Fault detection, isolation and reconfiguration in navigation system of Boeing-747 aircraft
Boeing-747 uçağının seyrüsefer sisteminde arıza tespiti, teşhisi ve yeniden yapılandırma
- Tez No: 507717
- Danışmanlar: PROF. DR. CENGİZ HACIZADE
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2018
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 134
Özet
Teknolojini gelişmesiyle birlikte pek çok alanda hızlı büyüme ve üretimde artış gözlenmektedir. Büyüyen ve gelişen alanların başında havacılık sektörü gelmektedir. Havacılık sektörünün gelişmesiyle birlikte gerçekleştirilen uçuş sayısı, kullanılan uçak adedi ve taşınan yolcu sayısı ciddi anlamda artış göstermiştir. Dünyada havacılık sektörü her yıl ortalama %4'lük büyüme göstermekte, bu durumda haliyle uçuş ve uçak sayılarınında artmasına neden olmaktadır. Uçaklar belirli bir noktadan başka bir noktaya uçarken, kendilerine ayrılmış soyut bir koridor içinde hareket ederler. Uçaklar bu koridor içinde hareket ederken dahili veya harici navigasyon sistemlerini kullanırlar. Navigasyon uçağa ait konum, hız ve durum değişkenlerinin ilgili koordinat sistemine göre hesaplanması demektir. Bir gün içerisinde gerçekleştirilen binlerce farklı noktadan gerçekleştirilen uçuşlar düşünüldüğünde navigasyon sistemlerinin önemi anlaşılabilir. Navigasyon sistemlerdeki herhangi bir hata veya navigasyon doğruluğunun azalması uçuş emniyeti tehlikeye atarken, kaza-kırım olaylarına neden olabilir. Örnek vermek gerekirse; kıtalar arası veya okyanus aşırı uçuş yapan uzun menzilli uçaklarda navigasyon doğruluğunun azalması uçuş emniyetini riske sokar. Navigasyon sistemleri, Ölü Hesaplama Navigasyon Sistemleri ve Konum Belirleme Navigasyon Sistemleri olmak üzere iki alt başlıkta toplanabilir. Uçaklarda kullanılan temel ölü hesaplama navigasyon sistemleri dört çeşittir. Bunlar, Ataletsel Seyrüsefer Sistemi (ASS), Doppler/Yönelme Referans Sistemi, Doppler Ataletsel Seyrüsefer Sistemi ve Hava Verileri/Yönelme Referans Sistemi'dir. Dört temel ölü hesaplama navigasyon sistemleri arasında en yaygın kullanılan ve en doğru navigasyon bilgisini sağlayan sistem Ataletsel Seyrüsefer Sistemi (ASS)'dir. Ataletsel Seyrüsefer Sistemi (ASS) jiroskop, ivme ölçer ve navigasyon bilgisayarlarından oluşur. ASS'de bulunan jiroskoplar uçağa ait açısal değişimleri tespit ederken, ivme ölçerler uçağın ivmesini ölçer ve navigasyon bilgisayarlarıda bu bilgileri kullanarak uçağa ait navigasyon bilgilerini hız, konum ve durum olarak hesaplarlar. ASS'ye ait çıktılar uçaklarda bulunan diğer sistem tarafından kullanılır. ASS çıktılarını kullanan sistemlerden bazıları; Uçuş Yönetimi Sistemi, Elektronik Uçuş Aletleri Sistemi, Uçuş Yönlendirme ve Kontrol Sistemi'dir. ASS'de bulunan jiroskop ve ivme ölçerler kendi yapısal özellikleri nedeniyle zamanla bu sensörlerde hatalar meydana gelir. Oluşan sensör hataları ASS'de performans kaybına neden olurken, sistemin sağladığı navigasyon bilgisinin doğruluğu azalır. ASS'de çeşitli nedenlerle meydana gelen hatalar düzeltilmediği taktirde zaman geçtikçe sisteminin güvenilirliliğinde ciddi oranda azalacaktır. Bu nedenle, özelikle yüksek doğruluk gerektiren navigasyon uygulamarında ASS tek başına yeterli olmayacaktır. Konum Belirleme Navigasyon Sistemleri üç temel alt sistemden oluşmaktadır, bu alt sistemler Küresel Konumlama Sistemi, Radyo Seyrüsefer Sistemi ve Arazi Referans Sistemi'dir. Konum Belirleme Navigasyon Sistemleri arasında en yaygın olan ve kullanılan alt sistem Küresel Konumlama Sistemi (KKS)'dir. Küresel Konumlama Sistemi uzay bölümü, kullanıcı bölümü ve kontrol bölümü olmak üzere üç farklı bölümden oluşur. Kullanıcı bölümü küresel konumlama sistemine ait alıcıya verilen isimdir. Uzay bölümünde ise uydular bulunur. Bu uydular dünya yüzeyine göre yaklaşık 20,000 km yükseklikte olup kullanıcıların kullanması için yeryüzüne sinyaller gönderir. Kullanıcılar uydulardan gelen sinyalleri alarak kendi navigasyon problemini çözecek bilgileri elde etmiş olur. Kontrol bölümü üç temel bileşenden oluşur. Bu bileşenler ana kontrol istasyonu, gözlem istasyonları ve yer antenidir. Kontrol bölümü uydulardan gelen sinyalleri kontrol eder ve gerekli düzeltmeleri yaparak uydulara geri gönderir. KKS'nin sistemsel özellikleri ve çevresel koşullardan ötürü konum belirlemede hatalar meydana gelmektedir. Bu hatalardan en bilineni alıcının uydular tarafından gönderilen sinyalleri alamaması durumudur. Alıcının içinde bulunduğu çevresel ve fiziki koşullar, örneğin dağlık bölgeler, sinyalleri istenen doğrulukta veya hiç alamamasına neden olur. Bu nedenler ötürü yüksek doğruluk gerektiren navigasyon uygulamarında KKS tek başına kullanılamaz. ASS ve KKS'nin birbirlerine göre avantajları ve dezavantajları bulunmaktadır. Bu sistemlerinin faydaları birleştirilerek daha gelişmiş, güvenilir ve yüksek doğruluk sağlayan yeni bir sistem türetilebilir. Bu yeni sisteme tümleştirilmiş navigasyon sistemi denir. ASS ve KKS'den alınan verileri Kalman filtresi kullanarak birleştirilerek tümleştirilmiş navigasyon sistemi oluşturulur. Kalman filtresi 1960'lı yıllarda Rudolf E. Kalman tarafından durum değişkenlerine ait en iyi tahmini yapmak amacıyla geliştirilmiştir. Filtre algoritmasının temeli en küçük kareler yöntemine dayanmaktadır. Kalman filtresinin en önemli özelliklerinden biri de kendi içinde tekrarlanan bir algoritmaya sahip olmasıdır. Bu algoritma sayesinde Kalman filtresi bir sonraki durum değişkeni tahmini yapabilmesi için sadece bu adımın bir önceki durumunu bilmesi yeterlidir. Böylece, Kalman filtresi diğer filtrelere göre daha basit bir yapıya sahiptir. Bu basit yapı, Kalman filtresinin diğerlerine göre daha hızlı çalışmasına ve sistemlere entegresinin daha kolay olmasını sağlamıştır. Kalman filtresi; birden fazla sistemin tümleştirilmesi, ölçüm hatalarının indirgenmesi, sistem gürültüsünü azaltması ve bilinmeyen değişkenlerin tahmininde kullanılır. Kalman filtresi çok çeşitli alanlarda kullanılabilinir; örneğin navigasyon uygulamalarında, uçaklarda, gemilerde, hava tahmin uygulamalarında, ekonomik alanlarda, uyduların takibini gerektiren uygulamalarda. Kalman filtresi kullanarak oluşturulan tümleştirilmiş navigasyon sistemlerinin birden fazla sayıda ve farklı yapıda mimarisi bulunur. Farklı mimari yapılardan uygun olanının seçilmesi kullanılan sistemlere, elde edilmel istenen sonuçlara göre farklılık göstermektedir. Bu çalışmada en çok kullanılan mimari türlerinden olan gevşek bağlı ve sıkı bağlı tümleştirilmiş navigasyon sistemleri incelenmiş ve uygun olan mimari seçilmiştir. Tümleştirilmiş navigasyon sistemlerinin kullanımıyla birlikte ASS ve KKS'de oluşan ve navigasyon bilgisinin doğruluğunu etkileyen hatalar azaltılarak daha güvenilir ve yüksek doğrulukta yeni bir sistem elde edilmiş olur. Özellikle yüksek doğruluk istenen uygulamalarda tümleştirilmiş navigasyon sistemleri kullanılarak navigasyon bilgisi sağlanır.
Özet (Çeviri)
In this thesis; Boeing 747 aircraft mathematical modelling, INS, GPS, INS error modelling, Kalman Filtering, INS/GPS integration, fault detection, isolation and reconfiguration are widely explained. In the study, Kalman filter is used to estimation of Boeing 747 aircraft states. The INS error modelling and integration of INS/GPS are examined and Kalman Filter is used to estimate states for INS error and integrated INS/GPS models. Fault detection, isolation and reconfiguration on Boeing 747 aircraft model and integrated INS/GPS is done by Kalman filter. All these simulations are generated on MATLAB simulation environment. There are two common methods for navigation, one of them is Dead Reckoning and other one is Position Fixing. INS is a type of Dead Reckoning navigation and most preferable, while GPS is more popular in Position Fixing method. Global Positioning System (GPS) and Inertial Navigation System (INS) provide navigation solutions to the aircrafts, ships, spacecraft, missile and other vehicles. INS is comprised by navigation computers and inertial sensors such as accelerometers and gyroscopes. INS procures information about aircraft's positions, velocities and attitudes. Nowadays, different type of aircraft systems such as Flight Management System, Electronic Flight Instrument System, Flight Guidance and Control System use INS output data. The inertial navigation system have different type of errors such as initiliazation errors and inertial sensors errors. The main problem of the system is that these errors expand with time, so that INS is time dependent. INS gives high accuracy for short time because INS errors increase with time and system accuracy decreases. GPS is well-known system for navigation and it is used in different areas such as mobile phones, aircrafts, ships, automobiles and so forth. GPS is consisted of three different segments which are control, user and space. The user segment is GPS receiver and it calculates own position by using GPS signals which are send from GPS satellites on space. The control segment monitor and make correction to GPS data. Mostly used GPS has some type of errors due to different causes. For instance signal quality of GPS may decrease due to signal interference and navigation information may not be satisfied. As a consequence, stand-alone INS or GPS does not sufficient solution for navigation applications which need high precision such as aircraft navigation. These systems have pros and cons, so that these systems are integrated and their advantages are combined for better navigation solution. The integration of INS and GPS is carried out by Kalman Filter. Kalman filter has recursive data processing algorithm and the main features of the filter are integrates more than one systems, diagnose system noises and computes unknown variables and minimizes error of measurements. In this study there are different type of problems are solved by using Kalman Filter. These solutions are that the filter is used to estimate state variables of Boeing 747 aircraft, Kalman filter minimizes the measurement error such inertial errors and find best value of measured parameters, the filter make prediction for INS errors and it is used for integration of INS/GPS, and Kalman filter is used to fault detection, isolation and reconfiguration. Faults may occur any time in the systems, this affects system reliability and sustainability. Therefore, systems should be designed to minimizing fault effects. In this study, it is examined and observed that the filter is reliable and providing correct data, when faults happen. The aim of fault detection and isolation is that when fault is occured, fault should be successfully detected and isolated. In MATLAB simulation environment, faults are given to the systems which are integrated INS/GPS and Boeing 747 aircraft model. Kalman filter is used to fault detection, isolation and reconfiguration. Simulation results show that Kalman filter is very effective and reliable in faulty condition. When fault has occured in a system, fault is detected and isolated by using Kalman filter and the filter maintains correct estimation for states.
Benzer Tezler
- Bilinmeyen giriş gözleyicileri kullanılarak uçuş kontrol sistemindeki algılayıcı ve eyleyici arızalarının tespiti, ayrımı ve sistemin yeniden yapılandırılması
Sensor and actuator fault detection, isolation and system reconfiguration in flight control system using unknown input observers
EMRE KIYAK
Doktora
Türkçe
2008
Sivil HavacılıkAnadolu ÜniversitesiSivil Havacılık Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. AYŞE KAHVECİOĞLU
- Development of a fault tolerant flight control system for a UAV
İnsansız bir hava aracı için hata toleranslı uçuş kontrol sistemi geliştirilmesi
SITKI YENAL VURAL
Doktora
İngilizce
2022
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. CENGİZ HACIZADE
- Fault detection and isolation, reconfiguration and fault tolerant control of multi agent systems
Çoklu ajan sistemlerde hata tespiti, ayıklama, yeniden yapılandırma ve hataya dayanıklı kontrol
ÖMER GÜRSOY
Doktora
İngilizce
2024
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolYıldız Teknik ÜniversitesiKontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ŞEREF NACİ ENGİN
- Sensor fault detection, isolation and accommodation applied to b-747 aircraft lateral dynamics
B-747 uçağı yanal dinamiklerinde sensör hata teşhis, izolasyon ve düzeltilmesi
AKAN GÜVEN
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. CENGİZ HACIZADE
- Formal verification of fault detection and service restore system in smart grid using probabilistic model checker
Öncelikli model kontrolörü kullanarak smart gride hatalı algılama ve servis geri dönüş sisteminin oluşturulmasının oluşturulması
SYED ATIF NASEEM
Yüksek Lisans
İngilizce
2018
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİzmir Ekonomi ÜniversitesiElektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Assoc. Prof. Dr. DIAA GADELMAVLA