Dönme çırpınması kararlılığının pıd kontrollü kontrol yüzeyleri ile artırılması

Abstract

Modern havacılık teknolojileri, daha yüksek seyir hızlarına ulaşma, faydalı yük kapasitelerini maksimize etme ve operasyonel havada kalış sürelerini uzatma hedefleri doğrultusunda sürekli bir evrim geçirmektedir. Bu performans hedefleri, uçak tasarımcılarını özellikle gövde yapısal verimliliğini en iyileştirmeye yöneltmiş; bu süreç ise Yüksek İrtifa Uzun Havada Kalışlı (HALE) İnsansız Hava Araçları (İHA) ve yeni nesil elektrikli uçaklarda, yüksek açıklık oranına sahip, narin ve hafif kanat yapılarının yaygınlaşmasını beraberinde getirmiştir. Aerodinamik ve itki verimliliği açısından büyük avantajlar sunan bu esnek yapılar, "aeroelastisite" olarak adlandırılan; aerodinamik kuvvetler, atalet dinamikleri ve elastik yapısal deformasyonlar arasındaki karmaşık etkileşimleri daha kritik hale getirmektedir. Bu etkileşimlerin en tehlikeli tezahürlerinden biri, pervane tahrikli uçaklarda görülen ve "dönme çırpınması" (whirl flutter) olarak bilinen dinamik kararsızlık problemidir. Dönme çırpınması, dönen pervanenin veya rotorun, esnek motor askı yapısı (pilon/nacelle) ve kanat ile girdiği dinamik etkileşim sonucunda ortaya çıkan, kendi kendini besleyen ve sönümlenmeyen bir yalpalama hareketidir. Bu olay, klasik sabit kanat çırpınmasından farklı olarak, pervanenin ürettiği jiroskopik momentlerin ve kararsız aerodinamik kuvvetlerin, sistemin rijitlik ve sönümleme karakteristiklerini aşmasıyla tetiklenir. Tarihsel olarak 1960'larda Lockheed L-188 Electra uçaklarının yaşadığı trajik kazalarla havacılık literatürüne giren bu problem, günümüzde daha hafif malzemelerin kullanılması ve Yayılı Elektrik İtkisi (DEP) gibi konseptlerin kanat uçlarına motor yerleşimini zorunlu kılmasıyla yeniden kritik bir tasarım kısıtı haline gelmiştir. Geleneksel mühendislik yaklaşımı, bu kararsızlığı önlemek için motor pilonlarının ve kanat kirişlerinin yapısal rijitliğini artırmayı öngörür. Ancak bu pasif yöntem, hava aracına önemli miktarda yapısal ağırlık eklenmesine neden olur. Enerji yoğunluğunun ve hafifliğin hayati olduğu HALE sınıfı İHA'lar ve elektrikli uçaklar için eklenecek her ilave ağırlık, menzil ve görev başarısını olumsuz etkiler. Bu tez çalışması, yapısal iyileştirmeler ile ağırlık artışı dezavantajına sebep olabilen pasif yöntemlere ve eğik plaka mekanizması (swashplate) gibi maliyetli donanımlar içeren aktif yöntemlere alternatif olarak; tamamen yazılım tabanlı bir aktif bastırma stratejisi önermektedir. Çalışmanın temel hipotezi, uçağın mevcut birincil uçuş kontrol yüzeylerinin dönme çırpınmasını bastırmak için gereken aerodinamik sönümlemeyi sağlayabileceği üzerinedir. Bu yaklaşım, sistemin karmaşıklığını artırmadan ve bakım maliyetlerini yükseltmeden, sadece uçuş kontrol bilgisayarına entegre edilecek akıllı algoritmalarla aeroelastik kararlılık sınırlarının genişletilmesini hedeflemektedir. Yöntem olarak, çift motorlu bir İHA konfigürasyonu için bir aeroelastik benzetim ortamı geliştirilmiştir. Bu modelleme süreci altı serbestlik dereceli (6-DoF) doğrusal olmayan rijit gövde uçuş dinamiği modeli ve Reed'in klasik dönme çırpınması formülasyonunun genelleştirilmiş bir versiyonu olmak üzere iki ana bileşenin entegrasyonuna dayanmaktadır. Uçağın kütle merkezi etrafındaki hareketi Newton-Euler denklemleriyle ifade edilirken, pervane ve motor yapısının yunuslama (pitch) ve sapma (yaw) eksenlerindeki elastik hareketleri, Houbolt ve Reed tarafından tanımlanan yarı-kararlı aerodinamik türevler kullanılarak modellenmiştir. Modelde, dönen pervanenin oluşturduğu jiroskopik momentler, P-faktörü kaynaklı aerodinamik kuvvetler ve motorun yapısal sönümleme/rijitlik özellikleri detaylı bir şekilde hesaba katılmıştır. Ayrıca, motorun titreşim hareketinden kaynaklanan atalet kuvvetlerinin uçağın ağırlık merkezine transferi sağlanarak, gövde dinamiği ile aeroelastik modlar arasındaki çift yönlü etkileşim tam olarak yansıtılmıştır. Geliştirilen bu matematiksel model üzerinde, dönme çırpınması kararsızlığını aktif olarak bastırmak amacıyla bir Oransal-İntegral-Türev (PID) kontrol mimarisi tasarlanmıştır. Kontrolcü, motor yapısının anlık yunuslama ve sapma hızlarını ölçerek, bu salınımlara ters yönde moment üretecek kanatçık (aileron) ve kuyruk dümeni (rudder) sapma komutlarını hesaplar. Kontrolcü tasarımında, teorik optimizasyonun ötesinde pratik uygulanabilirlik de göz önünde bulundurulmuş; özellikle servo eyleyicilerin fiziksel sınırlamaları (hız ve pozisyon limitleri) modele dahil edilmiştir. Eyleyici dinamiği, ikinci dereceden bir transfer fonksiyonu ile modellenmiş ve sistemin yüksek frekanslı komutlara vereceği tepkilerdeki faz gecikmeleri ve genlik düşüşleri benzetime yansıtılmıştır. Yapılan benzetimler, ele alınan İHA modelinin 58.3 m/s (yaklaşık 113 knot) hava hızında kritik kararlılık sınırına ulaştığını göstermiştir. Ardından, önerilen PID tabanlı aktif kontrol sistemi devreye alınarak (kapalı çevrim) aynı senaryolar tekrarlanmıştır. Önerilen aktif kontrol sistemiyle, nominal servo eyleyicilerin kullanıldığı senaryoda, kritik çırpınma hızı 58.3 m/s'den 66.77 m/s'ye yükseltilmiştir. Bu artış, uçuş zarfında %14.53'lük bir genişleme kazandırmaktadır. 64 m/s gibi, açık çevrimde kararsız olan hızlarda bile, kontrolcü salınımları 1.5 saniye gibi kısa bir sürede sönümlemeyi sağlamıştır. Çalışmanın özgün katkılarından biri, eyleyici performansındaki bozulmaların sistem üzerindeki etkisinin incelenmesidir. Servo motorların yaşlanması, arızalanması veya daha düşük maliyetli/yavaş eyleyicilerin kullanılması durumunu modellemek amacıyla, eyleyici hız limiti 450°/s'den, 200°/s'ye düşürülerek dayanıklılık testleri yapılmıştır. Beklentilerin aksine, bu kısıtlı senaryoda dahi kontrol sistemi etkinliğini büyük ölçüde korumuş ve kritik hızı 66.45 m/s seviyesine taşıyabilmiştir. Bu bulgu, önerilen kontrol stratejisinin sadece ideal koşullarda değil, donanım kısıtları altında da çalıştığını ve düşük maliyetli İHA platformlarında kullanılabileceğini göstermektedir. Sonuç olarak bu tez; dönme çırpınması probleminin çözümünde pasif yapısal güçlendirme paradigmasından, aktif kontrol paradigmasına geçişin uygulanabilirliğini ve verimliliğini ortaya koymuştur. Geliştirilen sistem, ek yapısal ağırlık eklemeden veya aerodinamik tasarımı değiştirmeden, aktif kontrol yöntemi ile uçuş güvenliğini artırmakta ve operasyonel hız sınırlarını genişletmektedir. Elde edilen bulgular, özellikle savunma sanayiinde kullanılan uzun menzilli İHA'ların ve geleceğin elektrikli hava araçlarının tasarımında, aeroelastik kısıtların aşılması için oldukça kritiktir. Gelecek çalışmalarda, esnek kanat yapısal modeli ve kararsız aerodinamik modelinin entegrasyonu ile analizin daha da derinleştirilmesi ve sonuçların rüzgâr tüneli ya da uçuş testleri ile doğrulanması önerilmektedir. Ayrıca, sonuçları daha da iyileştirmek adına geleneksel PID kontrolcü yerine modern kontrol yaklaşımlarının performansa katkısının incelenmesi tavsiye edilmektedir.