F-4 Uçağının Yanlamasına Hareketi İçin Çapraz Etkileşimli Kontrol Sistem Tasarımı

Abstract

Bu çalışmada, F-4 savaş uçağı için elerondan dümene çapraz etkileşimli bir kontrol sistemi tasarlanmıştır. Bu amaçla, küçük bozuntular teorisi kullanılarak uçağın lineer modeli kararlılık türevlerine bağlı olarak elde edilmiş ve durum uzayı formunda yazılmıştır. Boyutlu kararlılık türevlerini, durum, kontrol matrislerini ve yanlamasına hareketin transfer fonksiyonlarını hesaplayan Matlab programı yazılmıştır. Daha sonra yanlamasına hareketin dinamiği kullanılarak çapraz etkileşimli kontrol artırıcı bir sistem tasarlanmıştır ve Matlab/SIMULINK kullanılarak modellenmiştir. Sistemin kazanç katsayılarını bulmak için hatanın karesinin integrali performans kriteri seçilmiş. Aileron kanalındaki hata bulunarak karesi integer edilmiş ve performans kriterini minimum yapan kazanç katsayıları bulunmuştur. Elde edilen sonuçlardan uygun olan kazanç katsayıları SIMULINK’te tasarlanan sisteme uygulanarak zaman yanıtları elde edilmiştir ve sistemin performansının tatmin edici olup olmadığı irdelenmiştir. Görülmüştürki yana kayma açısını 0 yapmak için tasarlanan sistem yalpa ve sapma oranları için salınımlı prosesler vermiş olmakla birlikte yana kyama açısı için tatmin edici sonuçlar vermiştir. Sonuç olarak tasarlanan sistemin yana kayma açısının ve yanlamasına ivmenin sıfırlanmasını sağlayarak eleronların istenmeyen sapma etkisini giderdiği gözlenmiştir.

In this study an aileron to rudder interconnect (ARI) control system is designed to the F-4 fighter. In this context, the linearized dynamic model of the aircraft is obtained by using small perturbation theory with respect to dimensional stability derivatives. Then these linearized equations are defined in the form of state space. A program in Matlab is written that calculates the dimensional stability derivatives and constitutes state, control and output matrices for whole dynamics of the F-4 aircraft. Then the lateral-directional dynamic modes are compared whether they satisfy the flying qualities for the selected aircraft and flight condition or not. And using the same Matlab program we also find the lateral-directional transfer functions for both aileron and rudder deflection. Then using the lateral-directional dynamics of F-4 aircraft an interconnected control augmentation system is designed. This system is modeled in Matlab/SIMULINK. To find the controller gains in the system , integral-squared error (ISE) performance index (PI) is selected. That is, the square of the error in the aileron channel is integrated to obtain the PI. The control gains that minimize the PI are found by solving the nonlinear equations using Mathematica program. Finally, we substitute these gains into the SIMULINK block diagram to obtain the time responses of the control system to evaluate whether the control system performance is satisfying or not. It is observed that the control augmentation system designed to make the sideslip zero has a satisfying performance for the controller gains calculated using integral squared error optimization method.