Sabit Kanatlı Uçakların Uçuş Benzetimi Ve Kontrolu

Abstract

Bu çalışmada, sabit kanatlı uçakların dinamiği araştırılmıştır. Uçağın hareket denklemlerinde kullanılan uçak kararlık ve kontrol türevleri, gövde eksen takımına göre uçak geometrisi ve uçuş koşulu AAA® yazılımında modellenerek elde edilmiştir. Uçağın doğrusal ve doğrusal olmayan dinamik modeli gövde eksen takımına göre oluşturulmuştur. Doğrusal olmayan denklemler sayısal olarak 4. mertebe Runge Kutta metodu kullanılarak, doğrusal denklemler ise hem sayısal olarak 4. mertebe Runge Kutta metodu hem de kesin olarak Laplace dönüşümü kullanılarak çözülmüştür. 3 farklı çözüm kıyaslanmıştır. İlk olarak uçağın kararlılık analizi belli bir uçuş koşulu için yapılmıştır. Daha sonra tüm olası uçuş koşulları için kararlılık analizi Kenar ve Bialas Teoremleri kullanılarak elde edilen dört polinomun kararlılık analizine indirgenmiştir. Farklı koşullardaki uçakların 3 serbestlik dereceli ve 6 serbestlik dereceli denge analizleri Gauss-Seidel ve Newton Raphson yöntemleri kullanılarak yapılmıştır. Bu yöntemler kıyaslamıştır.In this study, the dynamics of fixed-wing aircraft is investigated. Aircraft stability and control derivatives, which are used in equations of motion of aircraft, are obtained by modelling the aircraft geometry and the given flight condition with respect to the body-axis system at AAA software. Linear and nonlinear dynamic model of the aircraft is obtained with respect to body-axis system. Nonlinear equations are solved by using the 4th order Runge Kutta method numerically and linear equations are solved by using both the 4th order Runge Kutta method numerically and Laplace Transformation method exactly. Three solutions are compared. Firstly, the stability analysis of aircraft is performed for a certain flight condition. Afterwards, stability analysis for all possible conditions in the flight envelope is reduced to the stability analysis of four polinomials using the Edge and Bialas theorems. Three and six degree of freedom trim analyses are perfomed by using the Gauss-Seidel and the Newton-Raphson methods for aircraft in different conditions. These methods are compared.