digilib@itb.ac.id +62 812 2508 8800

Sistem Navigasi Inersial (INS) adalah suatu sistem navigasi untuk mengukur kecepatan, posisi serta orintasi suatu wahana relatif terhadap suatu kerangka acuan yang dipilih (kerangka inersial). Untuk keperluan sistem navigasi roket kendali LAPAN RKX-200 dengan kecepatan jelajah mencapai 0.5 Mach, sistem INS dipilih karena kehandalannya yang bebas jamming dan memiliki update rate data tinggi, pada penelitian ini spesifikasi yang diinginkan adalah 100 data/detik. Namun dibalik kelebihan tersebut, INS memilki kekurangan beruapa akurasi yang buruk akibat adanya bias dan nois sensor yang tidak terkompensasi. Pada penelitian ini dikembangkan model kesalahan sensor akelerometer untuk bersamasama parameter lain (kesalahan posisi, kesalahan kecepatan, dan kesaahan orientasi) di estimasi oleh tapis Kalman diskrit diperluas dengan korektor sistem satelit navigasi (GPS) untuk meningkatkan akurasi dari INS dengan mengkompensasi error terakumulasi dari bias dan nois. Pada penelitian ini telah dilakukan perancangan perhitungan INS tipe strapdown dan perancangan estimator tapis Kalman diskrit diperluas untuk mengoreksi INS. Perhitungan INS dilakukan secara realtime dengan kemampuan cuplik data 100 data per detik.Hasil dari sistem yang dirancang menunjukkan perbaikan pada parameter posisi latitude sebesar 600 meter dan altitude sebesar 270 meter, namun terjadi pembesaran error pada paramenter longitude sebesar 3290 meter. Dari INS yang dirancang, dilakukan juga kompensasi error perhitungan INS pada parameter kecepatan badan wahana (U,V,W) untuk meminimalisasi error sebelum dikoreksi oleh estimator Kalman. Dari hasil uji stasioner (diam) yang dilakukan dalam selang waktu 15 menit diperoleh nilai error INS saat menit ke 15 untuk sumbu X≈10 km , Y≈-20 km. Z ≈3 km. Dan untuk nilai INS yang telah dikoreksi oleh estimator tapis Kalman diskrit diperluas saat menit ke 15 nilai error posisinya yaitu untuk sumbu X≈ 25 meter, Y≈-50 meter, Z≈6 meter.