군용항공기에 장착되는 전자 장비 중 하나인 항공장착물 GPS/INS 통합항법장치는 투하전에는 항공기 날개에 가려 GPS 위성 신호의 직접적인 수신이 불가능하므로 항공기로부터 GPS 항법 데이터를 전달 받아 필터 통합에 이용하고, 투하 후에는 안테나를 통해 직접 수신한 GPS 정보를 이용하여 통합 항법을 수행한다. 이때, 무선을 이용하여 GPS 항법데이터를 전송할 경우 항공기의 별다른 개조 없이 구형 항공기에서도 운용이 가능하다. 그러나 항공기의 항법데이터가 무선을 통해 장착물의 통합항법필터에 전달되기까지 지연이 발생하게 되며, 이는 GPS 측정치와 INS 정보의 시각동기에 영향을 미쳐 통합항법 성능에 영향을 미치게 된다. 이에 본 논문에서는 무선을 통하여 GPS 데이터를 수신하는 항공장착물의 GPS/INS 통합항법시스템을 구현할 때 발생할 수 있는 생성 및 전송지연의 영향을 분석하고 이를 보상하는 알고리즘을 제안하였다.
군용항공기에 장착되는 전자 장비 중 하나인 항공장착물 GPS/INS 통합항법장치는 투하전에는 항공기 날개에 가려 GPS 위성 신호의 직접적인 수신이 불가능하므로 항공기로부터 GPS 항법 데이터를 전달 받아 필터 통합에 이용하고, 투하 후에는 안테나를 통해 직접 수신한 GPS 정보를 이용하여 통합 항법을 수행한다. 이때, 무선을 이용하여 GPS 항법데이터를 전송할 경우 항공기의 별다른 개조 없이 구형 항공기에서도 운용이 가능하다. 그러나 항공기의 항법데이터가 무선을 통해 장착물의 통합항법필터에 전달되기까지 지연이 발생하게 되며, 이는 GPS 측정치와 INS 정보의 시각동기에 영향을 미쳐 통합항법 성능에 영향을 미치게 된다. 이에 본 논문에서는 무선을 통하여 GPS 데이터를 수신하는 항공장착물의 GPS/INS 통합항법시스템을 구현할 때 발생할 수 있는 생성 및 전송지연의 영향을 분석하고 이를 보상하는 알고리즘을 제안하였다.
The GPS/INS integrated navigation system, which is one of the electronic equipments mounted on military aircraft store, can not directly receive GPS signals by the aircraft wing before the drop, so GPS navigation data is received from the aircraft and used for filter integration, afterwards, the int...
The GPS/INS integrated navigation system, which is one of the electronic equipments mounted on military aircraft store, can not directly receive GPS signals by the aircraft wing before the drop, so GPS navigation data is received from the aircraft and used for filter integration, afterwards, the integrated navigation is performed using the GPS information directly received through the antenna. In this case, it is possible to operate the mount in old aircraft without any modification of the aircraft when GPS data is transmitted using wireless. However, the delay occurs while the aircraft navigation data is transmitted to the integrated navigation filter of the aircraft store via wireless, which affects the time synchronization of the GPS measurement and the INS information, affecting the integrated navigation performance. In this paper, an algorithm to analyze and compensate the effect of generation and transmission delay that can occur when implementing GPS/INS integrated navigation system of aircraft store that receives GPS data via wireless.
The GPS/INS integrated navigation system, which is one of the electronic equipments mounted on military aircraft store, can not directly receive GPS signals by the aircraft wing before the drop, so GPS navigation data is received from the aircraft and used for filter integration, afterwards, the integrated navigation is performed using the GPS information directly received through the antenna. In this case, it is possible to operate the mount in old aircraft without any modification of the aircraft when GPS data is transmitted using wireless. However, the delay occurs while the aircraft navigation data is transmitted to the integrated navigation filter of the aircraft store via wireless, which affects the time synchronization of the GPS measurement and the INS information, affecting the integrated navigation performance. In this paper, an algorithm to analyze and compensate the effect of generation and transmission delay that can occur when implementing GPS/INS integrated navigation system of aircraft store that receives GPS data via wireless.
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문제 정의
하지만 PDU의 GPS 수신기가 항법데이터를 생성하여 무선을 통해 통합항법필터에 전달되기까지의 생성 및 전송에는 지연이 발생하게 되며, 이는 GPS 측정치와 INS 정보의 시각동기에 영향을 미쳐 통합항법 성능이 열화 된다. 따라서 본 논문에서는 무선을 통해 GPS 데이터를 수신하는 실시간 GPS/INS 통합항법시스템을 구현할 때 발생할 수 있는 생성 및 전송지연 영향을 분석하고 이를 보상하는 알고리즘을 제안하였다. 그리고 이에 따른 항법 성능을 모의시험을 통해 비교, 분석하여 알고리즘이 효과적으로 동작함을 확인하였다.
따라서 본 논문에서는 장착물의 비행궤적 및 동특성과 유사한 시뮬레이션 환경을 이용하여 조종사 데이터 입력장치로부터 무선을 통한 GPS 측정치 전송 시 발생되는 계산지연과 전송지연 특성을 분석하고, GPS 측정치와 이 측정치보다 계측된 시간만큼 지연된 IMU의 측정치를 이용하여 통합 칼만 필터에서 통합하는 시간 지연보상 알고리즘을 제안한다.
가설 설정
이 경우 통신 지연된 TdTX 초만큼의 INS 데이터와 GPS 데이터의 시각오차가 발생하게 된다. 따라서, Fig. 13과 같이 통신지연시간을 고정된 알려진 시간으로 가정하여 보상을 수행한다.
제안 방법
PDU 탑재 U-Blox GPS Chipset의 동특성 분석과 그 특성에 따른 통합항법 영향을 분석하기 위하여 Fig. 4와 같이 GPS/INS 시뮬레이터를 이용하여 투하 전 약결합 통합 항법을 모의하였다.
16의 시험 구성과 시나리오를 이용하여 모의시험을 수행하였다. PDU, INC 및 GRC 항법결과를 GPS 시각 정보와 함께 저장 후에 시뮬레이터 기준 궤적과 GPS 시각 정보를 이용하여 통합항법 성능을 확인하였다. 알고리즘 적용 전에는 Fig.
다음으로 1PPS 정보를 이용하여 PDU 데이터의 전송 지연시간을 측정하였다. Fig.
따라서 최종적으로 α초의 통신지연을 보상하도록 알고리즘을 적용하였다.
먼저, 강결합 필터 적용 시 이전 약결합에서 추정한 IMU 바이어스를 사용하지 않은 상황에서 GPS 데이터를 0, 500, 1000, 1500, 2000ms 시간 지연을 두어 후처리로 결과를 분석하였다. 시험 구성과 궤적은 Fig.
먼저, 칼만필터의 투하 전 항법 오차모델은 항법 오차 9차, IMU 오차 6차로 총 15차 필터로 구성하였다. SDINS 오차 모델을 상태 공간 표현으로 나타내면 식 (1)과 같다.
5의 궤적을 이용하여 PDU 정보를 사용하는 경우와 자체 GRC정보를 사용하는 경우에 대하여 모의시험을 수행하였다. 이때, PDU, INC 및 GRC 항법 결과를 GPS 시각정보와 함께 저장하여 지연시간에 대한 비교에 이용하였다.
그러므로 시간 지연이 발생할 경우 Heading은 성능을 만족하지 못하게 된다. 이에 약결합에서 얻은 IMU 바이어스를 사용하는 상황에서 시간지연을 0, 50, 80, 100, 130ms로 축소하여 후처리로 분석하였다. Table 4, Table 5, Table 6과 같이 투하 전 시간지연에 따라 위치, 속도, 자세 오차가 증가하며, 투하 후 INS Only 구간에서 위치, 속도, 자세 오차의 증가가 확대된다.
PDU가 장착물의 GRC(GPS Receiver Unit)로 데이터를 전송할 때 지연이 발생할 경우, 전달받은 정보와 현재 움직임 사이에 오차가 발생하여 이는 통합항법 결과에 영향을 미치게 된다. 이에 지연시간에 따른 영향성을 확인하기 위하여 시뮬레이터를 이용하여 Fig. 1의 운용 시나리오에 따라 분석하였다. 전달 정렬 중 PDU의 GPS 정보(출력 주기 : 1초) 수신 시 IMU 출력(200Hz)과 Fig.
성능/효과
결과적으로 PDU로부터 생성되어 INC로 전달될 때까지 항법해의 총 지연시간(Tdpdu)은 최소 1.28초∼최대 1.595초이며 평균 1.367초가 된다.
따라서 본 논문에서는 무선을 통해 GPS 데이터를 수신하는 실시간 GPS/INS 통합항법시스템을 구현할 때 발생할 수 있는 생성 및 전송지연 영향을 분석하고 이를 보상하는 알고리즘을 제안하였다. 그리고 이에 따른 항법 성능을 모의시험을 통해 비교, 분석하여 알고리즘이 효과적으로 동작함을 확인하였다.
기준 궤적 대비 시간을 지연시켜가며 위치 오차를 비교한 결과 U-Blox GPS Chipset의 항법해는 기준 궤적 대비 1초 지연되어 출력됨을 확인할 수 있다.
PDU, INC 및 GRC 항법결과를 GPS 시각 정보와 함께 저장 후에 시뮬레이터 기준 궤적과 GPS 시각 정보를 이용하여 통합항법 성능을 확인하였다. 알고리즘 적용 전에는 Fig. 17과 같이 투하직후, 즉 1,400초 근방에서 수행된 INS 단독항법에서 위치오차가 상당히 크게 발생됨을 확인할 수 있다.
알고리즘 적용 후에는 Fig. 18과 같이 위치오차가 상당히 감소함을 확인할 수 있으며 또한 Table 11에서 보이는 바와 같이 알고리즘 적용 후, 투하 후 항법 정보의 정확도 역시 향상되었음을 확인할 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
INS의 오차는 무엇을 사용하여 보정하는가?
그러나 시간이 지남에 따라 가속도 및 각속도정보에 포함된 센서 바이어스(bias)와 센서 드리프트(drift) 오차가 항법 알고리즘의 적분 과정을 통하여 누적되어 항법오차가 증가하게 된다[5,6]. 따라서 저급의 관성센서를 사용한 저렴한 가격의 INS는 시스템의 성능 향상을 위해 오차 누적이 되지 않는 비관성 센서를 함께 결합하여 INS의 오차를 보정한다. 현재 이용되는 대표적인 비관성센서는 GPS이며 GPS와 INS을 결합한 GPS/INS 통합시스템(integrated system)을 이용한 항공기용 장착물에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다.
관성 항법시스템 이란?
관성 항법시스템(Inertial Navigation System, 이하 INS)은 관성 센서인 자이로와 가속도계의 정보를 이용하여 항체의 위치, 속도 및 자세를 외부의 도움 없이 연속적으로 계산할 수 있는 장치로 항공기, 잠수함, 유도탄등과 같은 군용 무기의 항법장치로 많이 이용되어 왔다[1-3]. INS의 특징은 외부 보조 센서의 도움 없이 항법을 수행할 수 있고 넓은 다이나믹 레인지(dynamic range)를 가지며 수십에서 수백 Hz 이상의 높은 출력율로 항법정보를 제공할 수 있는 장점이 있다[4].
INS의 단점은?
INS의 특징은 외부 보조 센서의 도움 없이 항법을 수행할 수 있고 넓은 다이나믹 레인지(dynamic range)를 가지며 수십에서 수백 Hz 이상의 높은 출력율로 항법정보를 제공할 수 있는 장점이 있다[4]. 그러나 시간이 지남에 따라 가속도 및 각속도정보에 포함된 센서 바이어스(bias)와 센서 드리프트(drift) 오차가 항법 알고리즘의 적분 과정을 통하여 누적되어 항법오차가 증가하게 된다[5,6]. 따라서 저급의 관성센서를 사용한 저렴한 가격의 INS는 시스템의 성능 향상을 위해 오차 누적이 되지 않는 비관성 센서를 함께 결합하여 INS의 오차를 보정한다.
참고문헌 (8)
Grewall, M. S., Weill, L. R., and Andrews, A. P., Global Positioning Systems, Inertial Navigation and Integration, John Wiley & Sons, Inc., 2001.
Garg, S. C., Morrow, L. D., and Mamen, R., "Strapdown Technology : A Literature Survey," Journal of Guidance and Control, Vol. 1, No. 3, 1978.
Farrell, J. A., and Barth, M., The Global Positioning System and Inertial Navigation, McGraw-Hill, New York, 1998.
Hofmann-Wellenhof, B., Lichtenegger, H., Collins, J., Global Positioning System: Theory and Practice, 2nd Ed., Springer-Verlag, Wien, 1992.
Minor. R., Nielson, J., " $NavStrike^{TM}$ Rockwell's New Genereation GPS Receiver for Precision Guided Munitions Applications," Proceedings of the 13th International Technical Meeting of the Satellite Division of The Institute of Navigation (ION GPS 2000), Salt Lake City, UT, September 2000, pp. 2047-2050.
Park, D. B., and Shin, D. H., "Dual kalman filter design and flight evaluation of an integrated GPS/INS navigation system for GPS Guided Bomb," Proceeding of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences Fall Conference, November 2007, pp. 541-545.
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