[논문]고기동 환경에 적용 가능한 소형 GPS/MEMS IMU 통합항법 수신모듈 설계

정구용; 박대영; 김성민; 이종혁

doi:10.12673/jant.2021.25.1.68

고기동 환경에 적용 가능한 소형 GPS/MEMS IMU 통합항법 수신모듈 설계
Design of a Compact GPS/MEMS IMU Integrated Navigation Receiver Module for High Dynamic Environment 원문보기

한국항행학회논문지 = Journal of advanced navigation technology, v.25 no.1, 2021년, pp.68 - 77

정구용 (단암시스템즈 기술연구소) , 박대영 (단암시스템즈 기술연구소) , 김성민 (단암시스템즈 기술연구소) , 이종혁 (단암시스템즈 기술연구소)

초록
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본 논문에서는 높은 동특성 환경에서 동작이 가능한 GPS/MEMS IMU 통합항법 수신모듈을 설계 및 제작하고, 그 결과를 확인하였다. 설계한 모듈은 RF 수신부, 관성측정부, 신호처리부, 상관기, 항법 S/W로 구성된다. RF 수신부는 저잡음증폭, 주파수 변환, 필터링, 자동이득조절 기능을 수행하고, 관성측정부는 3축 자이로스코프, 가속도계, 지자기센서가 적용된 MEMS급 IMU로부터 측정 데이터를 수집하여 항법S/W로 전달하는 인터페이스를 제공한다. 신호처리부 및 상관기는 FPGA 로직으로 구현하여 필터링 및 상관 값 계산을 수행하고, FPGA 내부 CPU를 사용하여 위성항법, 통합항법 S/W를 구현하였다. 제작된 모듈의 크기는 95.0 × 85.0 × 12.5 mm 이고, 무게는 110g을 확인하였으며, 동적성능 1200m/s, 가속도 10g의 환경에서 규격 이내의 항법정확도 성능을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

In this paper, a GPS/MEMS IMU integrated navigation receiver module capable of operating in a high dynamic environment is designed and fabricated, and the results is confirmed. The designed module is composed of RF receiver unit, inertial measurement unit, signal processing unit, correlator, and navigation S/W. The RF receiver performs the functions of low noise amplification, frequency conversion, filtering, and automatic gain control. The inertial measurement unit collects measurement data from a MEMS class IMU applied with a 3-axis gyroscope, accelerometer, and geomagnetic sensor. In addition, it provides an interface to transmit to the navigation S/W. The signal processing unit and the correlator is implemented with FPGA logic to perform filtering and corrrelation value calculation. Navigation S/W is implemented using the internal CPU of the FPGA. The size of the manufactured module is 95.0×85.0×.12.5mm, the weight is 110g, and the navigation accuracy performance within the specification is confirmed in an environment of 1200m/s and acceleration of 10g.

주제어

표/그림 (30)

그림 그림 1. 소형 GPS/MEMS IMU 통합항법 구조 및 형상 Fig. 1. Fabricated GPS/MEMS IMU integrated navigation receiver module.
그림 그림 2. 하드웨어 구성도 Fig. 2. Hardware configuration.
표 표 1. 설계 사양 Table 1. Design specification.
그림 그림 3. RF 수신부 구성도 Fig. 3. RF receiver configuration
그림 그림 4. 대역통과필터 응답특성 Fig. 4. Band pass filter response.
그림 그림 5. (a) ADC 샘플데이터 (b) 대역통과 필터 결과 Fig. 5. (a) ADC sample data (b) Band pass filter result.
표 표 2. 센서 성능 Table 2. Sensors specifications.
그림 그림 6. 상관기 구성 Fig. 6. Correlator configuration.
그림 그림 7. 신호획득부 Fig. 7. Signal acquisition.
그림 그림 8. 신호추적부 Fig. 8. Signal tracking.
그림 그림 9. 항법부 Fig. 9. GPS navigation.
그림 그림 10. 약 결합 통합항법 알고리즘 Fig. 10. Loosely coupled integrated navigation algorithm.
그림 그림 11. 차량주행 시험 구성 Fig. 11. Vehicle test configuration.
표 표 3. 참조 데이터 정확도 Table 3. Reference data accuracy.
그림 그림 12. 차량주행 시험 위치 오차 Fig. 12. Position error in vehicle test.
그림 그림 13. 차량주행 시험 속도 오차 Fig. 13. Velocity error in vehicle test.
그림 그림 14. 차량주행 시험 자세 오차 Fig. 14. Attitude error in vehicle test.
그림 그림 15. 차량주행 시험 가시 위성 개수 Fig. 15. Number of visible satellites in vehicle test.
그림 그림 16. 차량시험 IMU 바이어스 추정 결과 Fig. 16. IMU bias estimation result in vehicle test.
표 표 4. 차량 주행 중 항법 정확도 Table 4. Navigation accuracy in vehicle test.
그림 그림 17. 고기동 시뮬레이션 시험 위치 오차 Fig. 17. High dynamic simulation test position error.
그림 그림 18. 고기동 시뮬레이션 시나리오 궤적 Fig. 18. High dynamic simulation scenario trajectory.
그림 그림 19. 고기동 시뮬레이션 시나리오 Fig. 19. High dynamic simulation scenario.
그림 그림 20. (a) 신호 성상도 (b) IQ 출력 파형 Fig. 20. (a) Constellation of signal (b) IQ output waveform.
그림 그림 21. 고기동 시뮬레이션 시험 가시 위성 개수 Fig. 21. Number of visible satellites in high dynamicsimulation.
그림 그림 22. 고기동 시뮬레이션 시험 위치 오차 Fig. 22. Position error in high dynamic simulation.
그림 그림 23. 고기동 시뮬레이션 시험 속도 오차 Fig. 23. Velocity error in high dynamic simulation.
그림 그림 24. 고기동 시뮬레이션 시험 자세 오차 Fig. 24. Attitude error in high dynamic simulation.
그림 그림 25. 고기동 시뮬레이션 IMU 바이어스 추정 결과 Fig. 25. IMU bias estimation result in high dynamic simulation.
표 표 5. 고기동 시뮬레이션 항법 정확도 Table 5. Navigation accuracy in high dynamic simulation.

AI 본문요약
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문제 정의

장착 및 호환이 가능하도록 설계하였다. 또한 고기동 환경에 문제없이 동작함으로써, 다양한 우주항공/방산 전자 장비에 적용이 가능하도록 그 목표를 설정하였다. 소형 GPS/MEMS IMU 통합항법 수신모듈의 설계사양 및 목표는 표 1과 같다.
본 논문에서는 고기동 환경에 적용가능한 소형 GPS/MEMS IMU 수신모듈의 설계 및 제작 방법을 제안한다. 고가속도, 고저크 환경에 만족하는 GPS 수신기를 설계하고, MEMS IMU와결합하여 통합항법 구현을 설명한다.
본 논문에서는 고기동 환경에서 동작이 가능한 소형 GPS/MEMS IMU 통합항법 수신모듈의 H/W를 설계 및 제작하고, FPGA를 이용하여 GPS 위성항법과 GPS/MEMS IMU 통합항법 S/W를 구현하였다. 제작된 모듈을 사용하여 차량 주행시험 및 고기동 환경의 시뮬레이션 등 다양한 조건에서의 시험 및 검증을 통하여 설계요소를 최적화함으로써 목표사양을 만족하는 것을 확인하였다.

제안 방법

구성하였다. GPS 신호는 Spirent社의 GSS8000 위성신호 모의기에서 출력되는 GPS L1 C/A신호를 사용하고, 모의 IMU 측정데이터는 위성 신호 모의기에서 획득한 가속도, 자세, 각속도 참 데이터를 이용하여 항법좌표계에서 동체좌표계로 좌표계 변환한 후 MEMS IMU의 오차성분을 더하여 이용하였다. IMU의 오차 성분은 차량시험 시 추정한 바이어스 정보를 바탕으로 가속도계 바이어스 10mg, 자이로 바이어스 1000 deg/h로 설정하였다.
GPS/MEMS IMU 통합항법 수신모듈의 성능을 검증하기 위해 차량주행 시험을 수행하였다. 주행 장소는 의왕 백운호수 주변 도로로, 시험 구성 및 주행경로는 그림 11과 같다.
GPS/MEMS IMU 통합항법 시스템은 그림 10과 같이 Kalman filter를 이용하여 약 결합 방식으로 구현하였다. MEMS IMU의 가속도, 각속도 측정치를 이용하여 관성항법을 하고, GPS의 위치, 속도 정보와 지자기센서 방위각 정보를 측정값으로 하는 Kalman filter를 설계하여 관성항법의 위치, 속도, 자세 오차와 IMU 바이어스를 보정하도록 구현하였다.
GPS 신호는 Spirent社의 GSS8000 위성신호 모의기에서 출력되는 GPS L1 C/A신호를 사용하고, 모의 IMU 측정데이터는 위성 신호 모의기에서 획득한 가속도, 자세, 각속도 참 데이터를 이용하여 항법좌표계에서 동체좌표계로 좌표계 변환한 후 MEMS IMU의 오차성분을 더하여 이용하였다. IMU의 오차 성분은 차량시험 시 추정한 바이어스 정보를 바탕으로 가속도계 바이어스 10mg, 자이로 바이어스 1000 deg/h로 설정하였다. 고기동 시나리오의 궤적은 그림 18과 같고, 환경조건은 최고속도 1200m/s, 최고 가속도 10g, 최고 저크 50g/s로 그림 19와 같다.
구현하였다. MEMS IMU의 가속도, 각속도 측정치를 이용하여 관성항법을 하고, GPS의 위치, 속도 정보와 지자기센서 방위각 정보를 측정값으로 하는 Kalman filter를 설계하여 관성항법의 위치, 속도, 자세 오차와 IMU 바이어스를 보정하도록 구현하였다.
캐리어추적루프는 FLL과 PLL을 이용하여 carrier 의 doppler frequency를 추적한다. PLL lock 여부를 확인하여 lock이 되지 않으면 FLL로부터 assist를 받고, lock이 되면 PLL 만 동작하도록 설계하였다.
능동안테나(active antenna)를 적용하기 위하여 RF 수신부 입력에는 Bias-T를 적용하였으며, 추후 위치정확도 향상을 위한 이 중 주파수(dual frequency) 위성항법을 적용하기 위하여 L5 위성신호를 수신할 수 있도록 설계하였다. RF 수신부는 신호 방사, 잡음유입 등을 방지하기 위하여 차폐케이스를 적용하였고, RF 수신부의 최대이득은 85dB 이하, 잡음지수는 3dB 이하로 측정되었다.
수신모듈의 설계 및 제작 방법을 제안한다. 고가속도, 고저크 환경에 만족하는 GPS 수신기를 설계하고, MEMS IMU와결합하여 통합항법 구현을 설명한다. 제작한 모듈의 항법 성능을 검증하기 위해 차량시험 및 고기동 환경의 시뮬레이션을 수행하여 성능 규격을 만족함을 확인하였다.
수행한다. 그림 6과 같이 replica 신호 생성을 위해 carrier NCO(numerically controlled oscillator), code NCO, code generator 블록을 구성하고, 생성된 replica 신호와 수신 신호와의 곱셈을 누적하는 accumulator를 구성하였다. 상관기에서는수신신호와 early, prompt, late code의 상관 값을 위성 항법 부에 전달한다.
능동안테나(active antenna)를 적용하기 위하여 RF 수신부 입력에는 Bias-T를 적용하였으며, 추후 위치정확도 향상을 위한 이 중 주파수(dual frequency) 위성항법을 적용하기 위하여 L5 위성신호를 수신할 수 있도록 설계하였다. RF 수신부는 신호 방사, 잡음유입 등을 방지하기 위하여 차폐케이스를 적용하였고, RF 수신부의 최대이득은 85dB 이하, 잡음지수는 3dB 이하로 측정되었다.
따라서 신호처리부에서는 DC성분 및 신호 대역 이외의 잡음을 제거하기 위한 대역통과 필터링만 수행한다. 대역통과 필터는 RF 수신부에서 설계된 IF 중심주파수를 기준으로 2.2MHz의 대역폭과 80dB의 감쇠량을 갖도록 설계하였다. 그림 4는 사용한 대역통과 필터의 응답특성을 나타낸다.
또한 FPGA 로직을 사용하여 디지털신호처리를 수행하고, 상관기로 전달하는 기능을 수행한다.
상관기에서는수신신호와 early, prompt, late code의 상관 값을 위성 항법 부에 전달한다. 또한 신호추적을 위해 위성항법부에서 DLL(delay locked loop), FLL(frequency locked loop), PLL의 discriminator 와 loop filtering을 수행하는데, 이로부터 얻은 feedback값을 각 NCO에 업데이트 할 수 있도록 인터페이스를 제공한다. 상관기는 약 400개의 ALUT 및 약 600의 로직 레지스터를 사용하여 구현하였고, 총 32개의 상관기가 동시 동작하도록 설계하였다.
마지막으로 RF 수신부에서 사용되는 PLL(phase locked loop) 및 저역통과필터의 특성은 소자의 register를 통해 설정이 가능하며, 이러한 설정을 위한 인터페이스를 제공한다. 본 논문에서는 IF의 중심주파수가 4Mhz, 저역통과필터의 대역폭이 10Mhz가 되도록 설계하였다.
이러한 설정을 위한 인터페이스를 제공한다. 본 논문에서는 IF의 중심주파수가 4Mhz, 저역통과필터의 대역폭이 10Mhz가 되도록 설계하였다. 그림 5는 FPGA에 신호처리 부를 구현하여 획득한 데이터를 사용하여 스펙트럼을 확인한 결과이고, 이를 통해 설계대로 동작됨을 확인하였다.
또한 신호추적을 위해 위성항법부에서 DLL(delay locked loop), FLL(frequency locked loop), PLL의 discriminator 와 loop filtering을 수행하는데, 이로부터 얻은 feedback값을 각 NCO에 업데이트 할 수 있도록 인터페이스를 제공한다. 상관기는 약 400개의 ALUT 및 약 600의 로직 레지스터를 사용하여 구현하였고, 총 32개의 상관기가 동시 동작하도록 설계하였다.
신호추적부에서 측정된 code phase를 기반으로 의사 거리를 추정하였고, ephemeris 데이터를 이용하여 위성의 위치를 계산하였다. 수신기의 위치, 속도 해를 계산하기 위해 WLS(weighted least square)를 수행하였고, WLS의 weight matrix는 각 위성의 SNR(signal to noise ratio), elevation, 대류층, 이온층 정보 등으로 구성하였다.
신호추적부에서 측정된 code phase를 기반으로 의사 거리를 추정하였고, ephemeris 데이터를 이용하여 위성의 위치를 계산하였다. 수신기의 위치, 속도 해를 계산하기 위해 WLS(weighted least square)를 수행하였고, WLS의 weight matrix는 각 위성의 SNR(signal to noise ratio), elevation, 대류층, 이온층 정보 등으로 구성하였다.
기능을 수행한다. 신호획득을 수행하는 상관기 채널은 32개이며, serial search 방식으로 설계하였다. 그림 7은 신호획득 부의 구조로, serial search range는 ±5000Hz이고 doppler bine 500Hz 이다.
고기동 시나리오의 궤적은 그림 18과 같고, 환경조건은 최고속도 1200m/s, 최고 가속도 10g, 최고 저크 50g/s로 그림 19와 같다. 정적 초기정렬은 650초 수행하고 방위각 측정값은 차량 시험 시 지자기센서의 방위각 오차 수준(RMS 4°)을 고려하여 적용하였다.
제작된 소형 GPS/MEMS IMU 통합항법 수신모듈은 그림 1 과 같이 PCB(printed circuit board) 형태의 모듈타입으로, 타 장비에 장착 및 호환이 가능하도록 설계하였다. 또한 고기동 환경에 문제없이 동작함으로써, 다양한 우주항공/방산 전자 장비에 적용이 가능하도록 그 목표를 설정하였다.
주행 장소는 의왕 백운호수 주변 도로로, 시험 구성 및 주행경로는 그림 11과 같다. 주행 전 출발점에서 약 300초간 초기정렬을 수행하고, 주행경로를 4회 왕복하여 약 30분간 주행하였으며 차량 속도는 도로 주행환경에 따라 0~80 km/h로 하였다.
코드추적루프는 DLL을 이용하여 코드위상 지연을 추적하며, 그림 8과 같이 캐리어추적루프부터 aiding을 받는 방식으로 설계하였다. 캐리어추적루프는 FLL과 PLL을 이용하여 carrier 의 doppler frequency를 추적한다.

대상 데이터

있고, 구성도는 그림 2와 같다. 신호처리부와 상관기 로직을 구현하기 위한 FPGA(field programmable gate array)로 Intel 社의 Cyclone V FPGA SoC 5CSEBA6U23I7N 제품을 선정하였다. 이 제품은 CPU가 포함된 SoC제품군으로 위성항법 및 통합항법 S/W의 구동을 위해 별도의 CPU를 사용할 필요가 없어 소형화에 이점을 가진다.
위치, 속도 정확도를 확인하기 위하여 Septentrio社의 ASTERX3 수신기를 이용해 고정밀의 RTK(real time kinematic) 보정 데이터를 사용하였고, 자세 데이터를 비교하기 위하여 XSENS社의 MTi-7의 자세 정보를 이용하였다. 시험에 사용한 참조 데이터의 정확도는 표 3과 같다.

이론/모형

시스템 모델은 식 (2)과 같이 스트랩다운 관성항법 오차 방정식을 이용하였다 [2].

성능/효과

Yaw 정렬이 roll, pitch와 비슷한 속도로 안정화 될 수 있었던 원인은 지자기 센서를 이용하여 측정한 방위각을 Kalman filter 측정치로사용했기 때문이다. 다만 지자기센서 자체의 오차가 약 4° 발생했지만 MEMS IMU 자체로 정렬하는 것보다 오차가 적고, 계산속도도 짧아 정렬 시간을 단축할 수 있었다.
두 번째는 동적 모드 안정화 이후 저크가 크게 발생한 시점으로, 이 경우 GPS의 속도오차가 발생함에 따라 이를 추종하는 통합항법의 속도 오차도 발생하였다. 하지만 통합항법은 오차의 크기가 완만하게 발생했다가 완화되는 현상을 보인다.
다만 그림 15를 보면 가시 위성 수의 변화가 잦고, 일시적으로 5개 이하로 감소하는 구간도 발생한 것을 확인할 수 있다. 이러한 구간에서 GPS의 항법 성능이 저하되어 위치, 속도 오차가 크게 발생했는데, GPS/INS 통합항법을 통해 오차를 완만하게 안정시킬 수 있었고, 그 결과 주행 전체의 항법 정확도 성능이 향상되는 것을 표 4를 통해 확인할 수 있다.
S/W를 구현하였다. 제작된 모듈을 사용하여 차량 주행시험 및 고기동 환경의 시뮬레이션 등 다양한 조건에서의 시험 및 검증을 통하여 설계요소를 최적화함으로써 목표사양을 만족하는 것을 확인하였다. 그에 따라 위성항법이 필요한 우주항공/ 방산 전자장비에 적용이 가능할 것으로 판단된다.
고가속도, 고저크 환경에 만족하는 GPS 수신기를 설계하고, MEMS IMU와결합하여 통합항법 구현을 설명한다. 제작한 모듈의 항법 성능을 검증하기 위해 차량시험 및 고기동 환경의 시뮬레이션을 수행하여 성능 규격을 만족함을 확인하였다.
추가 적으로 통합항법을 통해 IMU의 측정오차를 추정한 결과가 설정한 오차 값(자이로 바이어스 1000 deg/h, 가속도계 바이어스 10mg) 으로 수렴한 것을 그림 25를 통해 확인할 수 있었다.
표 4를 보면 동적모드 전 구간에서 위성항법과 통합항법 모두 표 1에서 제시한 위치, 속도, 자세 정확도 설계사양을 만족하는 것을 확인할 수 있다. 추가적으로 그림 16을 통해 자이로와 가속도계의 바이어스를 추정 결과를 확인할 수 있었는데, 자이로는 최대 1000deg/h, 가속도계는 최대 6mg의 바이어스 성능을 보임을 확인할 수 있었다.
안정화 속도는 초기정렬 자세오차에 비례하는 것으로, 보다 정확한 방위각 측정치를 이용할 경우 빠르게 안정화가 될 것이다. 표 4를 보면 동적모드 전 구간에서 위성항법과 통합항법 모두 표 1에서 제시한 위치, 속도, 자세 정확도 설계사양을 만족하는 것을 확인할 수 있다. 추가적으로 그림 16을 통해 자이로와 가속도계의 바이어스를 추정 결과를 확인할 수 있었는데, 자이로는 최대 1000deg/h, 가속도계는 최대 6mg의 바이어스 성능을 보임을 확인할 수 있었다.
표 5 고기동 환경 동적 구간에서의 항법 성능을 보면, 위성항법과 통합항법의 위치, 속도, 자세 모든 항법 성능이 표 1에서 제시한 설계 사양을 만족하는 것을 확인할 수 있다. 추가 적으로 통합항법을 통해 IMU의 측정오차를 추정한 결과가 설정한 오차 값(자이로 바이어스 1000 deg/h, 가속도계 바이어스 10mg) 으로 수렴한 것을 그림 25를 통해 확인할 수 있었다.

후속연구

제작된 모듈을 사용하여 차량 주행시험 및 고기동 환경의 시뮬레이션 등 다양한 조건에서의 시험 및 검증을 통하여 설계요소를 최적화함으로써 목표사양을 만족하는 것을 확인하였다. 그에 따라 위성항법이 필요한 우주항공/ 방산 전자장비에 적용이 가능할 것으로 판단된다.

참고문헌 (5)

D. H. Titterton and J. L. Weston, Strapdown inertial navigation technology, 2nd ed. United Kingdom, UK: The Institution of Electrical Engineers, 2004.
P. Aggarwal, Z. Syed, A. Noureldin, N. El-Sheimy, MEMS-based Integrated Navigation, Boston, MA, USA: Artech House, 2010.
H. S. Kim, S. J. Baek, and Y. C. Cho, "Improving INS/GPS integrated system position error using dilution of precision," Journal of Advanced Navigation Technology, Vol 21, No. 1, pp. 138-144, Feb. 2017.

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S. J. Baek, "A design of the IMM filter for improving position error of the INS/GPS integrated system," Journal of Advanced Navigation Technology, Vol. 23, No. 3, pp. 221-227, Jun. 2019.
J. D. Park, M. W. Kim, H. S. Kim, J. Y. Lee and H. K. Lee, "Lever arm error compensation of GPS/INS integrated navigation by velocity measurements," Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 41, No. 6, pp.481-487, May. 2013.

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표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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