• 전자공학회논문지SC
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• 제49권3호
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• pp.12-18
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• 2012

본 논문에서는 항공기에 장착된 안테나가 정지 위성을 향하도록 관성측정기를 사용하여 지향각을 계산하는 방식을 제시한다. 대상 시스템에서 안테나는 항공기 앞에 위치하고 있고 몸체 유연성을 고려하기 위해 관성측정기를 도입하며, 항공기 중심부 GPS/INS와 안테나부 관성항법장치(INS) 사이의 위치와 속도 차이를 활용하여 스트랩다운 INS 표류 오차를 억제하기 위한 칼만필터를 설계한다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제7권2호
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• pp.13-21
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• 2004

GPS is widely used in various applications since GPS receivers are capable of measuring precise position and velocity in any weather condition for a relatively low cost. However, GPS requires more than four simultaneously visible GPS satellites for optimal performance. In high-motion, high-attitude-changing applications, there exist some situations where less than four satellites are visible or where the dilution of precision (DOP) is high. In this paper, we propose a simulation algorithm that predicts the performance of GPS navigation according to changes in vehicle attitude. We have compared simulation results with experimental results, where simulation results of the proposed algorithm are shown to closely match actual experimental data. This algorithm could be used to predict GPS navigational performance and to determine optimal GPS antenna position.

• Journal of Electrical Engineering and Technology
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• 제8권4호
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• pp.899-910
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• 2013

This paper presents a novel lateral stability control system for electric vehicle based on sideslip angle estimation through Kalman filter using the integration of a single antenna GPS receiver and yaw rate sensor. Using multi-rate measurements including yaw rate and course angle, time-varying parameters disappear from the measurement equation of the proposed Kalman filter. Accurate sideslip angle estimation is achieved by treating the combination of model uncertainties and external disturbances as extended states. Active front steering and direct yaw moment are integrated to manipulate sideslip angle and yaw rate of the vehicle. Instead of decoupling control design method, a new control scheme, "two-input two-output controller", is proposed. The extended states are utilized for disturbance rejection that improves the robustness of lateral stability control system. The effectiveness of the proposed methods is verified by computer simulations and experiments.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권9호
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• pp.929-937
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• 2008

한국항공우주연구원에서 개발하고 있는 KSLV(Korea Space Launch Vehicle)-I 발사체의 비행 안전용 센서의 하나로 활용하기 위하여 개발된 GPS 수신기 시스템은 위성발사체의 특수한 비행환경과 높은 동특성 환경에서도 정상적으로 동작해야 한다. 5년에 걸쳐 개발이 완료된 위성발사체용 GPS 수신기 시스템은 습도, 고온, 저온, 진공, 정현파 및 랜덤진동, 충격, 가속도, 전자파 환경시험 등을 통하여 특수한 환경에서의 성능을 검증하였으며, GPS 시뮬레이터를 이용한 다양한 성능시험을 수행하여 높은 동특성 환경에서도 안정적으로 동작할 수 있음을 확인하였다. 본 논문에서는 위성발사체용 GPS 수신기 시스템의 전 개발과정을 소개하고, 일반적인 GPS 수신기 시스템과 비교하여 개발된 GPS 수신기 시스템의 특수한 기능들을 설명한다.

• 한국ITS학회:학술대회논문집
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• 한국ITS학회 2003년도 제2회 정기총회 및 추계학술대회
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• pp.320-323
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• 2003

• 융합신호처리학회논문지
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• 제16권4호
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• pp.156-161
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• 2015

본 논문에서는 GPS(Global positioning System)-Bluetooth-DSRC(Dedicated short range communication) 대역의 신호를 동시에 수신할 수 있는 차량용 이중편파 다중대역 안테나를 적층형으로 설계하였다. 안테나는 다층 구조(Multi-Layer)이고, 유전율이 4.4이고, 두께가 1.6mm 인 FR4-epoxy 기판을 사용하였다. GPS와 DSRC 대역은 원형편파(Circular Polarization) 특성을 가지고, 블루투스 대역은 선형편파(Linear Polarization) 특성을 가지며, 이들 안테나는 단일 프루브 급전하였다. 안테나는 Ansys HFSS v11로 시뮬레이션 하였고, 측정결과와 비교하면서 크기가 $67mm{\times}67mm{\times}4.8mm$인 안테나를 설계하였다. 최적 설계된 안테나는 -10dB 대역폭이 각 대역에서 82MHz, 127MHz, 862MHz로 측정되었고, GPS 및 DSRC 대역의 3dB 축비 대역폭은 12MHz와 112MHz로 시뮬레이션 되었다. 이 결과는 시스템이 요구하는 사양을 만족하고 있음을 확인하였다.

• 한국전자통신학회논문지
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• 제4권2호
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• pp.87-92
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• 2009

본 논문에서는 통합 안테나 모듈에 사용되는 능동 증폭단을 설계, 제작하였다. 제작한 통합 능동모듈은 AM/FM 대역, T-DMB 대역 및 GPS 대역에서 적절한 이득과 낮은 잡음지수 특성을 나타내었고, 또한 각 회로간의 간섭이 최소화하도록 설계되었다. AM 및 FM 대역에서 7.0dB, 11.0 dB 이득 특성을 나타내고, T-DMB 및 GPS 대역에서 10.0 dB, 17.0 dB의 이득을 갖는다. 제작한 증폭단 모듈은 35mm*35 mm의 크기로 구현할 수 있었고, 이를 적용한 통합 안테나 모듈의 수신감도 또한 기준 안테나와 비교했을 때 동등한 특성을 나타내었다.

• 전자공학회논문지
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• 제52권6호
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• pp.32-40
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• 2015

본 논문에서는 무인항공기에 탑재된 안테나 간의 간섭을 고려한 안테나 최적 위치 분석에 대해서 서술하였다. 분석은 전방향성 안테나들 중 운용 주파수 대역이 인접하고, 상호 간 이격거리가 가까운 곳에 위치한 안테나들을 선정하여 수행하였다. 분석을 수행한 안테나는 제어용 데이터링크, TCAS(Traffic Collision & Avoidance System), IFF(Identification Friend or Foe), GPS(Global Positioning System)와 RALT(Radar ALTimeter) 안테나들이다. 안테나 최적 위치 분석은 세 단계로 구분된다. 첫 번째 단계는 안테나 용도, 형상 및 방사패턴을 고려한 안테나 초기 위치 선정 후 안테나 장착 시 무인항공기 구조물에 의한 안테나 방사패턴과 반사손실 특성 변화를 관찰하여 최적의 특성을 갖는 지점을 선정하는 것이다. 두 번째 단계는 안테나 간의 결합특성과 송신 안테나의 불요파 세기 및 수신 안테나의 최저수신감도를 고려하여 안테나 간 간섭 정도를 분석하는 것이다. 간섭이 발생할 경우, 간섭이 미발생하는 최소이격거리를 분석하여 간섭이 발생하지 않는 최적 위치를 선정한다. 마지막 단계는 안테나 간 추가 거리 이격으로도 간섭이 제거되지 않을 경우, 안테나 간 주파수 이격 분석을 통한 주파수 간섭 대책을 확정하는 것이다. 이러한 분석 과정은 개발단계에서 안테나 간 간섭을 예측하여 간섭이 발생하지 않는 안테나 최적 위치 선정에 유용하게 사용된다.

• 한국항행학회논문지
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• 제14권5호
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• pp.640-647
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• 2010

최근 많은 연구자들에 의하여 위성항법 측정값 중 반송파 측정값에 대한 고장검출 연구가 진행되어 왔으나, 육상교통 환경에서의 적용연구는 활발히 진행되지 않았다. 본 논문에서는 움직이는 물체의 동적특성과 복수의 위성항법 수신기 사이의 기준 거리 제한 조건을 활용하여 위성항법 반송파 측정값의 고장검출을 수행하였다. 반송파 측정값의 고장은 다중경로 등을 포함하고 있으며 측정값 영역에서 고장검출을 수행함으로써 위치결정을 수반하는 기존의 고장검출 방법에 비하여 그 구현이 용이함을 확인하였다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제19권6호
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• pp.1253-1267
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• 2005

Misalignment can be an important problem in the integration of GPS/INS. Observability analysis of the alignment errors in the integration of low-grade inertial sensors and multi-antenna GPS is presented in this paper. A control-theoretic approach is adopted to study the observability of time-varying error dynamics models. The relationship between vehicle motions and the observability of the errors in the lever arm and relative attitude between GPS antenna array and IMU is given. It is shown that alignment errors can be made observable through maneuvering. The change of acceleration makes the components of the relative attitude error that are orthogonal to the direction of the acceleration change observable. The change of angular velocity makes the components of the lever arm error that are orthogonal to the direction of the angular velocity observable. The motion of constant angular velocity has no influence on the estimation of the lever arm.