기 자세를 결정한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치를 개략적으로 나타낸 블록 구성도이고, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치의 동작을 설명하기 위한 블록 구성도이다.
본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)는 복합 항법 장치(110), 레이다 관성 항법 장치(120) 및 항법 오차 산출장치(130)를 포함한다. 도 1의 레이다 자세 추정 장치(100)는 일 실시예에 따른 것으로서, 도 1에 도시된 모든 블록이 필수 구성요소는 아니며, 다른 실시예에서 레이다 자세 추정 장치(100)에 포함된 일부 블록이 추가, 변경 또는 삭제될 수 있다.
레이다 자세 추정 장치(100)는 복합 항법 및 관성 항법을 기반으로 속도 매칭을 이용하여 레이다의 자세를 추정한다.
복합 항법 장치(110)는 비행체의 초기 항법정보를 생성하는 동작을 수행한다.
구체적으로, 복합 항법 장치(110)는 적어도 두 개의 항법 방식을 혼합하여 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 초기 항법정보를 생성한다. 복합 항법 장치(110)는 제1 항법 방식(예: GPS: Global Positioning System) 및 제2 항법 방식(예: INS: Inertial Navigation System)을 혼합한 복합 항법 방식을 이용하여 초기 항법정보를 생성할 수 있다. 여기서, 복합 항법 장치(110)는 위성항법시스템(GPS) 및 관성항법장치(INS)를 결합한 복합 항법 시스템(EGI: Embedded GPS/INS)일 수 있다. 여기서, 복합 항법 장치(110)에 포함된 복합 항법 장치(110)는 주 관성항법시스템(MINS: Master Inertial Navigation System)일 수 있다.
한편, 본 실시예에 따른 복합 항법 장치(110)는 EGI 복합 항법 시스템인 것이 바람직하나 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 비행체의 초기 항법정보를 생성할 수 있다면 다양한 항법 방식이 결합된 형태로 구현될 수 있다.
또한, 복합 항법 장치(110)는 초기 항법정보를 레버암 보정하여 보정 항법정보를 생성하는 동작을 수행한다.
복합 항법 장치(110)는 초기 항법정보를 기반으로 레버암(Lever Arm) 보정을 수행하여 비행체에 구비된 레이다 기준의 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 보정 항법 정보를 생성한다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 비행체에 설치된 레이다에 대한 레이다 관성정보를 측정한다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 관성측정장치(IMU: Inertial Measurement Unit)를 포함하는 관성항법장치(INS)일 수 있으며, 레이다 관성 항법 장치(120)는 부 관성항법시스템(SINS: Slave Inertial Navigation System)일 수 있다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 비행체에 구비된 레이다 기준의 가속도 및 각속도를 측정하여 레이다 관성정보를 생성한다.
또한, 레이다 관성 항법 장치(120)는 레이다 관성정보를 기반으로 초기 레이다 항법정보를 생성하는 동작을 수행한다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 비행체에 구비된 레이다 기준의 가속도 및 각속도를 측정하여 레이다 관성정보를 생성한다. 구체적으로, 레이다 관성 항법 장치(120)는 레이다 관성정보에 포함된 가속도 및 각속도를 적분하여 레이다의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 초기 레이다 항법정보를 생성한다.
한편, 레이다 관성 항법 장치(120)는 항법 오차 산출장치(130)로부터 레이다 오차 정보를 획득할 수 있다. 레이다 관성 항법 장치(120)는 획득된 레이다 오차 정보를 기반으로 레이다에 대한 최종 레이다 항법정보를 산출한다.
구체적으로, 레이다 관성 항법 장치(120)는 레이다 오차 정보에 포함된 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스를 획득하고, 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스 각각을 이용하여 보정된 최종 레이다 항법정보를 산출하여 레이다의 자세를 추정한다.
항법 오차 산출장치(130)는 복합 항법 장치(110)로부터 보정 항법정보를 획득하고, 레이다 관성 항법 장치(120)로부터 초기 레이다 항법정보를 획득한다.
항법 오차 산출장치(130)는 보정 항법정보 및 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출하는 동작을 수행한다.
항법 오차 산출장치(130)는 예측 단계 및 보정 단계를 수행할 수 있다.
예측 단계에서, 항법 오차 산출장치(130)는 외부 장치로부터 비행체의 위치정보 기반으로 생성된 초기 상태 변수 및 초기 상태 공분산을 획득하고, 초기 상태 변수 및 초기 상태 공분산을 이용하여 초기 오차 정보를 예측한다. 여기서, 외부 장치는 복합 항법 장치(110)일 수 있으며, 항법 오차 산출장치(130)는 복합 항법 장치(110)로부터 획득된 위도, 경도, 고도 등을 포함하는 LLA(Latitude-Longitude-Altitude) 기반의 위치정보를 이용하여 초기 상태 변수 및 초기 상태 공분산을 획득할 수 있다.
구체적으로, 항법 오차 산출장치(130)는 비행체의 초기 자세, 속도 및 레이다 관성정보의 바이어스로 이루어진 초기 상태 변수와 초기 상태 공분산을 이용하여 속도 오차 및 자세 오차를 산출하고, 산출된 속도 오차 및 자세 오차를 포함하는 초기 오차 정보를 예측한다.
또한, 보정 단계에서, 항법 오차 산출장치(130)는 보정 항법정보 및 초기 레이다 항법정보의 차이값을 기반으로 최적 가중치를 산출하고, 최적 가중치를 이용하여 초기 오차 정보를 업데이트하여 레이다 오차 정보를 생성한다.
구체적으로, 항법 오차 산출장치(130)는 보정 항법정보에 포함된 제1 속도와 초기 레이다 항법정보에 포함된 제2 속도 간의 속도 차이값을 산출하고, 산출된 속도 차이값을 이용하여 최적 가중치를 산출한다.
본 실시예에 따른 항법 오차 산출장치(130)는 확장형 칼만 필터(Extended Kalman Filter)를 이용하여 레이다 오차 정보를 생성할 수 있다. 보정 단계에서, 항법 오차 산출장치(130)는 확장형 칼만 필터에서 보정 항법정보에 포함된 제1 속도와 초기 레이다 항법정보에 포함된 제2 속도 간의 속도 차이값을 기반으로 최적 칼만 이득을 계산하여 최적 가중치를 산출할 수 있다.
이후, 항법 오차 산출장치(130)는 최적 가중치를 이용하여 초기 오차 정보를 업데이트하고, 업데이트된 오차 정보를 기반으로 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스를 포함하는 레이다 오차 정보를 생성한다.
항법 오차 산출장치(130)는 생성된 레이다 오차 정보를 레이다 관성 항법 장치(120)로 전달하여 레이다의 최종 자세가 추정되도록 한다.
이하, 항법 오차 산출장치(130)의 동작을 단계 별로 설명하도록 한다.
항법 오차 산출장치(130)는 초기 자세, 속도, 레이다 관성 항법 장치(120)의 바이어스로 이루어진 초기 상태 변수와 초기 상태 공분산을 받아 칼만 필터의 예측 과정을 수행한다. 이 때, 항법 오차 산출장치(130)는 복합 항법 장치(110)에서 얻은 LLA(위도, 경도, 고도) 위치 정보를 이용하여 예측 과정을 수행하고, 주요 수식은 [수학식 1]과 같다.
Figure pat00001
Figure pat00002
는 오차공분산 예측값,
Figure pat00003
는 상태전이행렬,
Figure pat00004
는 이전 시점 오차공분산 추정값,
Figure pat00005
는 상태전이행렬(전치행렬),
Figure pat00006
는 잡음으로 정의한다.
이후, 항법 오차 산출장치(130)는 칼만 필터의 예측 과정에서 얻은 복합 항법 장치(110)의 속도 및 레이다 관성 항법 장치(120)의 속도에 대한 속도 차이값을 산출한다. 이러한 속도 차이값은 [수학식 2]를 통해 산출될 수 있다.
Figure pat00007
Figure pat00008
는 측정값 차분,
Figure pat00009
는 NED좌표계에서 표현한 ECEF좌표계에 대한 동체좌표계의 속도 오차,
Figure pat00010
는 NED좌표계에서 동체좌표계로의 좌표변환행렬 오차,
Figure pat00011
는 동체좌표계에서 표현한 ECI좌표계에 대한 동체좌표계의 각속도,
Figure pat00012
는 동체좌표계에서 표현한 동체좌표계 원점으로부터의 레버암,
Figure pat00013
는 NED좌표계에서 표현한 ECI 좌표계에 대한 ECEF좌표계의 각속도,
Figure pat00014
는 NED좌표계에서 표현한 ECEF 좌표계에 대한 NED좌표계의 각속도로 정의한다.
이후, 항법 오차 산출장치(130)는 속도 차이값에 기 산출된 칼만 이득을 곱하여 예측된 상태 변수의 보정값을 계산한다. 여기서, 상태 변수의 보정값은 [수학식 3]을 통해 산출될 수 있다.
Figure pat00015
K는 칼만 이득,
Figure pat00016
는 오차공분산 예측값, H는 측정행렬, HT는 측정행렬(전치행렬), R는 측정잡음의 오차 공분산, δx는 상태변수 차분, δz는 측정값 차분으로 정의한다.
이후, 항법 오차 산출장치(130)는 산출된 보정값을 기준으로 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스를 추정하여 레이다 오차 정보를 생성한다. 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보 각각은 수학식 4를 통해 산출될 수 있다.
Figure pat00017
Figure pat00018
는 NED좌표계에서 동체좌표계로의 좌표변환행렬 오차, I3는 3차 단위행렬, δx[1:3]는 상태변수(자세) 차분,
Figure pat00019
는 행렬의 벡터 곱 연산,
Figure pat00020
는 NED좌표계에서 동체좌표계로의 좌표변환행렬 오차 예측값,
Figure pat00021
는 이전 시점 NED좌표계에서 표현한 ECEF좌표계에 대한 동체좌표계의 속도 오차,
Figure pat00022
는 NED좌표계에서 표현한 ECEF좌표계에 대한 동체좌표계의 속도 오차 예측값, δx[4:6]는 상태변수(속도) 차분,
Figure pat00023
는 이전 시점 바이어스 오차,
Figure pat00024
는 바이어스 오차 예측값, δx[7:12]는 상태변수(바이어스) 차분으로 정의한다.
항법 오차 산출장치(130)의 모든 단계에서 벡터들은 NED(North-East-Down) 좌표계에 대해서 나타내며, 속도의 경우 ECEF(Earth-Centered-Earth-Fixed) 좌표계에 대한 물체의 속도를 NED 좌표계에서 나타낸 것으로 가정한다.
도 2를 참고하면, 복합 항법 장치(110)는 복합 항법 장치(110)는 비행체의 초기 항법정보를 생성하고, 생성된 초기 항법정보를 레버암 보정하여 보정 항법정보를 생성한다.
복합 항법 장치(110)는 비행체의 질량 중심 기준의 초기 항법정보를 생성하며, 초기 항법정보는 비행체의 위치, 속도 및 자세에 대한 정보를 포함한다.
복합 항법 장치(110)는 비행체의 질량 중심과 레이다까지의 이격거리에 의해 발생하는 위치와 속도의 레버암 효과를 보정하는 동작을 수행한다.
복합 항법 장치(110)는 초기 항법정보에 포함된 비행체의 위치, 속도 및 자세를 이용하여 레버암 보정을 수행하고, 레이다 기준의 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 보정 항법 정보를 출력한다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 비행체에 설치된 레이다에 대한 레이다 관성정보를 측정하고, 레이다 관성정보를 기반으로 초기 레이다 항법정보를 생성하는 동작을 수행한다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 비행체에 구비된 레이다 기준의 가속도 및 각속도를 측정하여 레이다 관성정보를 생성한다.
또한, 레이다 관성 항법 장치(120)는 레이다 관성정보에 포함된 가속도 및 각속도를 적분하여 레이다의 위치, 속도 및 자세를 연산하고, 레이다의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 초기 레이다 항법정보를 생성한다.
항법 오차 산출장치(130)는 복합 항법 장치(110)로부터 보정 항법정보를 획득하고, 레이다 관성 항법 장치(120)로부터 초기 레이다 항법정보를 획득하며, 보정 항법정보 및 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출한다.
항법 오차 산출장치(130)는 확장형 칼만 필터(Extended Kalman Filter)로 구현될 수 있으며, 보정 항법정보 및 초기 레이다 항법정보의 차분값을 이용하여 적분한 레이다 위치, 속도 및 자세를 보정하여 레이다 오차 정보를 산출한다.
항법 오차 산출장치(130)는 보정 항법정보에 포함된 제1 속도와 초기 레이다 항법정보에 포함된 제2 속도 간의 속도 차이값을 산출하고, 산출된 속도 차이값을 이용하여 최적 가중치를 산출한다. 이후, 항법 오차 산출장치(130)는 최적 가중치를 이용하여 초기 오차 정보를 업데이트하여 레이다 오차 정보를 생성한다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 항법 오차 산출장치(130)로부터 레이다 오차 정보를 획득하고, 획득된 레이다 오차 정보를 기반으로 레이다에 대한 최종 레이다 항법정보를 산출한다. 구체적으로, 레이다 관성 항법 장치(120)는 레이다 오차 정보에 포함된 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스를 획득하고, 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스 각각을 이용하여 보정된 최종 레이다 항법정보를 산출하여 레이다의 자세를 추정한다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치의 항법 오차 산출 동작을 설명하기 위한 블록 구성도이다.
항법 오차 산출장치(130)는 확장형 칼만 필터(Extended Kalman Filter)로 구현될 수 있다. 확장형 칼만필터는 기존 칼만필터의 선형성을 완화시켜, 보다 일반적인 시스템에서 사용 가능하도록 확장한 필터로, 비선형 상태 추정에 주로 사용된다.
본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)는 확장형 칼만필터를 기반으로 비선형성을 갖는 속도 오차와 자세 오차를 추정하여 레이다 관성 항법 장치(120)로부터 계산된 레이다의 자세를 보정하여 최종 레이다의 자세를 추정한다.
본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)는 2 개 항법장치의 속도 정보를 이용하여 레이다의 자세 및 상태를 예측 및 보정하는 점에서 종래기술과 차이점이 존재한다.
레이다 자세 추정 장치(100)의 항법 오차 산출장치(130)는 복합 항법 장치(110)에서 제공하는 속도와 레이다 관성 항법 장치(120)로부터 계산된 속도 간 차이를 이용하여 최적 가중치를 계산하며, 이를 예측 단계의 상태(속도 오차, 자세 오차)에 적용하여 상태(속도 오차, 자세 오차)를 업데이트한다.
항법 오차 산출장치(130)는 GPS를 이용하여 보정하는 비행체의 복합 항법 장치(110)의 특성상, 시간이 경과하여도 오차가 증가하지 않으며, 비행체의 복합 항법 장치(110)의 정보를 측정치로 이용하므로 비행체가 이동하는 상태에서도 적용 가능하다.
본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)는 레이다와 이격된 복합 항법 장치(110)의 정보를 직접 사용하지 않고, 레이다 관성 항법 장치(120)를 이용하여 항법정보를 획득하므로 레이다의 운동 상태를 보다 정확하게 측정할 수 있다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
레이다 자세 추정 장치(100)의 복합 항법 장치(110)는 비행체의 초기 항법정보를 생성한다(S410). 구체적으로, 복합 항법 장치(110)는 적어도 두 개의 항법 방식을 혼합하여 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 초기 항법정보를 생성한다. 복합 항법 장치(110)는 제1 항법 방식(예: GPS: Global Positioning System) 및 제2 항법 방식(예: INS: Inertial Navigation System)을 혼합한 복합 항법 방식을 이용하여 초기 항법정보를 생성할 수 있다. 여기서, 복합 항법 장치(110)는 위성항법시스템(GPS) 및 관성항법장치(INS)를 결합한 복합 항법 시스템(EGI: Embedded GPS/INS)일 수 있다.
복합 항법 장치(110)는 초기 항법정보를 레버암 보정하여 보정 항법정보를 생성하는 동작을 수행한다. 구체적으로, 복합 항법 장치(110)는 초기 항법정보를 기반으로 레버암(Lever Arm) 보정을 수행하여 비행체에 구비된 레이다 기준의 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 보정 항법 정보를 생성한다.
레이다 자세 추정 장치(100)의 레이다 관성 항법 장치(120)는 비행체에 설치된 레이다에 대한 레이다 관성정보를 측정한다(S430). 레이다 관성 항법 장치(120)는 비행체에 구비된 레이다 기준의 가속도 및 각속도를 측정하여 레이다 관성정보를 생성한다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 레이다 관성정보를 기반으로 초기 레이다 항법정보를 생성한다(S440). 레이다 관성 항법 장치(120)는 레이다 관성정보에 포함된 가속도 및 각속도를 적분하여 레이다의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 초기 레이다 항법정보를 생성한다.
레이다 자세 추정 장치(100)의 항법 오차 산출장치(130)는 복합 항법 장치(110)로부터 보정 항법정보를 획득하고, 레이다 관성 항법 장치(120)로부터 초기 레이다 항법정보를 획득하며, 보정 항법정보 및 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출한다(S450). 단계 S450에 대한 구체적인 동작은 도 5에서 자세히 설명하도록 한다.
레이다 관성 항법 장치(120)는 항법 오차 산출장치(130)로부터 레이다 오차 정보를 획득하고, 획득된 레이다 오차 정보를 기반으로 레이다에 대한 최종 레이다 항법정보를 산출한다(S460). 구체적으로, 레이다 관성 항법 장치(120)는 레이다 오차 정보에 포함된 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스를 획득하고, 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스 각각을 이용하여 보정된 최종 레이다 항법정보를 산출하여 레이다의 자세를 추정한다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 방법의 항법 오차 산출 동작을 설명하기 위한 순서도이다.
레이다 자세 추정 장치(100)의 항법 오차 산출장치(130)는 복합 항법 장치(110)로부터 보정 항법정보를 획득하고, 레이다 관성 항법 장치(120)로부터 초기 레이다 항법정보를 획득하며, 보정 항법정보 및 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출한다.
항법 오차 산출장치(130)는 예측 단계 및 보정 단계를 수행할 수 있다. 도 5의 단계 S510은 예측 단계에 대응되고, 단계 S520 내지 단계 S540은 보정 단계에 대응된다.
단계 510에서, 항법 오차 산출장치(130)는 외부 장치로부터 비행체의 위치정보 기반으로 생성된 초기 상태 변수 및 초기 상태 공분산을 획득하고, 초기 상태 변수 및 초기 상태 공분산을 이용하여 초기 오차 정보를 예측한다. 여기서, 외부 장치는 복합 항법 장치(110)일 수 있으며, 항법 오차 산출장치(130)는 복합 항법 장치(110)로부터 획득된 위도, 경도, 고도 등을 포함하는 LLA(Latitude-Longitude-Altitude) 기반의 위치정보를 이용하여 초기 상태 변수 및 초기 상태 공분산을 획득할 수 있다. 구체적으로, 항법 오차 산출장치(130)는 비행체의 초기 자세, 속도 및 레이다 관성정보의 바이어스로 이루어진 초기 상태 변수와 초기 상태 공분산을 이용하여 속도 오차 및 자세 오차를 산출하고, 산출된 속도 오차 및 자세 오차를 포함하는 초기 오차 정보를 예측한다.
단계 S520에서, 항법 오차 산출장치(130)는 보정 항법정보 및 초기 레이다 항법정보의 차이값을 기반으로 최적 가중치를 산출하고, 최적 가중치를 이용하여 초기 오차 정보를 업데이트하여 레이다 오차 정보를 생성한다. 구체적으로, 항법 오차 산출장치(130)는 보정 항법정보에 포함된 제1 속도와 초기 레이다 항법정보에 포함된 제2 속도 간의 속도 차이값을 산출하고, 산출된 속도 차이값을 이용하여 최적 가중치를 산출한다. 본 실시예에 따른 항법 오차 산출장치(130)는 확장형 칼만 필터(Extended Kalman Filter)를 이용하여 레이다 오차 정보를 생성할 수 있다. 보정 단계에서, 항법 오차 산출장치(130)는 확장형 칼만 필터에서 보정 항법정보에 포함된 제1 속도와 초기 레이다 항법정보에 포함된 제2 속도 간의 속도 차이값을 기반으로 최적 칼만 이득을 계산하여 최적 가중치를 산출할 수 있다.
단계 S530에서, 항법 오차 산출장치(130)는 최적 가중치를 이용하여 초기 오차 정보를 업데이트하고, 업데이트된 오차 정보를 기반으로 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스를 포함하는 레이다 오차 정보를 생성한다.
단계 S540에서,항법 오차 산출장치(130)는 생성된 레이다 오차 정보를 레이다 관성 항법 장치(120)로 전달하여 레이다의 최종 자세가 추정되도록 한다.
도 4 및 도 5 각각에서는 각 단계를 순차적으로 실행하는 것으로 기재하고 있으나, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 다시 말해, 도 4 및 도 5 각각에 기재된 단계를 변경하여 실행하거나 하나 이상의 단계를 병렬적으로 실행하는 것으로 적용 가능할 것이므로, 도 4 및 도 5 각각은 시계열적인 순서로 한정되는 것은 아니다.
도 4 및 도 5에 기재된 본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 방법은 애플리케이션(또는 프로그램)으로 구현되고 단말장치(또는 컴퓨터)로 읽을 수 있는 기록매체에 기록될 수 있다. 본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 방법을 구현하기 위한 애플리케이션(또는 프로그램)이 기록되고 단말장치(또는 컴퓨터)가 읽을 수 있는 기록매체는 컴퓨팅 시스템에 의하여 읽혀질 수 있는 데이터가 저장되는 모든 종류의 기록장치 또는 매체를 포함한다.
도 6 내지 도 8은 본 발명의 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치의 테스트 결과를 나타낸 도면이다.
도 6은 알고리즘 테스트를 위한 시나리오의 궤적을 나타내고, 도 7은 시나리오의 궤적으로부터 생성된 비행체(동체)의 속도와 자세를 나타낸다. 또한, 도 8은 알고리즘을 구현하여 테스트를 한 결과로 자세 및 속도의 시간에 따른 오차와 표준 편차를 나타낸다.
본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)는 비행체의 종속 관성항법 시스템(SINS, Slave Inertial Navigation System)의 자세를 정확히 추정하기 위해 다른 센서를 이용한다. 구체적으로, 본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)는 확장 칼만 필터(EKF: Extended Kalman Filter)를 이용하고, 속도 정보를 측정치로 이용해 자세를 추정한다. 레이다 자세 추정 장치(100)는 수십초 내에 정렬이 완료되며 움직임 중에도 자세를 추정할 수 있다.
종래의 레이다 자세 추정 방식은 종속 관성항법 시스템의 자세를 추정하기 위해 이용하는 센서가 주 관성항법 시스템(MINS: Master Inertial Navigation System)이다. 하지만, 본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)는 EGI(Embedded GPS/INS)를 이용한다. EGI는 위성항법 시스템(GPS)와 관성항법장치(INS)를 결합한 시스템으로 위치, 속도 등에 대한 정확도가 높지만 측정 주파수가 낮은 GPS와 측정주파수는 높지만 적분 오차 때문에 정확히 위치, 속도 등을 측정하기 어려운 INS를 결합하여 정확한 위치, 속도, 자세를 추정할 수 있는 시스템이다.
본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)는 EGI의 속도 측정치를 칼만 필터의 보정값을 계산할 때 이용하여 SINS의 자세를 보다 더 정확하게 추정할 수 있는 기법을 제안한다. 도 6 내지 도 8을 참고하면, 본 실시예에 따른 레이다 자세 추정 장치(100)의 자세 추정 방식을 적용하는 경우, 자세 오차 3시그마 바운더리가 0.1도 안으로 자세가 정확히 추정되는 것을 확인할 수 있다. 또한, 센서의 바이어스도 대부분 잘 추정되는 것을 확인할 수 있다.
이상의 설명은 본 발명의 실시예의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명의 실시예가 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 실시예의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명의 실시예들은 본 발명의 실시예의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 실시예의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 실시예의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 실시예의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
100: 레이다 자세 추정 장치
110: 복합 항법 장치 120: 레이다 관성 항법 장치
130: 항법 오차 산출장치

Claims (13)

  1. 레이다 자세 추정 장치에서 레이다 자세를 추정하는 방법에 있어서,
    비행체의 초기 항법정보를 생성하고, 초기 항법정보를 레버암 보정하여 보정 항법정보를 생성하는 복합 항법 처리 단계;
    상기 비행체에 설치된 레이다에 대한 레이다 관성정보를 측정하고, 상기 레이다 관성정보를 기반으로 초기 레이다 항법정보를 생성하는 레이다 항법 처리 단계;
    상기 보정 항법정보 및 상기 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출하는 항법 오차 산출 단계; 및
    상기 레이다 오차 정보를 기반으로 상기 레이다에 대한 최종 레이다 항법정보를 산출하는 최종 자세 추정 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 복합 항법 처리 단계는,
    적어도 두 개의 항법 방식을 혼합하여 상기 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 상기 초기 항법정보를 생성하는 단계; 및
    상기 초기 항법정보를 기반으로 레버암(Lever Arm) 보정을 수행하여 상기 비행체에 구비된 레이다 기준의 상기 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 상기 보정 항법 정보를 생성하는 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 방법.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 레이다 항법 처리 단계는,
    상기 비행체에 구비된 레이다 기준의 가속도 및 각속도를 측정하여 상기 레이다 관성정보를 생성하는 단계; 및
    상기 레이다 관성정보에 포함된 상기 가속도 및 상기 각속도를 적분하여 상기 레이다의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 초기 레이다 항법정보를 생성하는 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 항법 오차 산출 단계는,
    외부 장치로부터 상기 비행체의 위치정보 기반으로 생성된 초기 상태 변수 및 초기 상태 공분산을 획득하고, 상기 초기 상태 변수 및 상기 초기 상태 공분산을 이용하여 초기 오차 정보를 예측하는 예측 단계; 및
    상기 보정 항법정보 및 상기 초기 레이다 항법정보의 차이값을 기반으로 최적 가중치를 산출하고, 상기 최적 가중치를 이용하여 상기 초기 오차 정보를 업데이트하여 상기 레이다 오차 정보를 생성하는 보정 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 방법.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 예측 단계는,
    상기 비행체의 초기 자세, 속도 및 레이다 관성정보의 바이어스로 이루어진 상기 초기 상태 변수와 상기 초기 상태 공분산을 이용하여 속도 오차 및 자세 오차를 포함하는 상기 초기 오차 정보를 예측하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 방법.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 보정 단계는,
    상기 보정 항법정보에 포함된 제1 속도와 상기 초기 레이다 항법정보에 포함된 제2 속도 간의 속도 차이값을 산출하고, 상기 속도 차이값을 이용하여 상기 최적 가중치를 산출하는 단계; 및
    상기 최적 가중치를 이용하여 상기 초기 오차 정보를 업데이트하고, 업데이트된 오차 정보를 기반으로 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스를 포함하는 상기 레이다 오차 정보를 생성하는 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 방법.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 항법 오차 산출 단계는,
    확장형 칼만 필터(Extended Kalman Filter)를 이용하여 상기 레이다 오차 정보를 생성하며,
    상기 보정 단계는, 상기 확장형 칼만 필터에서 상기 속도 차이값을 기반으로 최적 칼만 이득을 계산하여 상기 최적 가중치를 산출하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 방법.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 최종 자세 추정 단계는,
    상기 레이다 오차 정보에 포함된 상기 속도 오차, 상기 자세 오차 및 상기 레이다 관성정보의 바이어스를 획득하고, 상기 속도 오차, 상기 자세 오차 및 상기 레이다 관성정보의 바이어스 각각을 이용하여 보정된 상기 최종 레이다 항법정보를 산출하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 방법.
  9. 레이다 자세 추정을 수행하는 장치에 있어서,
    비행체의 초기 항법정보를 생성하고, 초기 항법정보를 레버암 보정하여 보정 항법정보를 생성하는 복합 항법 장치;
    상기 비행체에 설치된 레이다에 대한 레이다 관성정보를 측정하고, 상기 레이다 관성정보를 기반으로 초기 레이다 항법정보를 생성하는 레이다 관성 항법 장치; 및
    상기 보정 항법정보 및 상기 초기 레이다 항법정보를 이용하여 레이다 오차 정보를 산출하는 항법 오차 산출장치를 포함하며,
    상기 레이다 항법장치는, 상기 레이다 오차 정보를 기반으로 상기 레이다에 대한 최종 레이다 항법정보를 산출하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 장치.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 복합 항법 장치는,
    적어도 두 개의 항법 방식을 혼합하여 상기 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 상기 초기 항법정보를 생성하는 초기 항법 처리부; 및
    상기 초기 항법정보를 기반으로 레버암(Lever Arm) 보정을 수행하여 상기 비행체에 구비된 레이다 기준의 상기 비행체의 위치, 속도 및 자세를 포함하는 상기 보정 항법 정보를 생성하는 레버암 보정 처리부
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 장치.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 항법 오차 산출장치는,
    외부 장치로부터 상기 비행체의 위치정보 기반으로 생성된 초기 상태 변수 및 초기 상태 공분산을 획득하고, 상기 초기 상태 변수 및 상기 초기 상태 공분산을 이용하여 초기 오차 정보를 예측하는 예측 처리부; 및
    상기 보정 항법정보 및 상기 초기 레이다 항법정보의 차이값을 기반으로 최적 가중치를 산출하고, 상기 최적 가중치를 이용하여 상기 초기 오차 정보를 업데이트하여 상기 레이다 오차 정보를 생성하는 보정 처리부
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 장치.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 예측 처리부는,
    상기 비행체의 초기 자세, 속도 및 레이다 관성정보의 바이어스로 이루어진 상기 초기 상태 변수와 상기 초기 상태 공분산을 이용하여 속도 오차 및 자세 오차를 포함하는 상기 초기 오차 정보를 예측하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 장치.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 보정 처리부는,
    상기 보정 항법정보에 포함된 제1 속도와 상기 초기 레이다 항법정보에 포함된 제2 속도 간의 속도 차이값을 산출하고, 상기 속도 차이값을 이용하여 상기 최적 가중치를 산출하고, 상기 최적 가중치를 이용하여 상기 초기 오차 정보를 업데이트하고, 업데이트된 오차 정보를 기반으로 속도 오차, 자세 오차 및 레이다 관성정보의 바이어스를 포함하는 상기 레이다 오차 정보를 생성하는 것을 특징으로 하는 레이다 자세 추정 장치.
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