• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2003년도 ICCAS
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• pp.1211-1215
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• 2003

Accurate mathematical models of spacecraft components are an essential of spacecraft attitude control system design, analysis and simulation. Gyro is one of the most important spacecraft components used for attitude propagation and control. Gyro errors may seriously degrade the accuracy of the calculated spacecraft angular rate and of attitude estimates due to inherent drift and bias errors. In order to validate this model, nominal case simulation has been performed and compared for the low range mode and high range mode, respectively. In this paper, a mathematical model of gyro containing the relationships for predicting spacecraft angular rate and disturbances is proposed.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권3호
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• pp.234-239
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• 2010

The utilization of micro-electro-mechanical system (MEMS) gyros and accelerometers in low-level inertial measurement unit (IMU) influences cost effectiveness in a positive way under the condition that device error characteristics are fully calibrated. The conventional calibration process utilizes a rate table; however, this paper proposes a new method for achieving reference calibration data from the natural motion of pendulum to which the IMU undergoing calibration is attached. This concept was validated with experimental data. The pendulum angle measurements correlate extremely well with the solutions acquired from the pendulum equation of motion. The calibration data were computed using the regression method. The whole process was validated by comparing the measurement from the 6 sensor components with the measurements reconstructed using the identified calibration data.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2001년도 ICCAS
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• pp.167.4-167
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• 2001

Accurate mathematical models of spacecraft components are an essential of spacecraft attitude control system design, analysis and simulation. Gyro is one of the most important spacecraft components used for attitude propagation and control. Gyro errors may seriously degrade the accuracy of the calculated spacecraft angular rate and of attitude estimates due to inherent drift and bias errors. In this paper, a detailed mathematical model of gyro containing the relationships for predicting spacecraft angular rate and disturbances is proposed. Stochastic model describing random drift behavior is discussed in frequency domain and time domain. In order to illustrate this approach, we analyze the behavior for Litton´s Space Inertial Reference Uint(SIRU).

• 한국항공우주학회지
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• 제44권4호
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• pp.308-315
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• 2016

본 논문은 관성 항법 시스템(Inertial Navigation System)을 활용한 자세 및 방향 결정시스템(Attitude & Heading Reference System)의 성능을 향상시키기 위한 새로운 기법인, 순차적 측정 오차 공분산(Sequential Measurement Noise Covariance) 기법을 제시하였다. 관성 센서는 시간이 지남에 따라 발생하는 적분오차와 진동이나 가속구간과 같은 외란이 가해 졌을 때 성능이 저하된다는 단점이 있다. 특히, 저가의 관성 센서의 경우 이러한 현상이 더욱 두드러지게 나타난다. 이를 극복하기 위한 알고리즘들은 많이 존재한다. 하지만 가장 일반적으로 사용되는 확장 칼만 필터의 경우 가속도계를 사용할 때 측정값(Measurement)이 일정 범위를 넘어가면 센서값을 배제하는 방법을 사용한다. 본 논문에서 제안하는 기법은 범위를 설정하지 않고 과거의 데이터를 순차적으로 활용하여 측정값의 가중치를 변화하는 기법이다. 최종적으로 제안된 기법을 수치 시뮬레이션을 통해 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권9호
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• pp.617-625
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• 2022

본 논문은 사격 차선 정렬을 위하여 움직일 수 있는 교정 대상을 이용해 각속도계와 가속도계의 편차를 보상하는 방법을 다룬다. 교정 대상에 대한 정보는 영상 센서를 통해 획득하며 이를 이용해 발사장치에 부착된 관성측정 장치의 오차를 보정한다. 시뮬레이션을 통해 제안한 알고리즘의 성능을 검증하였으며, 특히 관성 좌표계에서 교정 대상에 대한 위치 정보를 정확하게 획득함으로써 발사장치의 관성 센서 편차를 효과적으로 보상할 수 있음을 보인다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권9호
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• pp.734-745
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• 2017

달 착륙선의 항법 시스템은 자율 정밀 항법 성능을 확보하기 위해 관성측정기와 별추적기, 고도계, 속도계, 지형상대항법 카메라 등 다양한 항법용 전장부품으로 구성되는데 착륙선의 착륙 시나리오와 임무 요구 성능에 따라 적합한 성능의 항법용 전장부품 선정이 필요하다. 본 논문에서는 달 착륙선에 요구되는 항법용 전장부품의 사양을 공분산해석을 통해 분석하였다. 77차 상태변수로 구성되는 기준 시스템 오차모델과 센서의 측정모델을 정의하고 착륙선의 임무 요구 성능은 90m($3{\sigma}$) 착륙 위치 정확도를 요구하는 정밀탐사 임무와 6km($3{\sigma}$)의 착륙 오차가 허용되는 영역탐사 임무로 구분하였다. 자율항법 시작 시점에 따라 PDI(Powered descent initiation)와 DOI(Deorbit initiation) 시나리오로 나누고 항법용 전장부품의 조합과 착륙 시나리오에 따른 성능 분석을 통해 가상의 임무 요구 성능을 만족하기 위한 항법 시스템의 요구사양을 도출하였다.