Sabit Kanatlı Dikey İniş Kalkış İnsansız Hava Araçları Benzetim Ve Kontrolü

Abstract

Bu çalışmada sabit kanatlı dikey iniş kalkış yapabilen bir insansız hava aracının hareket denklemleri elde edilmiştir. İncelenen hava aracı, 3 adet kanal içi motor pervane sistemi ile tahrik edilmektedir. Kanat uçlarında yer alan ön motorların açısal konumu kontrol edilebilmektedir. Öncelikle hava araçları için genelleştirilmiş hareket denklemleri çıkartılmış ve sayısal yöntemler ile çözüm yapılmak üzere düzenlenmiştir. Denklemlerin düzenlenmesinin ardından aerodinamik, itki ve kütle modelleri oluşturulmuştur. Aerodinamik sabitler, kararlılık ve kontrol türevleri, AAA (Advanced Aircraft Analysis) ticari yazılımı kullanılarak elde edilmiştir. İtki modeli olarak sabit itki modeli ve sabit beygir gücü modelleri incelenmiştir. Kütle modeli olarak, hava aracının üç boyutlu modeli bilgisayar ortamında oluşturulmuştur. Hava aracına etki eden kuvvet ve momentler bulunduktan sonra statik denge incelemesi yapılmıştır. Uçağın statik denge koşulları askı durumu, düz uçuş ve geçiş durumlarında elde edilmiştir. Oluşturulan bir sayısal çözüm yazılımı ile her 3 durum için seçilen bir denge konumundan itibaren uçağın zamana bağlı dinamik hareketi incelenmiştir. Zamana bağlı hareket, tam hareket denklemlerinin 4. Dereceden Runge Kutta sayısal yöntemi ile çözümünden elde edilmiştir. Denklemlerin çözümünde herhangi bir lineerleştirme yaklaşımı yapılmamıştır. Yapılan çözümlemede, hava aracı askı, geçiş ve seyir durumlarında denge konumundan itibaren kontrol kuvvetlerinde belirli bozunmalar verilerek, aracın bu kuvvet değişimlerine verdiği cevaplar grafiksel olarak elde edilmiştir. Elde edilen grafiksel sonuçlar hava aracının uçuş karakteristiğini göstermiştir.

In this study, the motion equations of a vertical takeoff landing unmanned aerial vehicle is obtained. The vehicle is propelled by 3 ducted fan propeller engines. Two of them are located at tip of the each wing and the third one is located on the aft fuselage. The orientation angle of the wing tip engines can be controlled along their own axis. First of all, the general equations of motion for fixed wing aerial vehicles are gathered and organized for the numerical calculations. Having organized the equations, aerodynamic, thrust and mass models are created. The aerodynamic coefficients, stability and control derivatives are obtained by the modelling of the aircraft in AAA (Advanced Aircraft Analysis) Software. Constant thrust and constant horse power assumptions are used for thrust model. For mass model, the three dimensional computerized drawing of the air vehicle is used. After evaluating the forces and the moments acting on the vehicle, static trim analysis has been performed. The static trim conditions for 3 flight regimes (hover, transition and cruise) are calculated to obtain the initial conditions for dynamic analysis. The time depended dynamic motion of the aerial vehicle in three flight regimes is calculated from static trim condition via developed numerical solution code. The time depended motion equations are solved numerically by 4th Order Runge Kutta Method. Equations are not lineerized during this numerical procedure. After numerical solution, the characteristic of the aircraft is obtained by graphical representation. Graphical representation shows the behaviour of the aircraft after some force changing from an initial condition.