본 논문에서는 무인기용으로 개발된 자세측정용 GPS/INS 통합 항법 시스템의 설계 개념을 제안하고 비행실험을 통한 성능 평가 결과를 제시한다. 제안하는 시스템은 무인 항공기 자동 비행 시스템의 일부분으로 설계되었고 자세측정용 GPS 수신기, 항법 컴퓨터, 상용의 IMU(Inertial Measurement Unit)로 이루어져 있다. 제안된 항법 시스템은 소형 저가의 구현이 가능하면서도 무인 항공기의 안정된 비행 제어를 위해 요구되는 정확도를 가지는 자세 정보를 제공 할 수 있다. 제안된 시스템을 검증하기 위한 통합 항법 하드웨어와 소프트웨어를 개발하였다. 비행 실험을 통하여 성능 평가를 수행하였다. 비행 실험 결과 개발된 항법 시스템은 GPS 또는 INS 단독보다 정확한 위치, 속도, 자세 정보를 제공하는 것을 확인 할 수 있었고 특히 자세 결과는 기준 자세 시스템과 비교를 통하여 정확도를 확인 할 수 있었다.
본 논문에서는 무인기용으로 개발된 자세측정용 GPS/INS 통합 항법 시스템의 설계 개념을 제안하고 비행실험을 통한 성능 평가 결과를 제시한다. 제안하는 시스템은 무인 항공기 자동 비행 시스템의 일부분으로 설계되었고 자세측정용 GPS 수신기, 항법 컴퓨터, 상용의 IMU(Inertial Measurement Unit)로 이루어져 있다. 제안된 항법 시스템은 소형 저가의 구현이 가능하면서도 무인 항공기의 안정된 비행 제어를 위해 요구되는 정확도를 가지는 자세 정보를 제공 할 수 있다. 제안된 시스템을 검증하기 위한 통합 항법 하드웨어와 소프트웨어를 개발하였다. 비행 실험을 통하여 성능 평가를 수행하였다. 비행 실험 결과 개발된 항법 시스템은 GPS 또는 INS 단독보다 정확한 위치, 속도, 자세 정보를 제공하는 것을 확인 할 수 있었고 특히 자세 결과는 기준 자세 시스템과 비교를 통하여 정확도를 확인 할 수 있었다.
This paper proposes an attitude determination GPS/INS integrated system scheme for a UAV and presents experimental flight test results. The proposed system is designed as a part of an autopilot system and comprises a GPS attitude determination receiver, an off-the-shelf inertial measurement unit (IM...
This paper proposes an attitude determination GPS/INS integrated system scheme for a UAV and presents experimental flight test results. The proposed system is designed as a part of an autopilot system and comprises a GPS attitude determination receiver, an off-the-shelf inertial measurement unit (IMU), and a navigation computer unit (NCU). UAV requires accurate attitude information for stable automatic flight control. The proposed system can provide accurate attitude information for the flight control computer (FCC) so that stable automatic flight control can be achieved. In order to verify the performance of the proposed scheme, an integrated navigation system has been developed. In order to evaluate the developed navigation system, the flight test has been performed. In the flight test, the developed system was shown to provide the position, the velocity and the attitude satisfactorily enough for stable flight control. The accuracy of the attitude information of the developed system was confirmed by comparing attitude of vertical gyro.
This paper proposes an attitude determination GPS/INS integrated system scheme for a UAV and presents experimental flight test results. The proposed system is designed as a part of an autopilot system and comprises a GPS attitude determination receiver, an off-the-shelf inertial measurement unit (IMU), and a navigation computer unit (NCU). UAV requires accurate attitude information for stable automatic flight control. The proposed system can provide accurate attitude information for the flight control computer (FCC) so that stable automatic flight control can be achieved. In order to verify the performance of the proposed scheme, an integrated navigation system has been developed. In order to evaluate the developed navigation system, the flight test has been performed. In the flight test, the developed system was shown to provide the position, the velocity and the attitude satisfactorily enough for stable flight control. The accuracy of the attitude information of the developed system was confirmed by comparing attitude of vertical gyro.
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문제 정의
본 논문에서는 무인기용 자세 측정용 GPS/INS 통합 합법 시스템을 제안하였다. 제안한 시스템은 비행 실험을 통하여 그 성능 평가를 수행하였다.
본 논문에서는 무인기용 항법 시스템으로 저급 MEMS형 IMU를 사용한 자세 측정용 GPS/INS 통합 시스템을 제안한다. 단일 안테나 GPS수신기에 비해 다중 안테나를 사용한 자세 측정용 GPS 수신기를 사용한 통합 시스템은 초기 자세 결정과 항법 성능의 향상을 가져온다.
제안 방법
만약 항법 시스템이 항법 정보를 실시간으로 계산하지 못한다면 큰 문제가 발생 할 수도 있기 때문에 통합 시스템 소프트웨어는 실시간 동작을 보장하도록 설게 되었다. 그리고 소프트웨어를 시스템의 요구 사항에 따라 쉽게 변경하거나 수정할 수 있는 구조를 갖도록 하였다. 본 연구에서 설계한 항법 소프트웨어는 자체 설계한 실시간 스케줄러 기반으로 설계되었다.
두번째 실험은 2003년 11월 29일에 수행하였다. 두번째 실험에서는 비행기의 다양한 기동을 하는 환경 하에 항법 시스템의 실시간 동작 성능을 확인하였다. 총 비행 시간은 25분이다.
그리고 소프트웨어를 시스템의 요구 사항에 따라 쉽게 변경하거나 수정할 수 있는 구조를 갖도록 하였다. 본 연구에서 설계한 항법 소프트웨어는 자체 설계한 실시간 스케줄러 기반으로 설계되었다. 그림 4는 항법 소프트웨어 구조를 나타낸다.
제안하고 구현한 항법 시스템의 성능 검증을 위하여 비행 실험을 수행하였다. 본 연구를 수행하면서 기본적인 성능 검증을 위하여 차량 실험 등이 수행되었지만 무인기에 사용하기 위해선 비행 환경하에서 성능 검증이 필요하다.
본 논문에서는 무인기용 자세 측정용 GPS/INS 통합 합법 시스템을 제안하였다. 제안한 시스템은 비행 실험을 통하여 그 성능 평가를 수행하였다. 실험 결과 통합 항법 시스템은 자세 측정용 GPS 단독 또는 INS단독으로 항법을 수행하는 것보다 정확한 항법 정보를 제공하는 것을 기준 시스템과 비교한 결과를 통하여 확인하였다.
단일 안테나 GPS수신기에 비해 다중 안테나를 사용한 자세 측정용 GPS 수신기를 사용한 통합 시스템은 초기 자세 결정과 항법 성능의 향상을 가져온다. 제안한 시스템의 알고리즘, 하드웨어 및 소프트웨어 설계 개념에 대하여 제안하고 제안된 유인 항공기를 이용한 비행 실험 수행 결과를 바탕으로 성능을 평가한다.
비행 실험은 한국 항공 대학교 비행장에서 2회 수행하였다. 첫번째 실험은 원시 데이터인 의사거리, 반송파 위상 측정치, 가속도, 각속도를 수집하여 후처리를 통하여 항법 성능을 확인하였고 두 번째 실험은 실시간으로 항법을 수행하는 실험을 하였다.
통합 칼만 필터는 그림 2와 같이 간접 피드백 구조를 갖도록 구성하였다. 칼만 필터의 상태변수는 3차의 위치 오차, 3차의 속도 오차, 3차의 자세 오차, 3차의 자이로 바이어스 오차, 3차의 가속도 바이어스 오차의 총 15차로 구성하였다. 필터는 1초의 동작 주기를 가지며 수치적 안정성을 위해 Upper-triangular Diagonal (UD) 분해 방법을 사용하였다[2].
대상 데이터
자세 측정용 GPS 수신기는 실시간 자세 측정을 위한 3개의 GPS 신호처리부를 가지고 있다. RF단과 신호처리부의 상관기는 Zarlink 사의 GP2010과 GP2021 칩셋을 이용하여 설계하였다. 항법 컴퓨터는 통합알고리즘 수행과 무인항공기의 다른 시스템과의 데이터 교환을 담당하며, 중앙처리장치로는 Intel 사의 SA-1100 CPU를 사용하였다.
429)의 직렬 인터페이스를 갖도록 설계하여 다른 여러 장치와의 통신이 가능하게 하였다. 관성 센서는 상용의 MEMS형 IMU를 사용하였다. Crossbow사의 DMU-H6X 3축의 가속도와 각속도 정보를 제공하는 센서로 다른 상용의 센서보다 저가로 사용이 가능하다[7].
본 연구를 수행하면서 기본적인 성능 검증을 위하여 차량 실험 등이 수행되었지만 무인기에 사용하기 위해선 비행 환경하에서 성능 검증이 필요하다. 비행 실험은 한국 항공 대학교 비행장에서 2회 수행하였다. 첫번째 실험은 원시 데이터인 의사거리, 반송파 위상 측정치, 가속도, 각속도를 수집하여 후처리를 통하여 항법 성능을 확인하였고 두 번째 실험은 실시간으로 항법을 수행하는 실험을 하였다.
첫번째 실험은 2003년 9월 22일에 수행되었다. 총 비행 시간은 24분이고 GPS 수신기와 IMU의 원시데이터를 수집하였다.
첫번째 실험은 2003년 9월 22일에 수행되었다. 총 비행 시간은 24분이고 GPS 수신기와 IMU의 원시데이터를 수집하였다. 그림 9는 비행 궤적을 나타내는 그림으로 통합 시스템에 의해 추정된 결과이다.
이론/모형
칼만 필터의 상태변수는 3차의 위치 오차, 3차의 속도 오차, 3차의 자세 오차, 3차의 자이로 바이어스 오차, 3차의 가속도 바이어스 오차의 총 15차로 구성하였다. 필터는 1초의 동작 주기를 가지며 수치적 안정성을 위해 Upper-triangular Diagonal (UD) 분해 방법을 사용하였다[2].
성능/효과
그림 14는 항법 시스템의 실시간 항법 결과이다. 결과에서 보듯이 항법 시스템은 비행하는 동안 연속적으로 항법 정보를 제공하는 것을 확인하였다.
두 번째 실시간 실험에서도 첫 번째 실험과 동일한 정확도의 성능을 확인 할 수 있었고 연속적인 실시간 항법 수행을 확인 할 수 있었다.
그림 11은 속도 결과를 나타낸다. 속도 결과도 연속적으로 계산 되는 것을 알 수 있고 특히 GPS의 속도 정보가 큰 오차를 가지는 경우에도 통합 시스템은 안정적인 정보를 제공하는 것을 확인 할 수 있다.
제안한 시스템은 비행 실험을 통하여 그 성능 평가를 수행하였다. 실험 결과 통합 항법 시스템은 자세 측정용 GPS 단독 또는 INS단독으로 항법을 수행하는 것보다 정확한 항법 정보를 제공하는 것을 기준 시스템과 비교한 결과를 통하여 확인하였다.
이 결과로부터 본 연구의 저급 MEMS IMU를 사용한 통합 시스템은 무인기를 위한 항법 시스템으로 적합한 항법 정확도를 가지는 것을 확인 할 수 있었다.
그림 10은 통합 시스템의 위치 결과를 나타낸다. 자세 측정용 GPS수신기와 통합 항법 시스템은 연속적으로 항법 정보를 계산한 것을 확인 할 수 있고 통합 시스템의 경우 수신기의 위치 정보보다 작은 분산을 가지는 것을 확인하였다. 그리고 INS 단독 항법 시에 위치 오차가 3000m이상 발생하지만 통합 항법을 수행 했을 경우에는 20m이내의 위치 오차를 가지는 것을 확인 할 수 있다.
그림 12는 자세 결과를 나타낸다. 자세측정용 GPS의 자세는 비행기의 기동 시 가시 위성수의 변화 등에 의하여 큰 오차를 가지는 경우가 발생하지만 통합 시스템의 자세는 안정적으로 자세를 제공하는 것을 확인 할 수 있다.
표 2에서 보듯이 제안한 시스템이 기준시스템과 비교 했을 때 1.5도 이하의 오차를 가지는 정확도를 확인 할 수 있다.
후속연구
제안하고 구현한 항법 시스템의 성능 검증을 위하여 비행 실험을 수행하였다. 본 연구를 수행하면서 기본적인 성능 검증을 위하여 차량 실험 등이 수행되었지만 무인기에 사용하기 위해선 비행 환경하에서 성능 검증이 필요하다. 비행 실험은 한국 항공 대학교 비행장에서 2회 수행하였다.
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