• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.38 no.7
• /
• pp.673-683
• /
• 2010

This study investigates Terrain Aided Inertial Navigation(TAIN) which consists of Inertial Navigation System (INS) with the optical sensor for precise planetary landing. Image processing is conducted to extract the feature points between measured terrain data and on-board implemented terrain information. The navigation algorithm with Iterated Extended Kalman Filter(IEKF) can compensate for the navigation error, and provide precise navigation information compared to single INS. Simulation results are used to demonstrate the feasibility of integration to accomplish precise planetary landing. The proposed navigation approach can be implemented to the whole system coupled with guidance and control laws.

• Journal of the Institute of Electronics Engineers of Korea TC
• /
• v.48 no.10
• /
• pp.20-28
• /
• 2011

This paper proposes a reliable high-precision positioning system that converges a satellite navigation system and a vision system in order to resolve position errors and outdoor shaded areas, two disadvantages of a satellite navigation system. In kinematic point positioning, the number of available satellite navigation systems changes in accordance with a moving object's position. For location determination of the object, it should receive location data from at least four satellite navigation systems. However, in urban areas, exact location determination is difficult due to factors like high buildings, obstacles, and reflected waves. In order to deal with the above problem, a vision system was employed. First, determine an exact position value of a specific building in urban areas whose environment is poor for a satellite navigation. Then, identify such building by a vision system and its position error is corrected using such building. A moving object can identify such specific building using a vision system while moving, make location data values, and revise location calculations, thereby resulting in reliable high precision location determination.

• Proceedings of the Korean Institute of Navigation and Port Research Conference
• /
• v.2
• /
• pp.475-478
• /
• 2006

본 논문에서는 소형 무인항공기의 정확한 위치, 속도, 자세 정보를 제공하기 위해 저급의 MEMS IMU를 이용한 항법 시스템을 제안한다. 제안하는 시스템은 비행체의 직선운동과 회전운동을 측정할 수 있는 관성측정기와 위성신호를 수신하여 항체의 위치, 속도 정보를 제공하는 GPS 수신기, 지구 자기장 정보를 이용하여 방향각 정보를 제공하는 지자기 센서들로 구성되었다. SDINS와 약결합 방식의 칼만필터를 이용한 항법 시스템은 초기정렬 알고리즘과 센서 오차 보상 알고리즘, 자력계 보상 알고리즘 및 복합항법 알고리즘으로 나뉘며, 설계된 항법 알고리즘들은 시뮬레이션과 차량 실험을 통해서 성능을 분석하였다.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
• /
• 2015.10a
• /
• pp.489-492
• /
• 2015

사용자의 위치기반 서비스에 대한 수요가 증가함에 따라 보행자의 현재 이동경로와 위치를 나타내는 '보행자 항법 시스템(PDR, Pedestrian Dead Reckoning)'에 관한 많은 연구들이 진행 중이다. 보행자 관성 항법 시스템은 IMU를 통해 데이터를 수신하여 각속도와 가속도 값을 구하고, 이 값을 토대로 사용자의 속도와 위치를 추정 한다. 또한 Zero-velocity(영속도)검출을 통해 누적되는 오차를 보정한다. 지금까지 대부분의 보행자 관성항법 시스템의 성능평가는 보행속도가 느리고 제한적인 상황에서 수행되었다. 하지만 이러한 상황은 보행자의 실제 보행상태를 반영하지 못한다. 본 논문에서는 다양한 보행속도에 따른 관성 항법 시스템의 성능을 실험하고 결과를 분석한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.36 no.10
• /
• pp.1003-1010
• /
• 2008

In this paper, we propose the new method to decrease the navigation error by measurement time synchronization error in RLG Trapping signal processing. There are two methods to eliminate the dither motion in RLG. One is the stripping signal processing method. Another is the trapping signal processing method. This two methods have various error sources in measurement output. We perform the error modelling and analysis for the measurement time synchronization error between angular rate from RLG and acceleration from accelerometer in the trapping signal processing method. And we verify the navigation performance through simulation and experiment. Results of simulation and experiment show that the proposed method is very effective in decreasing the navigation error.

• Journal of Advanced Navigation Technology
• /
• v.22 no.3
• /
• pp.220-227
• /
• 2018

The most widely used method for constructing an inertial navigation system (INS)/global navigation satellite system (GNSS) coupling system is to construct an integrated navigation system using a Kalman filter. However, depending on the trajectory, non-observable state variables may be generated. In this case, the state variables are not estimated. To solve this problem, a integrated navigation system is constructed and then an observability analysis is performed. In this paper, a 24th order position-matched Kalman filter is defined to design an INS/GNSS integrated navigation system for vehicles moving with a large pitch angle change. To verify the appropriateness of the error state variables applied to the Kalman filter, an observability analysis was performed. The trajectory was divided into five segments, and the piece-wise constant system (PWCS) was assumed for each segment, and the results were analytically analyzed. The analytical results and the simulation results confirm that the error state parameters of the Kalman filter are well-designed to the estimation side.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.39 no.4
• /
• pp.362-369
• /
• 2011

In this paper, vSLAM aided integrated navigation system is implemented and performance analysis of the system is completed via flight test. The system can suppress divergence of position error of INS only system by updating vSLAM correction information when temporary GPS signal outage occurs in bad radio condition. In the flight test, integrated hardware containing GPS, IMU and camera is loaded under RC electric helicopter. Performance of the integrated navigation system is verified by comparing estimated position of INS/vSLAM system with that of INS only system.

• Proceedings of the Korean Institute of Navigation and Port Research Conference
• /
• 2011.06a
• /
• pp.25-26
• /
• 2011

사용자 의사거리 보정 잔차(UDRE)는 위성항법보정정보의 측위성능을 예측하는데 이용하는 매우 중요한 무결성 감시정보이다. 위성항법보정정보 사용자는 위성별로 제공되는 사용자 의사거리 보정 잔차 정보를 이용하여 목표로 하는 측위성능을 보장할 수 있는지 여부를 계산하고, 이 결과를 반영하여 위성항법보강시스템의 보정정보를 사용할지 아니면, 무시할지를 판단한다. 즉, 사용자 의사거리 보정 잔차는 위성별로 제공되는 보정정보를 이용하여 보정을 한 후에도 제거되지 않고 남는 위성과 사용자 수신기 간의 통계학적 거리 오차로서 가우시안 분포를 갖는다고 본다. 따라서 동일한 위성항법신호 환경이라도 위성항법보강시스템의 종류와 응용분야별로 다르게 설정되는 측위성능의 보장 수준에 따라 사용자 의사거리 보정 잔차는 다른 값을 갖게 된다. 본 논문은 위성항법보강시스템의 무결성 감시성능에 영향을 미치는 사용자 의사거리 보정 잔차 추정기법의 성능해석을 목적으로 다중 기준국 원시정보를 이용한 사용자 의사거리 보정 잔차 추정기법 구조분석과 영향력을 소개하고, 성능에 영향을 미치는 인자와 사용자 의사거리 보정 잔차 추정성능의 지표에 대해 정의한다. 그리고 마지막으로 성능해석의 방법을 제안하고, 타당성을 검증한다.

• Proceedings of the Korean Institute of Information and Commucation Sciences Conference
• /
• 2015.05a
• /
• pp.548-549
• /
• 2015

무인 잠수정은 자율 무인잠수정(이하 'AUV' 또는 '자율무인잠수정'을 혼용)과 원격조정잠수정(이하 'ROV'로 지칭)으로 분류를 할 수 있다. ROV는 테더 게이블로 인한 작업 범위의 한계와 운동성능 효율이 떨어지는 단점을 지니고 있어, 테더 케이블이 필요 없는 AUV에 대한 필요성이 증대되고 있다. 추측 항법 시스템인 관성 항법 시스템(inertial navigation system, 이하 'INS'로 지칭)은 외부 도움없이 관성측정 장치(inertial measurement unit, 이하 'IMU'로 지칭)를 활용하여 구성된 시스템을 말한다. IMU는 자이로 스코프(gyroscope), 가속도계(accelerometer), 지자기(magnetic)센서로 구성된 측정 장치로 3개의 센서를 사용하여 상호 보정을 통한 기동 체의 위치, 속도 및 자세 정보를 제공한다. 복합항법시스템은 추측항법시스템이 가지는 누적오차와 측위 항법시스템이 가지는 외부환경에 대한 단점을 상호 보완하는 방법으로 연구가 진행 중이다. 하지만 심해서 또는 해양의 특성에 따라 측위 시스템이 사용되지 못하기 때문에 추측 항법시스템의 다양한 관성 센서를 활용한 상로 보완과 신호처리 방법을 통한 연구 개발이 진행 중이다. 다양한 센서 정보를 통합하는 목적으로 칼만 필터와 같은 최적 필터기법이 보편적으로 사용되고 있다. 칼만 필터는 확률 선형 시스템에 대하여 공정잡음 및 측정 잡음이 가우시안 확률 분포를 따를 때 최적의 추정자가 된다. 또한 가우시안 조건을 만족하지 않는 경우에도 선형 추정자 중에 추정 오차의 분산이 가장 작은 추정자이다. 칼만 필터가 최상의 성능을 발휘 하려면 공정잡음과 측정 잡음의 실제 값을 정확히 알아내는 것이 중요하다. 잡음 수준에 대한 정보가 부정확 할 경우 칼만 필터는 발산 할 수 있기 때문에 시스템에서 잡음 수준의 공산은 칼만 필터의 최적 이득을 결정하는 중요한 요소로 추정치에 큰 영향을 준다. 따라서 칼만 필터를 추측항법시스템에 적용 시킬 경우 실제 모텔의 잡음 공분산을 정확히 추정할 수 있는 기법이 요구된다. 추측항법시스템은 다양한 센서를 활용하기 때문에 움직이는 기동 표적에 적용시 잡음공분상이 변하기 때문에 항법시스템이 저하 될 수 있다. 본 연구에서는 다양한 센서를 융합하여 해양 생체 로봇의 정밀 자세 제어가 가능한 시스템을 제안하고자 한다.

• Journal of Advanced Navigation Technology
• /
• v.24 no.2
• /
• pp.92-100
• /
• 2020

Satellite-based argumentation systems (SBAS) is a system that enhances the accuracy, integrity, availability and continuity of GNSS navigation users by using geostationary orbit (GEO) satellites to send correction information and the failures of global navigation satellite system (GNSS) satellites in the form of messages. The correction information provided by SBAS is pseudorange error, satellite orbit error, clock error, and ionospheric delay error at 250 bps. Therefore, A lot of message processing are required for the SBAS navigation. There is a need to reduce SBAS time to first fix (TTFF) for using SBAS navigation in systems with short operating time. In this paper, A-SGNSS operation method was proposed for reducing SBAS TTFF. Also, A-SGNSS TTFF and availability were analyzed.