• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제17권2호
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• pp.183-189
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• 2011

An alignment algorithm for strapdown inertial navigation systems is proposed, in which the psi angle error model is utilized. The proposed alignment algorithm is derived from the Psi angle error model which has been widely used in real-time navigation systems. The equation for expecting steady state alignment error is also derived. The proposed algorithm was verified through real-time experiments. Experimental results show that the proposed algorithm can be used in the inertial navigation system and GNSS/INS integrated navigation system to get an initial attitude of the vehicle.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제15권4호
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• pp.374-380
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• 2012

In guided missile systems, reducing terminal-position error is the primary objective of the inertial navigation system. As a seeker is used to sense and track a target, the critical function of the inertial navigation system is to provide the seeker with accurate missile attitude information and help the seeker to keep tracking a target continuously. As inertial sensor body and missile body alignment errors are taken into account, it is desirable to minimize the alignment errors between the missile seeker and the attitude of inertial navigation system. Among the alignment errors, this paper addresses the methods of measuring and compensating misalignment between inertial sensor body and housing frame and shows test results of several experiments.

• 한국항행학회논문지
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• 제27권1호
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• pp.50-56
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• 2023

관성항법장치는 내장된 관성센서만을 이용하여 외부의 도움 없이 항체의 가속도 및 각속도를 이용하여 항법 정보를 계산한다. 하지만, 장시간 운용 시 관성항법장치는 시간이 지남에 따라 오차가 누적되어 항법 성능이 저하된다. 이러한 관성항법장치의 누적 오차를 줄이기 위하여 관성센서조립체를 일정한 절차로 회전시켜 관성센서 오차가 회전을 통해 상쇄되도록 항법 성능을 개선 시키는 연구가 활발히 진행되고 있다. 본 논문에서는 2축 회전형 관성항법장치의 성능에 영향을 미칠 수 있는 오차 요소를 식별하고 각 오차가 항법 성능에 어떠한 영향을 미치는지 분석하였다. 오차 분석 수행 후 시뮬레이션을 통해 관성항법장치의 항법 성능분석 결과를 제시하였다.

• 전기학회논문지
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• 제58권5호
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• pp.1010-1018
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• 2009

An inertial navigation system for pedestrian position tracking is proposed, where the position is computed using inertial sensors mounted on shoes. Inertial navigation system(INS) errors increase with time due to inertial sensor errors, and therefore it needs to reset errors frequently. During normal walking, there is an almost periodic zero velocity instance when a foot touches the floor. Using this fact, estimation errors are reduced and this method is called the zero velocity updating algorithm. When implementing this zero velocity updating algorithm, it is important to know when is the zero velocity interval. The gait states are modeled as a Markov process and each state is estimated using the hidden Markov model smoother. With this gait estimation, the zero or nearly zero velocity interval is more accurately estimated, which helps to reduce the position estimation error.

• 한국전자통신학회논문지
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• 제19권2호
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• pp.445-452
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• 2024

본 논문에서는 회전형 관성항법장치의 핵심 기술인 최적 회전 절차를 설계하기 위하여 회전 동작별 항법 오차를 분석하는 내용을 다룬다. 회전형 관성항법장치는 관성측정기를 주기적으로 회전시킴으로써 관성센서 오차가 유발하는 항법 오차가 자체적으로 상쇄되도록 고안되었다. 적절히 연이어진 회전 동작은 최대한의 항법 오차를 상쇄시키며, 이를 최적 회전 절차라고 한다. 본 논문에서는 이러한 최적 회전 절차를 설계하기 위하여 회전형 관성항법장치에서 구현 가능한 회전 동작을 구분하고, 각 회전 동작 시 발생되는 항법 오차에 대해 분석한다. 또한 이를 조합하여 회전 절차를 수행할 때 발생되는 항법 오차의 특성을 분석함으로써 최적 회전 절차를 구성하기 위한 조건을 제시한다.

• 한국항행학회논문지
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• 제23권3호
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• pp.245-250
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• 2019

관성항법장치는 시간 경과에 따라 관성센서 및 초기정렬 오차로 인해 항법 오차가 발생한다. 이를 보상하기 위한 방법으로 위성항법시스템 및 속도계 등을 이용하여 보정항법을 수행한다. 수중 환경에서는 GNSS 신호가 통하지 않기 때문에, 수중운동체에 탑재한 관성항법장치는 주로 속도계 보조센서를 이용하여 보정항법을 수행한다. 속도계 보조센서는 DVL, EM-Log, RPM이 있으며, 시스템 환경에 따라서 센서 종류가 적용된다. 본 논문은 고속 및 심해 환경에서 운용되는 관성항법장치의 RPM 속도보정항법을 설계하였다. 또한 직진 방향의 성분을 갖는 RPM 속도계의 한계를 보완하며, 해조류 속도 오차를 보상하는 알고리즘을 제안하였다. 제안한 알고리즘은 몬테카를로 시뮬레이션 결과를 통해 성능을 입증하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제21권3호
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• pp.349-360
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• 2018

This paper proposes various methods for constructing a HWIL simulation system including Inertial Navigation System(INS) and Guidance Control Unit(GCU) under the assumption that the INS identifies the initial attitude of an aviation body through its own alignment and that it is a package consisting of an inertial sensor and a navigation computation module. This paper also presents a real-time computing technology and a way to calculate the command of the Flight Motion System(FMS) analogous to the acutal flight environment. The proposed HWIL simulation system is constructed by applying the above-mentioned methods and the results of running a series of simulations confirm high effectiveness and usefulness of the system. Finally, minor error factors that could be acquired only in HWIL simulation Environment are analyzed.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1996년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); 포항공과대학교, 포항; 24-26 Oct. 1996
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• pp.668-671
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• 1996

Two expressions for the inertial navigation system error equations are derived using a perturbation method; one in navigation frame, and the other in geographic frame. The equivalence between two expressions is shown by explicit equations and computer simulation.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제22권2호
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• pp.189-196
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• 2019

The inertial sensor errors in SDINS(Strapdown Inertial Navigation System) can be compensated by rotating the inertial measurement unit and it is called RINS(Rotational Inertial Navigation System). It is assumed that the error of the inertial sensor in RINS is a static bias. However, the error of the inertial sensor actually developed and produced is not a static bias due to the change of the temperature applied to the sensor and the influence of the earth's gravity acceleration. In this paper, we propose a six-position gyro bias calibration method to evaluate the gyro bias required for RINS and present the test results of applying it to a ring laser gyro inertial navigation system under development.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1989년도 한국자동제어학술회의논문집; Seoul, Korea; 27-28 Oct. 1989
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• pp.45-49
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• 1989

The observability of an strapdown inertial navigation system(SDINS) is investigated. The piece-wise constant systems are defined and the stepped observability matrix scheme is applied to observability analysis of SDINS theoretically, the results are compared with that of covariance simulation. It is found that SDINS is more observable than gimballed inertial navigation system (GINS) in the case of the variation of vehicle attitude, and is found that the stepped observability matrix theory is simple and useful for the analysis of the system observability but the results are not completely same as that of covariance simulation.