Arızaya Uğrayan Sabit Kanatlı Havaaracı İçin Kontrol Sistemi Geliştirilmesi Ve Uçuş Benzetimi

Abstract

Uçuş sırasında arızalanan bir komponentin uçuş dinamiğine olan etkileri incelenerek bir ticari yolcu uçağı için hareket denklemleri ve dinamik model elde edilmiştir. Düz seyir uçuşu sırasında meydana gelen motor tam güç kaybı, irtifa dümeni ve istikamet dümeni sıkışması arızaları için arıza benzetimi gerçekleştirilerek uçuşa olan etkileri gözlemlenmiştir. Denge analizi için Gauss- Seidel ve Newton Raphson yöntemlerinin kullanımı açıklanarak, arıza öncesi ve sonrası denge analizi gerçekleştirilmiştir. Denge analizi sonuçları kullanılarak açık döngü kontrol uygulanmış ve SIMULINK ortamında benzetimi yürütülmüştür. Doğrusal olmayan hareket denklemlerini doğrusallaştırma yöntemleri incelenmiştir. Optimal kontrol ve doğrusal karesel düzenleyici teorisi hakkında temel bilgi verilip üç arıza durumu için doğrusal kontrolcü tasarlanarak arıza sonrası kararlı uçuş sağlanmıştır. Doğrusal olmayan kontrolcüler hakkında teorik bilgi verilip istikamet dümeni arızası için duruma bağımlı katsayılar formu ve Duruma bağımlı Riccati denklemi kullanılarak kontrolcü ön tasarımı gerçekleştirilmiştir. Üç kontrol yöntemine ait benzetim sonuçları karşılaştırılarak yorumlanmıştır.

Influence of a failured component on the flight dynamics during flight is examined and the equations of motion and dynamic model of a transport aircraft is derived. Engine full thrust loss, elevator and rudder jamming failures occurring on cruise are simulated and the effects to flight are observed. Employment of Gauss- Seidel and Newton Raphson methods for trim analysis is instructed and pre and post failure trim conditions are investigated. Using the trim analysis results an open loop scheme is practiced and simulated in SIMULINK environment. Techniques for linearization of nonlinear equations of motion are reviewed. Fundamentals of optimal control and linear quadratic regulators are studied and for the three failure type linear controller is synthesized and stable post failure flight is provided. Theory of nonlinear controllers is stated and by employing State Dependent Coefficients form and State Dependent Riccati equation a prototype controller for rudder failure is designed. Simulation outcomes of three control methods are compared and interpreted.