• 한국군사과학기술학회지
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• 제26권3호
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• pp.214-226
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• 2023

A transfer alignment is used to initialize, align, and calibrate a SINS(Slave INS) using a MINS(Master INS) in motion. This paper presents an airborne transfer alignment with velocity and azimuth matching to estimate inertial sensor biases under the wing flexure influence. This study also considers the lever arm, time delay and relative orientation between MINS and SINS. The traditional transfer alignment only uses velocity matching. In contrast, this paper utilizes the azimuth matching to prevent divergence of the azimuth when the aircraft is stationary or quasi-stationary since the azimuth is less affected by the wing flexibility. The performance of the proposed Kalman filter is analyzed using two factors; one is the estimation performance of gyroscope and accelerometer bias and the other is comparing aircraft dynamics and attitude covariance. The performance of the proposed filter is verified using a long term flight test. The test results show that the proposed scheme can be effectively applied to various platforms that require airborne transfer alignment.

• 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.

• 천문학회보
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• 제44권2호
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• pp.58.1-58.1
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• 2019

We have developed Ground Software (GSW) of BITSE. The ground software includes mission operation software, data visualization software and data processing software. Mission operation software is implemented using COSMOS. COSMOS is a command and control system providing commanding, scripting and data visualization capabilities for embedded systems. Mission operation software send commands to flight software and control coronagraph. It displays every telemetry packets and provides realtime graphing of telemetry data. Data visualization software is used to display and analyze science image data in real time. It is graphical user interface (GUI) and has various functions such as directory listing, image display, and intensity profile. The data visualization software shows also image information which is FITS header, pixel resolution, and histogram. It helps users to confirm alignment and exposure time during the mission. Data processing software creates 4-channel polarization data from raw data.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권10호
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• pp.98-103
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• 2005

해상도 2.5m 급 지구관측 카메라인 MAC(Medium-sized Aperture Camera)의 비행모델이 정렬 및 조립되었다. 본 논문에서는 지상에서 측정한 MAC의 시스템 MTF 성능, MTF를 이용한 초점면부의 정렬 등에 대해 논의한다. 칼날주사방식을 이용하여 MAC의 시스템 MTF를 측정하였고, 이를 위해 회절한계 성능의 구경 450 mm 급의 카세그레인 시준기를 만들어 사용하였다. 시스템 MTF를 이용하여 CCD 검출기 초평면부의 최적의 초점에 정렬하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2001년도 ICCAS
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• pp.141.5-141
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• 2001

An attitude GPS receiver with 3 antennas obtains 3-dimensional attitude using GPS carrier phase measurement INS obtains the 3 dimensional navigation solution for IMU consisting of accelerometers and gyro. Ground-alignment process for the low -cost INS cannot be performed well due to the large sensor noise. Using the standard GPS receiver, however, continuous in-flight alignment for the INS becomes possible, and consequently, the errors in IMU sensors and navigation solution can be compensated. Especially with attitude measurement from the attitude GPS receiver, the compensation of errors in gyroscope and attitude would be done respite of the vehicle´s dynamics and their error covariance would be reduced. This paper presents ...

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 1996년도 하계학술대회 논문집 B
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• pp.1002-1004
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• 1996

In this paper, presented are the results of observability analysis for the vehicle maneuver during In-Flight Alignment of SDINS. The target system for observability analysis is 10th order one. Three trajectories for IFA are considered. To analyze the observability of the time varying system, correlation coefficient is used and to measure the degree of observability of the given system, simulation is carried out using covariance matrix. The results of simulation show that trajectories which are having continuous changes in attitude and acceleration of system is superior to straight trajectory in correcting navigation errors.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제9권6호
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• pp.420-424
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• 2003

A new adaptive filter is proposed for an aided strapdown inertial navigation system(SDINS). The proposed filter can be used to effectively estimate the time-varying variance of the measurement noise. Then, the in-flight alignment for the radar aided SDINS is designed using the additive quatermion error model. Simulation results show that the proposed adaptive filter effectively improves the performance of the radar aided SDINS.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2001년도 ICCAS
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• pp.77.3-77
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• 2001

An extended robust H$\infty$ filter is proposed for a nonlinear uncertain system. We also analyze the characteristics of the proposed filter such as an H$\infty$ performance criterion using the Lyapunov function method. The analysis results show that proposed filter has a robustness against disturbances such as process and measurement noises and against parameter uncertainties. Then the in-flight alignment for a strapdown inertial navigation system is designed using the presented filter. Simulation results show that the proposed filter effectively improve the performance.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.170-178
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• 2004

본 논문은 KSR-III 개발경험을 토대로 모션테이블을 이용한 로켓 6자유도 실시간모의시험(HILS) 방안에 대해 다루고 있다. 모션테이블 HILS 시험을 통해, 3축 모션테이블의 동특성 지연에 따른 제어루프의 안정성을 판단하고 종합 HILS 시험을 위한 기초 자료를 제공하게 된다. 모션테이블 HILS 초기화 시험을 통해, 관성항법장치 초기정렬을 위한 초기자세 각 유지 알고리듬 시험, 발사시작 신호 모사를 통한 시각동기화 시험, 외부기록계를 이용한 실시간 조정시험 등을 수행하게 되고, 개루프 HILS 시험을 통해 정상 상태 비행 상황 및 슬로싱, 벤딩, TWD, 바람, 추력비정렬오차 등의 영향이 존재하는 비행 상황에 대한 모션테이블 운용 시험을 수행하게 되며, 최종적으로 모션테이블 자세각을 궤환루프의 입력으로 궤환시킨 폐루프 HILS를 통해 제어루프의 안정성 시험을 완료하게 된다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권4호
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• pp.60-67
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• 2022

일반적인 항공기의 전자광학추적장비(Electro-Optical Tracking System, EOTS)는 EO/IR, 레이저 센서 등의 구성품으로 구성된다. 표적 획득 시 요구되는 표적 좌표는 내부 구성품인 관성측정장비(Inertial Measurement Unit, IMU)에서 측정되는 자세와 가속도 측정값을 이용하여 획득된다. 특히 무장시스템을 운용하는 항공기의 경우, 무장 발사를 위한 표적 좌표를 얼마나 신속하고 정확하게 획득하는가에 따라 무장시스템의 성능이 좌우된다. 무장시스템에서 요구하는 좌표 정확도를 충족하기 위해서는 IMU가 정렬 완료 상태에서 운용되어야 하므로 신속하게 자세와 가속도를 측정하여 IMU 초기 안정화 시간을 단축하여야 한다. IMU의 정렬은 IMU의 자세 오차를 해소하여 초기 자세를 결정하는 과정이며, 항공용 EOTS와 같은 임무장비의 IMU는 항법용 GPS/INS의 속도 정보를 기준으로 하는 속도정합 전달정렬을 수행한다. 본 논문에서는 이러한 속도정합 전달정렬 시간 단축을 위해 항공기와 임무장비의 자세 변화를 통한 전달정렬 성능 개선방안을 제시하였다. 먼저 전달정렬 모델과 시뮬레이션 결과를 통해서 EOTS의 전달정렬이 지연되는 요소가 방위각 오차임을 식별하였다. 그리고 EOTS의 방위각 오차 해소를 위해 항공기의 가속도 기동 및 EOTS의 자세 변화가 요구됨을 확인하였다. 최종적으로 OOO 항공기 체계에 적용한 비행시험 결과, 항공기 가속도 약 0.2g 이상이 발생하면서 EOTS가 6.7deg/s 각속도로 고각 운동 시 그렇지 않을 때보다 5배 이상 빠르게 정렬이 완료되어 전달정렬 성능이 개선되었다.