Çok Maksatlı Hibrid İnsansız Hava Aracı Sistemi Geliştirilmesi

Abstract

Bu tezde, insansız hava aracı teknolojisinin gelişiminden ve öneminden bahis edildi. İnsansız hava araçları sınıflandırması ve insansız hava aracı sistem bileşenleri hakkında bilgilendirme yapıldı. Modellemesi ve üzerine kontrol tasarlanan “Pipistirel Sinus” model hava aracı ile ilgili bilgilendirme yapıldı. Hava aracı dinamik denklemlerinin elde edilmesi anlatıldı. “Pipistirel Sinus” model hava aracının hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemiyle kararlılık türevleri elde edildi. Doğrusal olmayan modellerden nümerik ve cebirsel yöntemler ile elde edilen doğrusal modeller ile kontrol tasarlandı. Kontrol sistemini kararlı yapan kazanç katsayı aralığında, en iyi cevap veren kazanç katsayıları seçildi. Doğrusal modeller ile tasarlanan kontrolörlerin altı serbestlik dereceli hava aracı modeli ile simülasyon ortamında denenmesi ve eniyilenmesi gerçekleştirildi. Doğrusal model ile tasarlanan kontrol sistemleri doğrusal olmayan modelde performansı ve dayanımı test edildi. Otomatik inişte meydana gelen rüzgar kesmeleri hava araçları için tehlikeli olmaktadır. Bundan dolayı kontrol sistemleri rüzgar kesmelerini ile birlikte test edildi.

In this thesis, information was given about Unmanned air vehicle classification and unmanned air vehicle system components. Modeling and control of “Pipistirel Sinus” models aircraft was designed and the disclosure was made about aircraft. How to Air vehicle dynamic equations obtained are described. “Pipistirel Sinus” model of the aircraft stability derivatives were obtained by the method of computational fluid dynamics. Fixed-wing unmanned air vehicle stability variants of the aircraft depending on the calculated with the physical dimensions of aircraft and the aerodynamic effects at the flight conditions and this stability of the variants were used to obtain the aircraft dynamics. The dimensionless aerodynamic coefficients were obtained. Linear model obtained with non-linear model by numerical and algebraic methods. Designed the autolanding control systems with linear model. The control system is stable while gain coefficient is changing in the range. The gain coefficients optimized based on the control system results. Designed controllers with linear models was performed testing and optimization with six degrees of freedom air vehicle model simulation environment. In this way, designed controllers with linear models was tested control system performance and robustness with a non-linear models simulation. During automatic landing occurring wind shear is dangerous for air vehicles. Therefore, Control systems is tested with wind shear.