LEE- Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği-Yüksek Lisans

Bu koleksiyon için kalıcı URI

http://hdl.handle.net/11527/19360

Gözat

Yazar "Çalıcıoğlu Durmaz, Buse E." ile LEE- Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği-Yüksek Lisans'a göz atma
  • Öge
    F-16 hava aracının doğrusal olmayan dinamik tersleme tabanlı dayanıklı kontrol yöntemleri ile kontrolü
    (Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2023-02-09) Çalıcıoğlu Durmaz, Buse E. ; Söylemez, Mehmet Turan ; 504181133 ; Kontrol ve Otomasyon Mühendisligi
    Uçuş kontrol sistemleri, uçağın güvenli bir şekilde uçmasını sağladığından bir hava aracının en önemli parçalarından biridir. Wright Kardeşler'in uçağı ile birlikte uçuş kontrol alanındaki gelişmeler başlamış, uçuş kontrol sistemlerinin uçuş performansını iyileştirme konusunda önemli bir etkiye sahip olması uçuş kontrol sistemlerinin hızla gelişmesine yol açmıştır. İlk uçuş kontrol sistemleri mekanik veya hidro-mekanik sistemlerden oluşurken, uçaklar geliştikçe elektrik motorları, dijital bilgisayarlar veya fiber optik kabloların kullanımına geçilmiştir. 1990'lardan önce, sabit kanatlı uçakların uçuş kontrol sistemlerinin büyük çoğunluğu klasik ve doğrusal kontrol yöntemleri ile geliştirilmekteydi. Doğrusal kontrol yöntemleri, uçuş zarfının bir bölgesinde elde edilen doğrusal bir model için tasarlanmaktadır. Tüm uçuş zarfında geçerli bir kontrolör elde etmek için ise, uçuş zarfı parçalara bölünerek zarfın her bir parçası için ayrı ayrı doğrusal kontrolörler tasarlanır, ardından da bu doğrusal kontrolörlerin enterpolasyonuyla kazanç çizelgeleri elde edilir. Kazanç ayarlama (gain scheduling) yöntemi doğrusal olmayan sistemlere doğrusal kontrolör tasarlamada oldukça yaygın olsa da, kontrolörün başarısı tasarlandığı alanın dışında garanti edilememektedir. Ayrıca, pratikte karşılaşılan doğrusal olmama durumları veya belirsizlikler gibi sebepler de performans düşüşüne neden olmaktadır. Klasik yöntemler, uçuş kontrol sistemlerinde uzun yıllar boyunca kullanılmış ve başarılı sonuçlar vermiş olsa da, kazanç ayarlama yönteminin maliyetli olması ve performansının sınırlı olması nedeniyle, kazanç ayarlama prosedüründen kaçınmak için, son yıllarda doğrusal olmayan kontrol yapıları üzerine çalışmalar yapılmıştır. Bu yapılar, uçuş zarfının çok daha geniş bir bölgesinde geçerli olmalarını sağlayan doğrusal olmayan denklemleri kullanırlar. Özellikle yüksek performanslı ve yüksek manevra kabiliyetli hava araçları için doğrusal olmayan kontrol yöntemleri modeli ve doğrusal olmama durumlarını daha iyi temsil etmektedirler. Doğrusal olmayan kontrol yaklaşımlarına, doğrusal olmayan dinamik tersleme (NDI: Nonlinear Dynamic Inversion), kayan kipli kontrol (SMC: Sliding Mode Control), geri adımlamalı kontrol (BSC: Back Stepping Control), sinir ağları (NN: Neural Networks) ve bulanık mantık (FL: Fuzzy Logic) kontrolü örnek verilebilir. Bu tez çalışmasında, F-16 hava aracı için tüm uçuş zarfında geçerli olan doğrusal olmayan dinamik tersleme tabanlı dayanıklı kontrol sistemleri geliştirilmesi amaçlanmıştır. Bu amaç doğrultusunda F-16 hava aracının doğrusal olmayan benzetim modeli Simulink ortamında oluşturulmuş, ardından uçuş kontrol uygulamalarında popüler bir yöntem olan doğrusal olmayan dinamik tersleme, artırımlı doğrusal olmayan dinamik tersleme ve dayanıklı bir kontrol yöntemi olan kayan kipli kontrol algoritmaları kullanılarak hava aracı için farklı kontrol sistemleri geliştirilmiştir. Birinci bölümde, uçuşun kısa bir tarihçesi verilmiş ve Wrigth kardeşler'den günümüze kadar uzanan uçuş kontrol gelişmelerinden bahsedilmiştir. Ardından, uçuş kontrol sistemleri, doğrusal olmayan dinamik tersleme, artırımlı doğrusal olmayan dinamik tersleme ve kayan kipli kontrol yöntemleri ile ilgili literatür özeti sunulmuştur. Yöntemlerin dayanıklılığı, havacılık alanındaki uygulamaları ve farklı kontrol yöntemleri ile birlikte kullanımları ile ilgili çalışmalara yer verilmiştir. İkinci bölümde, F-16 hava aracı hakkında özet bir bilgi paylaşılmış, sonrasında hava aracı eksen sistemleri açıklanmıştır. Dünya, gövde, kararlılık ve rüzgar eksen sistemleri tanıtılmış, ardından da eksen sistemleri arasındaki dönüşümler, hava aracı modellemeye başlamadan önce temel bilgi olması amacıyla verilmiştir. Sonrasında, MATLAB/Simulink ortamında doğrusal olmayan F-16 hava aracı modeli oluşturulmuştur. F-16 hava aracı modeli aerodinamik model, hareket denklemleri, atmosfer modeli, motor modeli ve eyleyici modeli gibi beş temel alt sistemden oluşmaktadır. Her bir alt modelinin önce matematiksel denklemleri elde edilmiş, sonrasında Simulink modelinin görsellerine yer verilmiştir. Aerodinamik model, NASA Langley Araştırma Merkezi tarafından yapılan rüzgar tüneli test verileri kullanılarak oluşturulmuştur. Motor modeli de yine aynı çalışma temel alınarak elde edilmiştir. Hareket denklemleri altı serbestlik dereceli sistem için elde oluşturulmuştur. Eyleyici ise birinci dereceden bir transfer fonksiyon şeklinde modellenmiştir. Üçüncü bölümde, havacılık alanında kullanımı giderek yaygınlaşan doğrusal olmayan dinamik tersleme kontrol yöntemi detaylı bir şekilde anlatılmıştır. NDI, doğrusal olmayan bir kontrol yöntemi olduğu için özellikle yüksek performanslı ve geniş uçuş zarfına sahip modern hava araçları için kullanışlı bir yöntemdir. Doğrusal olmayan sistemi, kazanç ayarlama yapmadan doğrudan kontrol edebildiği için tercih edilen bir kontrol yöntemidir. NDI kontrol algoritmasının yapısı matematiksel denklemleri ile birlikte anlatılmış ve blok şeması verilmiştir. NDI kontrol yapısını oluşturan alt sistemler de bu bölümde açıklanmıştır. Bu kontrol yöntemi kapsamında, kontrol değişkeni seçimi, istenen referans dinamikler, yerleşik model, zaman ölçeği ayrımı ve dayanıklılık konuları değerlendirilmiştir. Kolay ve hızlı uygulanabilen ve tüm uçuş zarfı için geçerli bir yöntem olmasına rağmen, modele bağımlılığı sebebiyle NDI kontrol yöntemi tek başına dayanıklı bir yöntem değildir ve yöntemin en büyük dezavantajı da budur. Fakat doğrusal kuadratik regülatör (LQR: Linear Quadratic Regulator), $H_\infty$ optimal kontrol, $\mu$ sentezi, P kontrol, PI kontrol, uyarlamalı (adaptive) kontrol gibi farklı kontrol yöntemleri ile birlikte kullanılarak dayanıklılık probleminin üstesinden gelinen birçok çalışma mevcuttur. Bu bölümde, NDI kontrol algoritmasının dayanıklılığını artırmak için PI kontrolör kullanılmıştır. NDI kontrol yönteminin tek başına ve PI kontrolör ile birlikte kullanımının referans takip sonuçları bölüm sonuna eklenmiştir. Dördüncü bölümde, NDI temelli bir kontrol yöntemi olan artırımlı doğrusal olmayan dinamik tersleme (INDI: Incremental Nonlinear Dynamic Inversion) yöntemi anlatılmıştır. Bu yöntem, NDI kontrol yönteminin dayanıklılık problemine alternatif çözüm olarak üretilmiştir. INDI kontrol yöntemi, NDI yönteminin avantajlarını korurken modele bağımlılığını azaltarak dayanıklılığını artırmaktadır. INDI kontrol yasasının yapısı matematiksel olarak anlatılıp, blok şeması paylaşılmıştır. Bu yöntem elde edilirken zaman ölçeği ayrımı kavramından ve Taylor serisi açılımından yararlanılmıştır. Son olarak INDI kontrol yönteminin dayanıklılığı incelenmiş, dayanıklılık konusunda NDI ile farkı belirtilmiş ve ardından simülsayon sonuçları paylaşılmıştır. Beşinci bölümde, doğası gereği dayanıklı bir yöntem olmasıyla bilinen kayan kipli kontrol yöntemi anlatılmıştır. Yöntemin amacı, çalışma mantığı ve tasarım adımları verildikten sonra, kontrol algoritmasının elde edilişi detaylandırılmıştır. Kayan kipli kontrol yöntemi, eşdeğer ve anahtarlama kontrol girişi olmak üzere iki farklı kontrol girişinden oluşmakta olup her ikisinin de tasarım detayı verilmiştir. Kayan kipli kontrol yöteminin hem süreksiz hem de sürekli bir anahtarlama girişi ile tasarımı anlatılmış, ardından da integral içeren bir SMC kontrol yapısı verilmiştir. NDI kontrol yönteminin dayanıklı hale getirmek için SMC yöntemi ile birlikte kullanıldıkları bir yapı açıklanmıştır. NDI-SMC yapısı için hem sürekli SMC hem de integarlli SMC yöntemleri kullanılmıştır. SMC yönteminin bilinen en temel problemi olan çatırdama fenomeninden ve çözüm önerilerinden bahsedilmiştir. Son olarak, F-16 hava aracı modeli üzerinde tasarlanan her iki NDI-SMC yöntemi uygulanmış ve simülasyon sonuçları paylaşılmıştır. Altıncı bölümde, tez çalışması kapsamında tasarlanan kontrol yöntemlerinin referans takip sonuçları ve parametre belirsizliklerine karşı dayanıklılıkları kıyaslanmıştır. Belirsizlikler aerodinamik katsayılara pozitif ve negatif yönde maksimum yüzde 40 ve eylemsizlik momentlerine pozitif ve negatif yönde maksimum yüzde 20 olacak şekilde uygulanmıştır. Ayrıca, kontrolör tasarımlarında yerleşik model içersinde literatürde yer alan farklı bir aerodinamik model kullanılarak da dayanıklılık incelenmiştir. Kontrolörlerin karşılaştırılmasında L2-norm metriği ve ISE performans kriteri kullanılmıştır. Karşılaştırma sonuçları simülasyon grafikleri ile desteklenmiştir. Son bölümde ise, çalışmalar özetlenmiş, elde edilen sonuçlar verilmiş, gelecekte yapılabilecek çalışmalar ve önerilere değinilmiştir.