FBE- Mekatronik Mühendisliği Lisansüstü Programı - Doktora

Bu koleksiyon için kalıcı URI

http://hdl.handle.net/11527/165

Gözat

Yazar "İnalhan, Gökhan" ile FBE- Mekatronik Mühendisliği Lisansüstü Programı - Doktora'a göz atma
  • Öge
    A Model Based Flight Control System Design Approach For Micro Aerial Vehicles Using Integrated Flight Testing And Hil Simulations
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2019) Yüksek, Burak ; İnalhan, Gökhan ; 10309580 ; Mekatronik Mühendisliği ; Mechatronics Engineering
    İnsansız hava araçları, uzun yıllardır askeri amaçlı operasyonlarda oldukça yoğun olarak kullanılmaktadırlar ve gelecekte de bu uygulamaların hızlı bir şekilde artması beklenmektedir. Operasyonel riskleri ve maliyetleri oldukça düşük seviyelere çektikleri için son yıllarda sivil alanlarda da kullanımları oldukça yaygınlaşmıştır. Hatta, hava trafik yönetimi çalışmalarındaki hızlı gelişmelere paralel olarak, insansız hava araçlarının şehir hava sahasına entegrasyonu çalışmaları da başlamış, birçok teknoloji firması yatırımlarını bu yönde yoğunlaştırma kararı almışlardır. Günümüzde kargo ve yolcu taşımacılığı için geliştirilen çok başarılı konseptleri görmek mümkündür. Hava araçlarının özellikle şehir içi taşıma uygulamalarında kullanılması ile birlikte bu sistemlerin uçuş güvenliğinin sağlanması daha da kritik bir konu haline gelmiştir. Şehir hava sahasını yöneten hava trafik yönetimi sistemini ve araç üzerinde bulunan güdüm ve kontrol sistemlerini hiyerarşik bir yapıda incelemek, genel sistemi daha anlaşılır bir hale getirecektir. Hiyerarşik olarak en üst kademede bulunan hava trafik yönetimi sistemi, hava araçlarının koordinasyonunu sağlayarak havada oluşabilecek bir çarpışmayı veya hava araçlarının şehirde bulunan sabit engellere (binalar, yer şekilleri, vs.) çarpmasını engellemektedir. Ancak, hava trafik yönetim sistemi ne kadar uygulanabilir ve etkin uçuş yörüngeleri üretirse üretsin, araç üzerindeki güdüm ve kontrol sistemleri bu komutları istenen başarım ile takip edemezse bu durum bütün sistemin güvenilirliğini oldukça yüksek seviyede tehlikeye sokacaktır. Bu nedenle, orta ve alt seviye sistemler olan güdüm ve kontrol sistemlerinin, belirli kararlılık ve performans gereksinimlerine göre tasarımı ve doğrulanması oldukça önem arz etmektedir. Bu tez kapsamında, sivil hava sahası içerisinde farklı amaçlar için kullanılabilecek olan sabit kanatlı dikey iniş ve kalkış yapabilen, sabit kanatlı ve döner kanatlı insansız hava araçlarının matematiksel modelleme ve kontrol sistem tasarımı çalışmaları yapılmıştır. Tezin ilk bölümünde, sabit kanatlı ve tilt-rotor konseptine sahip bir insansız hava aracı olan Turaç'ın altı serbestlik dereceli doğrusal olmayan matematiksel modeli oluşturulmuştur. Buradaki temel amaç, askı uçuşundan yatay uçuşa ve yatay uçuştan askı uçuşuna geçiş için uygun bir senaryo geliştirmektir. Elde edilen matematiksel model pervane tarafından hızlandırılan hava akımının gövde üzerindeki etkilerini de içermektedir. Bu etkiler seyir hızının, rotor tilt açısının ve hücum açısının bir fonksiyonudur. Pervane tarafından hızlandırılan hava akımının, pervane çıkışındaki kesit alanı ve akış hızı momentum teorisi kullanılarak elde edilmiştir. Gövde ve kanat üzerinde pervane hava akımı tarafından etkilenen alan üzerinde iki boyutlu aerodinamik analizler yapılmış ve pervane hava akımının etkileri modellenmiş, elde edilen aerodinamik katsayılar tablolar içerisine entegre edilip benzetim ortamına aktarılmıştır. İnsansız hava aracının gövde ve kanatlarının aerodinamik analizi hesaplamalı akışkanlar dinamiği araçları ile analiz edilmiş ve bu katsayılar da tablolar ile benzetim ortamına aktarılmıştır. Fazlar arası geçiş durumlarında (askı uçuşundan yatay uçuşa veya yatay uçuştan askı uçuşuna) insansız hava aracı üzerindeki aerodinamik ve itki kuvvet ve momentleri, hava aracı tilt mekanizmasına sahip olduğundan dolayı çok daha karmaşık bir şekilde etki etmektedirler ve aracın dinamiği oldukça karmaşık hale gelmektedir. Bu nedenle geçiş fazlarındaki uçuş güvenliğini sağlamak ve performansı belirli bir seviyede korumak için etkili bir faz geçiş metodunun tanımlanması gerekmektedir. Bu amaçla, uçuş hızı, tilt açısı, hücum açısı ve itki seviyesi için, dinamik sistemin durum değişkenlerine bağlı olarak, denge uçuşunu sağlayacak şekilde uçuş fazları arasında geçiş senaryoları oluşturulmuştur. Bu senaryolar uçuş kontrol sistemine bir komut olarak beslenebilmekte veya pilota uçuş sırasında kullanabileceği bir tablo olarak verilebilmektedir. Oluşturulan senaryolar kullanılarak geçiş fazı üzerinde benzetim çalışmaları yapılmış ve uçuş testleri gerçekleştirilmiştir. Tezin ikinci bölümünde, sabit kanatlı bir insansız hava aracı için, döngüde donanımsal benzetim (hardware-in-the-loop) ve uçuş testlerini içeren, model tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı gerçekleştirilmiştir. Bu uygulamada, insanlı hava araçları için geliştirilen sistem tanılama ve uçuş kontrol sistem tasarımı metodolojisi, sabit kanatlı insansız bir hava platformuna uyarlanmıştır. Kullanılan insansız hava aracı platformu, hareketli kara ve deniz araçlarını, belirli bir irtifadan, gövdeye sabit ve aşağı bakan bir kamera ile, otonom bir şekilde takip etmek için geliştirilmiştir. Hava aracının boylamasına ve yanlamasına doğrusal matematiksel modelleri, frekans bölgesinde açık-çevrim sistem tanılama metodolojisi ile elde edilmiş ve zaman bölgesinde doğrulanmışlardır. Tanılanan doğrusal modeller, yüksek hedef takip başarımı için gerekli olan uçuş kontrol sistemlerinin, birden fazla amaç fonksiyonlu parametre optimizasyonu metodu ile geliştirilmesi amacıyla kullanılmışlardır. Ayrıca, bu süreçte kestirimi yapılan aerodinamik katsayılar, altı serbestlik dereceli doğrusal olmayan modelin oluşturulmasında da kullanılmıştır. Oluşturulan doğrusal olmayan model, döngüde donanımsal benzetim sisteminin ana bileşenini oluşturmaktadır. Test süreci maliyetlerini ve kaza/kırım riskini en aza indirmek için, tasarlanan kontrol sistemleri gerçek uçuş testlerinden önce, döngüde donanımsal benzetim ortamında test edilmişlerdir. Donanım içerisine gömülen kontrol sistemi algoritmalarında herhangi bir mantıksal ve algoritmik hata olup olmadığı incelenmiştir. Tasarlanan ve donanım içerisinde hazır olarak gelen uçuş kontrol sistemlerinin başarım testleri de gerçekleştirilmiş ve karşılaştırmaları yapılmıştır. Yapılan uçuş testleri, tasarlanan kontrol sisteminin, rüzgar ve türbülanslı uçuş şartlarında, referans takip ve bozucu sönümleme performansının, hazır kontrol sisteminden çok daha iyi olduğunu göstermiştir. Tezin üçüncü bölümünde, sistem tanılama, model birleştirme (stitching) ve model tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı çalışmaları, agresif manevra kabiliyetine sahip, insansız, dört rotorlu hava aracı üzerinde uygulanmıştır. Üzerinde çalışılan insansız hava aracı, askı uçuşuna yakın şartlarda ve sistem dinamiğinin oldukça değiştiği hızlı ileri uçuş şartlarında agresif manevra kabiliyetine sahip olması için tasarlanmıştır. Bu tür bir sistem üzerinde klasik bir denetleyici tasarım süreci, referans takibinde performans kaybına ve hataların artmasına neden olacaktır. İnsansız hava aracının askı ve hızlı ileri uçuş dinamikleri arasındaki farkı yakalayabilmek için, insanlı hava araçları için geliştirilen uygulamalar esas alınmıştır. Askı ve yüksek hızlı ileri uçuş fazlarındaki doğrusal matematiksel modeller frekans bölgesinde sistem tanılama çalışmaları ile elde edilmişlerdir. Elde edilen matematiksel modellerin doğrulaması zaman bölgesinde analizler yapılarak gerçekleştirilmiştir. Farklı uçuş hızları için elde edilen uçuş denge koşulları ve tanılanan doğrusal modeller kullanılarak sistemin yaklaşık doğrusal olmayan (quasi-nonlinear) matematiksel modeli elde edilmiştir. Kapsamlı benzetim çalışmaları oluşturulan doğrusal olmayan model üzerinde gerçekleştirilmiştir. Tanılaması yapılan doğrusal matematiksel modeller, farklı dinamik gereksinimleri kısıt olarak içeren, birden fazla amaç fonksiyonu bulunduran optimizasyon tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı sürecinde, en iyi kontrol parametrelerini elde etmek için kullanılacaktır. ADS-33E-PRF içerisinde yer alan ve tam ölçekli helikopterler için kullanılan yanlamasına yeniden konumlandırma ve boylamasına ileri yönde hızlanma ve durma manevraları, kinematik ölçekleme yöntemi ile insansız hava aracı için uygun hale getirilmişlerdir. Tasarlanan denetleyiciler kullanılarak pozisyon koruma, yörünge takibi ve agresif manevra kabiliyeti uçuş testleri yapılmıştır. Ardından, Monte-Carlo benzetim çalışmaları ve uçuş test sonuçları karşılaştırılarak sonuçların ne kadar yakın olduğu incelenmiştir. Test ve analiz sonuçları göstermiştir ki, uygulanan kontrol sistem tasarımı metodolojisi, klasik yöntemler ile karşılaştırıldığında, yüksek hassasiyette ve tahmin edilebilir manevra kontrol kabiliyeti sağlamaktadır. Tezin dördüncü bölümünde, model referans uyarlamalı kontrol sisteminin bir iyileştirmesi sayılabilecek olan ve kapalı çevrim referans model içeren uyarlamalı kontrol sistemi, takviyeli öğrenme (reinforcement learning) metodu ile geliştirilmiştir. Referans model ile sistemin verdiği cevap arasındaki hata kullanılarak, uygulayıcı-değerlendirici (actor-critic) yapısında ve yapay sinir ağı ile oluşturulan ajan (agent, öğrenen sistem) eğitilmiş, geçici hal cevabını iyileştirmek için kapalı çevrim referans model içerisinde bulunan geribesleme kazancını arttırıp azaltması sağlanmıştır. Sistemin benzetim çalışmaları, bir nakliye helikopterinin basitleştirilmiş ve doğrusal boylamasına modeli üzerinde yapılmıştır. Geliştirilen uyarlamalı kontrol sisteminin geçici hal cevabı başarımının, diğer uyarlamalı kontrol sistemlerinin başarımları ile nicel olarak karşılaştırılabilmesi için, sistemin geçici hal performansı ile doğrudan ilişkili olan sinyallerin L-2 ve L-sonsuz normları hesaplanmıştır. Monte-Carlo benzetim çalışmaları ile incelenen sistemlerin, aerodinamik parametrelerdeki belirsizliklere karşı ne kadar dayanıklı oldukları incelenmiş ve sonuçlar karşılaştırılmıştır. Bu analizler sonucunda, değişken geribesleme kazancına sahip kapalı çevrim referans model kullanan uyarlamalı kontrol sisteminin, açık çevrim referans modele sahip uyarlamalı kontrol sistemine ve sabit geribesleme kazançlı kapalı çevrim referans modele sahip uyarlamalı kontrol sistemine göre çok daha iyi bir geçici hal cevabı performansına sahip olduğu, salınımları önemli ölçüde bastırdığı gösterilmiştir. Ayrıca, geliştirilen sistem üzerinde farklı adaptasyon ve öğrenme stratejileri kullanılarak, geniş bir uçuş zarfı içerisinde sistemin adapte olma kabiliyetini arttırma olanağı da sağlanmaktadır. Bir diğer değişle, geliştirilen uyarlamalı kontrol sistemi daha kapsamlı bir şekilde eğitildiği takdirde, farklı uçuş şartlarında da sistemin geçici hal cevabının iyileştirilmesi mümkün olmaktadır.