• 한국공간정보시스템학회:학술대회논문집
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• 2007.06a
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• pp.390-394
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• 2007

시간과 장소에 구애받지 않고 실시간으로 정보를 전달받을 수 있는 유비쿼터스 시대가 도래함에 있어서 실시간으로 움직이는 대상물의 위치를 알아내는 기술은 가장 근본적이며 필수적인 요소라 할 수 있다. 추측항법(Dead Reckoning)은 움직이는 대상물에 외부의 도움 없이 자신의 방향각과 가속도, 시간을 관측할 수 있는 관성항법장치(Inertial Navigation System)를 장착하여 이전의 위치 정보를 바탕으로 현재의 위치를 관측하는 방법이다. 또한 RFID(Radio Frequency IDentification)는 이러한 유비쿼터스 근거리무선통신의 핵심 기술로서 본 논문에서는 RFID에 기반한 위치 결정 시스템에 실시간 변화하는 대상물의 위치를 예측하기 위해 추측항법과 칼만필터(Kalman-filter)의 개념을 적용시켰다. 또한 RMSE(Root Mean Square Error)값을 통해 칼만필터의 적용에 따른 정확도의 향상과 각 디자인 요소들의 변화에 따라 위치의 정확도가 어떠한 변화를 갖는지를 분석하였다. 시뮬레이션 결과 칼만필터를 적용했을 때 이전보다 RMSE값이 현저히 작아지는 결과를 통해 위치의 정확도가 크게 향상되는 것을 확인하였다. 또한 RFID의 탐지 범위는 정확도에 큰 영향을 미칠 수 있는 주된 요소가 아니며, RFID 탐지 범위의 표준편차가 작을수록 위치 정확도는 높아지고, RFID 태그의 탐지 확률이 높을수록 RMSE 값의 변동이 작은 안정된 시스템을 갖으며 위치의 정확도 또한 높아진다는 것을 확인하였다.

• Transactions of the Korean Society of Automotive Engineers
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• v.16 no.3
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• pp.7-14
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• 2008

Unmanned vehicle has a performance for finding the path and the way point by itself, so called orientation and direction. For the more precise navigation performance, Extended kalman filter, which is integrated with inertial navigation system and global positioning system is proposed in this paper. Extended kalman filter's performance is evaluated by the simulation and applied to the unmanned vehicle. The test result shows the effectiveness of Extended kalman filter for the navigation.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.10
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• pp.48-55
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• 2006

A multi-filter fusion technique is proposed and this technique is applied to the INS/GPS integrated system. IIR-type EKF and FIR-type RHKF filter are fused to provide the advantages of these filters based on the adaptive mixing probability calculated by the residuals and the residual covariance matrices of the filters. In the INS/GPS, this fusion filter can provide more robust navigation information than the conventional stand-alone filter.

• KIPS Transactions on Software and Data Engineering
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• v.10 no.7
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• pp.251-256
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• 2021

Software Product Line Engineering (SPLE) has been known as an efficient and effective software reuse methodology. One of the key activities of SPLE is scoping analysis, which determines the range of the features to be developed as reusable assets. Although several scoping methods has been reported, they are not sufficient to apply them to the defense domain. In this paper, we present a scoping method applicable to the defense domain, and present a case study for applying SPLE to inertial navigation weapon system. At first, the proposed method determines the range of candidate features to be applied for the platform. The range is then adjusted from the perspective of product benefit. The final range of features is decided through considering the total cost of a product line. We will demonstrate and evaluate the applicability of the proposed method by showing how we can decide the scope of features to be engineered for the navigation software product line.

• KIISE Transactions on Computing Practices
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• v.21 no.1
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• pp.29-39
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• 2015

When new inertial navigation systems for an unmanned aerial vehicles are being developed and tested, construction of a fault-tolerant system is required because of various types of hazards caused by S/W and H/W faults. In this paper, a new fault-tolerant flight system that can be deployed into one or more FCCs (Flight Control Computers) is introduced, based on a partition scheme wherein each OFP (Operational Flight Program) partition uses an independent CPU and memory slot. The new fault-tolerant navigation system utilizes one or two FCCs, and executes a primary navigation OFP under development and a stable shadow OFP partition on each node. The fault-tolerant navigation system based on a single FCC can be used for UAVs with small payloads. For larger UAVs, an additional FCC with two OFP partitions can be used to provide both H/W and S/W fault-tolerance. The developed fault-tolerant navigation system significantly removes various hazards in testing new navigation S/Ws for UAVs.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.2
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• pp.150-156
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• 2007

In this paper, we focus on the fault detection and isolation(FDI) method for inertial navigation system with three two-degree of freedom dynamically tuned gyros(DTG) on orthogonal sensor configuration. we propose the FDI method which can detect the fault of each DTGs rather than the fault of each sensing axis. The proposed FDI method is separated into two FDI modules according to the fault magnitude in order to improve the reliability of fault detection information. For large fault detection, only instantaneous DTG measurement is used to detect a fault DTG within a short time. For small fault detection, the integrated value of DTG measurements are used to detect a fault DTG. It takes a more time to detect a fault but it serves more reliable fault detection information. Using the proposed FDI method with consideration of DTG fault characteristic, we could find out a fault DTG successfully.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2008.04a
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• pp.244-245
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• 2008

본 논문은 관성센서를 이용한 무인 항공체의 자세 제어에 관한 연구를 다루었다. 항공계의 종류는 크게 고정익기와 회선익기로 나뉘는데 본 연구에서는 회전익기의 형태를 가진 Quarter Vehicle을 사통하였다. Quarter Vehicle은 4개의 프로펠러에 의한 양력과 회전 반발력으로 비행을 한다. 이때의 양력은 수평면에 대해 수직으로 추력을 발생시키므로 다른 비행체보다 불안정하며 이를 안정하게 제어하기 위해 관성 센서를 적용하여 균형을 유지한다. 본 연구에서는 관성센서를 이용하여 UAV의 자세와 균형을 안정적으로 유지하여 안정적인 비행이 가능하도록 하였다. 또한 상호 의존적인 항법 시스템으로 환경변화에 영향을 받지 않으며, 정확한 위치정보를 제공하는 GPS를 사용하여 3개 이상의 위성으로부터 정보를 받아 좌표를 계산하고 위치, 속도 및 방향을 결정하여 자율 비행이 가능하도록 설계하였다. 본 논문에서는 Quarter Vehicle의 구조와 이론적 배경을 통한 설계, 그리고 관성센서와 GPS의 적용을 위한 방법을 제시 한다.

• The KIPS Transactions:PartA
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• v.8A no.4
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• pp.429-438
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• 2001

GPS (Global Positioning System) is the most ideal navigation system which can be used on the earth irrespective of time and weather conditions. GPS has been used for various applications such as construction, survey, environment, communication, intelligent vehicles and airplanes and the needs of GPS are increasing in these days. This paper deals with the design and implementation of the RTOS (Real-Time Operating System) for a GPS navigation computer in the GPS/INS integrated navigation system. The RTOS provides the optimal environment for execution and the base platform to develop GPS application programs. The key facilities supplied by the RTOS developed in this paper are priority-based preemptive scheduling policy, dynamic memory management, intelligent interrupt handling, timers and IPC, etc. We also verify the correct operations of all application tasks of the GPS navigation computer on the RTOS and evaluate the performance by measuring the overhead of using the RTOS services.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2004.07d
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• pp.2218-2220
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• 2004

조종사 없이 사전에 입력된 프로그램 또는 인공지능에 의해 기체 스스로 판단하여 자율비행하는 비행체를 무인 항공기라 한다.[6] 이러한 비행을 위해서는 기체의 위치, 자세, 속도 등의 정보가 필요하다. 본 논문에서는 3축 가속도센서 1개 및 1축 자이로센서 3개를 서로 수직으로 구성하는 관성항법 시스템에 자기콤파스, 고도센서, GPS등의 비관성센서를 추가로 구성하여 시스템을 설계하였으며 칼만필터를 이용하여 시스템의 오차를 추정하고 이를 되먹임 시킴으로써 오차를 정정한다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 1997.10a
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• pp.1671-1674
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• 1997

In tihs paper, an acceleratiion transformation algorithm which compensates the sculling error is proposed for strapdown inertial navigation system. The algorithm utilize the corss-product of the acceleromenter outputs and gyro outputs to keep the accuracy of the vehicle velocity under high frequency dynamic motion. From the error analysis of the algorithm, it is shown that the magnitude of estimation error is reduced by four orders.