• Journal of Navigation and Port Research
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• v.35 no.10
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• pp.785-791
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• 2011

This paper describes the evaluation and selection of MEMS(Micro-Elect Mechanical System) based inertial sensor to fit to implement the Inertial Measurement Unit(IMU) for a small-sized vessel at sea. At first, the error model and the noise model of the inertial sensors are defined with Euler's equations and then, the inertial sensor evaluation is carried out with Allan Variance techniques and Monte Carlo simulation. As evaluation results for the five sensors, ADIS16405, SAR10Z, SAR100Grade100, LIS344ALH and ADXL103, the combination of gyroscope and accelerometer of ADIS16405 is shown minimum error having around 160 m/s standard deviation of velocity error and around 35 km standard deviation of position error after 600 seconds. Thus, we select the ADIS16405 inertial sensor as a MEMS-based inertial sensor to implement IMU and, the error reducing method is also considered with the search for reference papers.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2006.07d
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• pp.1967-1968
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• 2006

본 논문에서는 비전과 관성센서를 이용하여 2바퀴를 가지는 이동장치를 개발하였고, 이에 대한 역학 모델을 제안한다. 본 이동장치에서 바디부분은 바퀴의 축에 직접 연결되어 있으므로 물리적인 결속이 필요한 기존의 센서로는 진자의 기울어짐을 알 수 없다. 따라서 바디의 기울어짐을 측정하기 위하여 관성센서를 사용하였다. 보다 안정된 주행을 위해 바닥의 기울어짐을 측정하기 위해 비전을 이용하였다.

• Proceedings of the Korean Institute of Navigation and Port Research Conference
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• v.2
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• pp.455-458
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• 2006

관성항법장치는 관성항법장치를 구성하는 관성센서인 가속도계 및 자이로의 오차요소에 의해 수평축 항법오차는 슐러주기를 가지고 서서히 증가하는 반면에 수직축 오차는 기하급수적으로 증가하는 특성을 가지고 있다. 그러므로 관성항법장치를 장시간 운용하는 경우에는 비관성 보조센서를 이용하여 관성항법장치의 수직축 항법오차에 대한 보정을 반드시 수행하여야 한다. 관성항법장치의 수직축 항법오차를 보정하기 위한 비관성 보조센서의 일종인 기압고도계는 계측된 대기압과 모델링 된 대기압을 비교하여 항체의 고도를 측정하는 방법을 이용하기 때문에 항체의 자세변화 등에 매우 민감하고 대기압 측정오차에 의해 매우 큰 진폭의 잡음 및 바이어스가 존재한다. 본 논문에서는 시뮬레이션 및 시험을 통하여 기압 고도계의 잡음 및 바이어스 오차 성분에 의한 baro-inertial 고도루프의 성능분석 결과를 제시하고 기압고도계 잡음에 둔감한 INS/기압고도계 칼만필터의 설계 결과를 제시한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.47 no.1
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• pp.41-48
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• 2019

This paper deals with a method of aligning an aircraft fuselage and an inertial navigation sensor using three-dimensional coordinates obtained by an optical method. In order to verify the feasibility, we introduce the method to accurately align the coordinate system of the inertial navigation sensor and the aircraft reference coordinate system. It is verified through simulation that reflects the error level of the measuring device. In addition, optimization method based alignment algorithm is proposed for connection between optical sensor and inertial navigation sensor.

• Journal of the KSME
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• v.34 no.7
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• pp.546-557
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• 1994

원격 조정식 비익체(이하 RPV : Remoteloted Vehicle)의 안정성을 향상시키고 조정을 간략화하기 위하여 사용되고있는 관성센서에 관해서 알아본다. 관성센서의 기본 원리는 뉴톤의 운동 제3 법칙인 관성의 법칙이고, 특징은 외부 측정기준을 필요로 하지 않은 점에 있으므로, 관성센서를 탐재한 RPV는 공중에서 운동 상태를 외부의 정보 없이 검토할 수 있다. 실제적으로 기계용으로 실용화되고 있는 센서는 관성항법장치(INS:Inertial Navigation System)라고 불리워지는 매우 고급자립형 장치로부터 자이로 컴파스로 불리워지는 방위 자이로와 자기 방위 센서를 조합한 방법까지 여러 가지가 있지만, 여기에서는 산업용 소형 RPV의 크기, 가격 및 입수성에서 이용이 가능하다고 생각되는 센서를 중심으로 원리, 종류 및 응용예를 설명한다.

• 한국HCI학회:학술대회논문집
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• 2007.02a
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• pp.379-385
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• 2007

관성 센서는 외부 장치의 도움 없이 3차원 공간상에서 움직임 측정이 가능하다. 최근 MEMS 기술의 발달로 소형 저가 관성 센서(가속도 센서 혹은 각속도 센서) 제작이 가능해져 관성 센서를 소형 휴대 기기에 내장하여 사용자의 움직임을 감지하거나 의도 파악하는 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 관성 센서가 내장된 휴대 기기를 이용하여 3차원 공간상에서 6가지 위치에 따라서 각기 다른 6가지 소리를 발생하는 가상의 멀티 타악기 시스템을 제안한다. 즉, 휴대 기기를 상/하로 흔들면 가상 타악기의 타점 위치에 왔을 때 비트 음을 발생하고, 6개의 다른 위치를 구분하여 다른 타점의 위치에서 휴대 기기를 흔들면 각각 그 위치와 미리 지정된 소리가 발생하도록 하였다. 이러한 가상의 멀티 타악기 시스템을 위해서 3차원 공간상에서 실시간으로 사용자의 움직임을 감지하고 휴대 기기의 위치를 파악하는 것이 필요하다. 저가의 관성 센서를 이용하여 사용자가 휴대 기기를 움직이는 동작이 있는 상황에서 실시간으로 휴대 기기의 위치를 추정하는 것은 쉽지 않지만 본 연구에서는 다양한 사용자의 움직임 동작 분석을 통하여 사용자가 가상의 멀티 타악기를 상/하로 흔드는 동작을 감지하고 다른 위치로 이동하는 동작을 구분하였다. 개발된 동작 감지 알고리즘과 위치 구분 알고리즘을 휴대 기기에 적용되어 실제로 가상의 타악기 시스템을 구현하였다.

• Journal of the Korea Computer Graphics Society
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• v.19 no.4
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• pp.13-22
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• 2013

A motion capture system is widely used in movies, computer game, and computer animation industries because it allows for creating realistic human motions efficiently. The inertial motion capture system has several advantages over more popular vision-based systems in terms of the required space and cost. However, it suffers from low accuracy due to the relatively high noise levels of the inertial sensors. In particular, the accelerometer used for measuring gravity direction loses the accuracy when the sensor is moving with non-zero linear acceleration. In this paper, we propose a method to remove the linear acceleration component from the accelerometer data in order to improve the accuracy of measuring gravity direction. In addition, we develop a simple method to calibrate the joint axis of a link to which an inertial sensor belongs as well as the position of a sensor with respect to the link. The calibration enables attaching inertial sensors in an arbitrary position and orientation with respect to a link.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.50 no.9
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• pp.617-625
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• 2022

This study investigates the use of movable calibration target for gyroscopic and accelerometer bias compensation of inertial measurement units for firing lane alignment. Calibration source is detected with the help of vision sensor and its information in fused with other sensors on launcher for error correction. An algorithm is proposed and tested in simulation. It has been shown that it is possible to compensate sensor biases in firing launcher in few seconds by accurately estimating the location of calibration target in inertial frame of reference.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.8
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• pp.796-803
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• 2011

It is called self-alignment or initial alignment that INS(Inertial Navigation System) is aligned using the measurements from the inertial sensors as an accelerometer and a gyroscope and the inserted reference navigation information in the stop state. The main purpose of self-alignment is to obtain the initial attitude of INS. The accuracy of self-alignment is determined by the performance grade of the used inertial sensors, especially horizontal attitude accuracy by the horizontal accelerometer and vertical attitude accuracy by the E-axis gyroscope. Therefore the uncertain errors in the inertial sensors cause the performance of self-alignment to degrade. In this paper, we analyze theoretically and through a simulation how the errors of inertial sensors in the temperature stabilizing state, one of the uncertain errors, affect the accuracy of self-alignment.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.4
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• pp.308-315
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• 2016

A new technique for Attitude & Heading Reference System (AHRS) by using sequential measurement noise covariance (SMNC) is addressed in a vibration environments in this paper. In particular, a low-cost inertial measurement unit in general diverges in the acceleration phase or vibrating environments due to inherent properties of gravity and acceleration. In this paper, by considering current and prior measurements to estimate actual attitudes and headings in a local frame, the proposed technique overcomes these problems efficiently. Finally, the performance of the suggested approach is verified by numerical simulations.