Gps İle Desteklenen Ataletsel Seyrüsefer Sisteminin Geliştirilmesi

Abstract

Bu çalışmada Ataletsel Seyrüsefer Sistemi ‘nin (ASS) Küresel Konumlama Sistemi (GPS) ile desteklenme algoritması sunulmuştur. ASS uçağın kendi dinamiğinden gelen parametrelerini kullanarak belli bir referans sistemine göre konumunu hesaplar. ASS dışarıdan hiçbir bilgi kaynağına ihtiyaç duymadan konum hesaplamalarını kendi kendine yeterli olarak yapar. Bu nedenle sistem karıştırılamaz ve sağladığı veriler süreklidir. Ancak ASS ‘yi oluşturan cihazların -ivme ölçerlerin ve jiroskopların- karakteristiklerinden ötürü, sistemin hatası sürekli olarak artar ve bir süre sonra elde edilen bilgiler güvenilmez olur. Bu nedenle ASS ‘nin hatalarının sınırlandırılması veya sönümlenmesi için sistemin bir dış bilgi kaynağıyla desteklenmesi gerekir. Bu destekleme konum desteği, hız desteği veya durum desteği şeklinde olabilir. Yapılan çalışma dahilinde konum belirleme sistemlerinden en çağdaşı ve gelişmişi olan GPS, ASS ‘yi desteklemesi için seçilmiştir. Bunun için ASS ve GPS verilerinin gerçek zamanda işlemini yapan iki farklı Kalman filtresini içeren federatif Kalman filtresi tasarlanmıştır. İlk aşamada bir uçağın hareket dinamiğinin simülasyonu ikiyüz iterasyon için gerçekleştirilmiştir. Kıyaslama yapabilmek için hem ASS hem de GPS verileri gene ikiyüz iterasyon için birer Kalman filtresi ile işlenmiştir. ASS ve GPS verilerini işleyen Kalman filtreleri federatif Kalman filtresi algoritması ile birleştirilmiştir. Federatif Kalman filtresinden elde edilen sonuçlar, uçağın dinamiğinin simülasyonundan ve ASS ile GPS için hazırlanan Kalman filtrelerinden elde edilen sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Yapılan karşılaştırmada, yapılan simülasyonların değerleri ve Kalman filtrelerinin hata kovaryansları değerlendirilmiştir. Sonuç olarak uçak dinamiğinin simülasyonu yapılmış ve sunulmuş, ASS ‘nin GPS ile desteklenme algoritmasının hareket parametrelerini yüksek doğrulukla değerlendirdiği tespit edilmiştir. Sunulmuş yöntemin uçak, uydu ve roketlerin hareketinin seyrüsefer ve kontrol sistemlerinde kullanılabileceği değerlendirilmiştir.

In this study, an algorithm for aiding Inertial Navigation System (INS) by Global Positioning System (GPS) is presented. INS calculates the position of the aircraft according to a reference system using the inertial parameters from the vehicle dynamics. INS carries out the the position calculations in a self sufficient way without needing any external information source. So, INS can not be jammed and the data it supplies is continuous. However, due to characteristics of the equipments forming the INS –accelerometers and gyroscopes- system error increases continuously and after a while the position information it supplies becomes unreliable. For this reason INS must be aided by an external aiding source in order to limit or damp system error. INS can be aided by either position, velocity or attitude aiding systems. Within the scope of this study most modern and well developed position fixing system, GPS is chosen to aid the INS. For this purpose a federated Kalman filter (FKF), integrating two different Kalman filters (KF) which can process the INS and GPS data in real time, is designed. First simulation of an aircraft is realized. INS and GPS data is processed by two KFs for comparison means. KFs, which process INS and GPS data, are integrated by FKF. Results obtained from FKF is compared with the results obtained from INS and GPS KFs. In this comparison, data from the simulations and error covariances from the INS and GPS KFs are evaluated. As a result simulation of the flight dynamics is realized and presented. It is determined that algorithm for aiding INS with GPS data, processes motion parameters with high accuracy. It is evaluated that proposed system can be adopted to navigation and control systems of aircraft, satellites and missiles.