Please use this identifier to cite or link to this item: http://hdl.handle.net/11527/5280
Title: F16 Uçağının Boylamsal Hareketinin Dayanıklı Kontrolü
Other Titles: Robust Control Of Longitudinal Motion Of F16 Aircraft
Authors: Söylemez, Mehmet Turan
Doğancı, Ahmet
Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği
Control and Otomation Engineering
Keywords: Parametre uzay yaklaşımı
kısa periyot modu
fügoid mod
dayanıklı kontrol
 kararlılık
belirsizlik kutusu
parametrik belirsizlik
kararlılık analizi
Parameter space approach
short period mode
phügoid mode
robust control
 stability
uncertainty box
parametric uncertainty
stability analysis
Publisher: Fen Bilimleri Enstitüsü
Institute of Science and Technology
Abstract: Bu çalışmada, parametre uzay yaklaşımı kullanılarak F16 savaş uçağının boylamsal hareketini oluşturan kısa periyot modunu ve fügoid modunu dayanıklı  kararlı kılacak geri besleme kazanç katsayıları hesaplanmıştır. F16 uçağının uçuş zarfında lineer olmayan uçuş denklemleri sürekli dönüş durumu için 135 ayrı uçuş koşulunda lineer hale getirilmiştir. 12000 feet yükseklik, 600 feet/saniye uçak hızı ve 1 derece/ saniye dönüş hızı değerleri için elde edilen lineer denklem nominal denklem kabul edilmiştir. Diğer durumların nominal değerden sapmaları nominal sistem matrisine giren yapısal belirsizlikler olarak kabul edilerek, belirsizlik kutuları hesaplanmıştır. PARADISE toolbox’ı kullanılarak belirsizlik parametrelerinin minimum ve maksimum değerleri arasındaki değişime rağmen, uçağın boylamsal hareketini dayanıklı kararlı kılan kazanç katsayıları kararlılık analizi ile bulunmuştur. Açık çevrim sistem çıkışları ile kapalı çevrim sistem çıkışları karşılaştırılmış ve bulunan kazanç katsayılarının sistem cevabını istenilen şekilde düzelttiği görülmüştür. Sistem cevabındaki bu iyileşme belirsizlik parametrelerinin değişimine rağmen korunmuştur.
In this study the feedback gain matrix that provide robust  stability of short period mode and phügoid mode of F16 airplane longitudinal motion is obtained by using parameter space approach. The non-linear flight equation of F16 airplane is linearized at 135 different flight conditions at the steady state turning motion in the speed-altitude fligth envolpe. The lineer equation of 12000 feet, 600 feet/second and 1 degree turning rate is taken as the nominal flight condition. The other flight conditions are represented by uncertainties on the nominal flight equation. The uncertainty boxes are obtained by analysing the variations of the coefficients of logitudinal motion in different 135 flight conditions in the base of nominal flight equation. PARADISE toolbox is used to obtain feedback gain coefficents and the calculated coeffcients are checked for all uncertainty parameter stability planes which is called stability analysis. The responses of the open-loop system and the closed-loop system are compared and it is seen that the feedback gain matrix suggested improve the robustness of the system with respect to uncertain parameter variations.
Description: Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2004
Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2004
URI: http://hdl.handle.net/11527/5280
Appears in Collections:Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Lisansüstü Programı - Yüksek Lisans

Files in This Item:
File Description SizeFormat 
2247.pdf2.16 MBAdobe PDFView/Open


Items in DSpace are protected by copyright, with all rights reserved, unless otherwise indicated.