Çift sistem dikey kalkış ve iniş iha'larda kontrol yüzeyi arıza yönetimi

Abstract

Çift sistem dikey kalkış ve iniş (VTOL) yapabilen insansız hava araçları (İHA'lar), sabit kanat ve döner kanat uçuş modlarını bir araya getirerek hem dikey kalkış-iniş hem de ileri yönlü seyir kabiliyeti sunan hibrit sistemlerdir. Bu yapı, özellikle pist gerektirmeyen, şehir içi operasyonlar gibi dar alanlı görevlerde önemli avantajlar sağlamaktadır. Günümüzde bu tür İHA'ların keşif, gözetleme, taşıma ve afet yönetimi gibi pek çok görevde kullanımı giderek artmaktadır. Çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'lar, üç temel uçuş fazına sahiptir: döner kanat modu, sabit kanat modu ve geçiş modu. Döner kanat modunda, hava aracı dikey eksenli elektrik motorları aracılığıyla kalkış, iniş ve havada sabit duruş (hovering) gibi manevraları gerçekleştirir. Sabit kanat modunda ise, yatay itki motoru ve aerodinamik kontrol yüzeyleri yardımıyla seyir uçuşu yapılır ve rota/hat takibi gerçekleştirilir. Geçiş modunda, her iki tahrik sistemi eşzamanlı olarak aktiftir. Bu fazda, yatay itki motoru tam güçle çalıştırılarak İHA'nın ileri yönlü ivmelenmesi sağlanır. Hızın artmasıyla birlikte, başlangıçta irtifa kontrolünü sağlayan döner kanat motorlarının taşıma etkisi, sabit kanat üzerinden elde edilen aerodinamik kaldırma kuvvetine bırakılır. Aynı zamanda, düşük hızlarda sınırlı etkiye sahip olan kontrol yüzeyleri, İHA'nın hız kazanmasıyla birlikte daha etkin hale gelir. Görev profili açısından değerlendirildiğinde, kalkış aşaması döner kanat modunda gerçekleştirilmekte; ardından geçiş moduna girilmekte ve belirli bir hız eşiği aşıldığında sabit kanat moduna geçilmektedir. Sabit kanat modunda çalışan İHA sistemi için bir hat takip algoritması geliştirilmiştir. Bu hat algoritması sabit kanat modunda İHA sisteminin takip edeceği yörüngeleri belirlemektedir. Bu algoritmada, İHA'nın takip etmek istediği hat üzerindeki en yakın noktası belirlenir. Ardından bu nokta doğrultusunda belirli bir mesafede yer alan bir referans noktayı hedef nokta olarak seçer. Bu hedef nokta, dünya koordinat sisteminde tanımlanır ve İHA'nın hız vektörü bu noktaya yönlendirilir. Bu yönlendirme sırasında İHA, hedef noktaya ulaşabilmek için yuvarlanma (roll) komutu üretir. Üretilen bu yuvarlanma komutu, hava aracının istenilen yönelim açısına ulaşmasını sağlar. Aynı yöntem, İHA'nın belirli bir yarıçapta çember çizmesi gereken durumlarda da uygulanır. Aynı zamanda İHA sistemi gitmek istediği irtifa komutuna yunuslama (pitch) açısı komutlaması sayesinde yapmaktadır. İstenen yunuslama açısı, İHA'nın dünya ekseninde bir dikey hız oluşmasına neden olmaktadır. Bu sayede İHA sistemi istenen irtifa komutuna ulaşabilmektedir. Çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'ların dikey motorları geçiş esnasında hava aracının kararlı biçimde havada kalmasına katkı sağlamaktadır. Uçuşun büyük bir bölümü ise, verimlilik avantajları nedeniyle sabit kanat (seyir) modunda tamamlanmaktadır. Bu uçuş fazında meydana gelebilecek kontrol yüzeyi arızaları, sistemin kararlılığı ve görev sürekliliği açısından ciddi riskler oluşturmaktadır. Bu İHA sisteminde hem dikey hem de yatay uçuş modlarını destekleyen yapılar nedeniyle birden fazla aktüatörün aynı anda görev yapması, arıza tespiti ve kontrol stratejilerinin tasarımını oldukça karmaşık hâle getirmektedir. Bu sistemlerde sıkça karşılaşılan arızalar genellikle aktüatörlerdeki bozulmalar, sensör kaynaklı arızalar ya da dış çevresel etkenlerden kaynaklanan sapmalar olarak ortaya çıkmaktadır. Özellikle motorlar ve aerodinamik kontrol yüzeyleri (elevator, aileron, flap, rudder) sistemin uçuş performansı açısından kritik öneme sahiptir. Dolayısıyla, bu bileşenlerde meydana gelen arızalar uçuşun güvenli şekilde sürdürülmesini ve görev başarısını doğrudan etkilemektedir. Seyir esnasında İHA sisteminde kontrol yüzeyi bozulmaları, uçuş dinamikleri üzerinde önemli sapmalara neden olarak sistemin bütünsel güvenliğini tehdit etmektedir. Bu gibi durumlarda, İHA sisteminin uçuş istikrarını koruyabilmek için arıza teşhisi ve izolasyonu (Fault Detection and Isolation– FDI) ve arıza toleranslı kontrol (Fault-Tolerant Control – FTC) yaklaşımları devreye girmektedir. Arıza teşhisi, ölçüm verileri ile sistemin beklenen davranışı arasındaki farkları analiz ederek arızaların yeri ve türünü belirlemeye odaklanır. Bu bağlamda, FDI ve FTC yapıları, özellikle aktüatör kaynaklı bozulmaların giderilmesinde bütüncül bir kontrol yapısının temel bileşenleri olarak sayılmaktadır. Son yıllarda yapılan araştırmalar, model tabanlı ve veri odaklı yaklaşımların birlikte kullanıldığı daha esnek, uyarlanabilir ve sağlam kontrol sistemlerinin ön plana çıktığını göstermiştir. Bu gelişmelere paralel olarak, çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'lar, özellikle uçuş güvenliğini sağlayacak arıza toleranslı kontrol mimarilerinin geliştirilmesi açısından önemli bir çalışma alanı oluşturmuştur. Fazla sayıda kontrol elemanına sahip olmaları ve geçiş fazlarındaki aerodinamik değişkenlikler nedeniyle, bu platformlarda kararlı uçuşun sürdürülebilmesi adına yedeklilik göz önüne alınarak FTC stratejilerinin geliştirilmesi gerekmektedir. Bu çalışmada, seyir uçuşu sırasında meydana gelen kontrol yüzeyi arızalarına karşı, normalde pasif durumda bulunan dikey motorların yalnızca arıza tespit edildiğinde devreye alınması esasına dayanan bir yedek kontrol yaklaşımı sunulmuştur. Böylece hem sistemin enerji verimliliği korunmakta hem de kontrol yüzeylerinin yetersiz kaldığı durumlarda uçuş kararlılığı sürdürülebilmektedir. Sürekli çalışan yedek sistemlerin aksine, bu yöntem yalnızca gerektiğinde müdahale ettiği için güç tüketimi açısından daha avantajlıdır. Arıza durumlarında görev sürekliliğini destekleyen bu yapı, özellikle çoklu kontrol yüzeyi arızalarında sistemin tepki verebilmesini sağlayarak genel uçuş güvenliğini artırmaktadır. Böylece kontrol yüzeylerinde arıza durumlarında aktüatör yedekliliği sağlanmış ve aynı zamanda aerodinamik yüzeylere olan bağımlılık da azaltılmıştır. Çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'nın aerodinamik ve mekanik karakteristiklerini yansıtan doğrusal olmayan matematiksel bir model oluşturulmuştur. Elde edilen bu model MATLAB/Simulink ortamına aktarılmış ve sistem davranışları gerçek zamanlı bir simülasyon ortamında incelenmiştir. İHA'nın aktüatör sistemi, bir adet yatay motor, dört adet dikey motor, iki aileron ve ters V-kuyruk konfigürasyonuna sahip kontrol yüzeylerinden oluşmaktadır. Döner kanat ve sabit kanat uçuş modları için ayrı kontrolcü yapıları geliştirilmiş olup, her mod için uygun aktüatör komutları üretilmiştir. Sistemde kullanılan kontrol yapısı, her uçuş modu için kademeli bir PID mimarisi ile desteklenmiştir. Bu kademeli yapıda; konum kontrolcüsü çizgisel hız referanslarını üretmekte, hız kontrolcüsü yönelim açılarını, yönelim kontrolcüsü açısal hızları ve açısal hız kontrolcüsü ise doğrudan aktüatör komutlarını oluşturmaktadır. Tasarlanan bu yapı, fiziksel ilişkiler gözetilerek sistem dinamiklerine uygun şekilde yapılandırılmıştır. Tasarlanan kontrolcülerin parametre değerleri belirlenirken İHA sisteminin dinamikleri dikkate alınmıştır. Sabit kanat modunda kullanılan kontrol yüzeylerinin davranışı hızlı olmasına rağmen dikey motorların yavaş dinamik yapısı dikkate alınarak sabit kanat kazançları belirlenmiştir. Kontrol yüzeylerinde arıza oluşması durumunda arızayı tespit etmek için geliştirilen algoritma, kontrol yüzeyi açı komutlarını kullanarak servo modeline vermektedir. Servo modelinden çıkan servo açısı (beklenen) ile servo tarafından geri besleme olarak verilen kontrol yüzeyi açı verisi karşılaştırılarak sapmalar analiz edilmektedir. Sapma miktarı belirlenen eşik değerini aşması durumunda arıza sinyali üretilmektedir. Kontrol yüzeylerinden aynı kontrol ekseni için iki kontrol yüzeyinin de arızalanması durumunda kontrol tahsis algoritması devreye girerek mevcut komutları kontrol yüzeyleri ve dikey motorlar arasında yeniden dağıtmaktadır. Bu dağıtım sonucunda kontrol yüzeylerinin yapamadığı kontrolcü çıkışları dikey motorlar tarafından sağlanmaktadır. Simülasyon ortamında kontrol yüzeylerinde arıza olmama durumları test edilmiş ve İHA sisteminin başarılı bir şekilde görevini yerine getirdiği görülmüştür. Arıza senaryosu testlerinde, önerilen FTC yapısının hem tekli hem de çoklu kontrol yüzeyi arızalarını başarıyla tespit ettiği ve sisteme uygun tepki vererek uçuş kararlılığını koruduğu gözlemlenmiştir. Özellikle tek bir aileron ya da ters V-kuyruk yüzeyinin arızalanması durumlarında mevcut aerodinamik yüzeylerle dengeleme mümkün olmuştur. Ancak her iki yüzeyin eş zamanlı arızalanması halinde kontrolün kaybedildiği eksende durum açısının korunamadığı görülmüştür. Aileron kontrol yüzeylerinin kaybedilmesi durumunda yuvarlanma ekseninden, ters V-kuyruk kontrol yüzeylerinin kaybedilmesi durumunda yunuslama ekseninden kontrolün kaybedildiği görülmüştür. Bu iki durumda aerodinamik yüzeylerin yetersiz kaldığı, bu nedenle dikey motorların aktif hale getirilmesiyle kaybedilen yönelim ekseni üzerindeki kontrol otoritesinin yeniden tesis edildiği görülmüştür. Bu gibi senaryolarda geliştirilen kontrol tahsis algoritması dikey motorlar üzerinden yeni bir kontrol otoritesi oluşturmuş ve böylece sistemin yönelimi güvenli biçimde stabilize edilmiştir. Sonuç olarak, bu tezde geliştirilen FTC mimarisi, çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'ların seyir uçuşu gibi kritik görev fazlarında karşılaşabilecekleri kontrol yüzeyi arızalarına karşı güvenli, esnek ve enerji verimli bir çözüm sunmaktadır. Yalnızca ihtiyaç anında devreye giren dikey motor yapısı sayesinde sistemin hem dayanıklılığı hem de enerji etkinliği artırılmıştır. Geliştirilen yöntem, hem askeri hem de sivil uygulamalara yönelik uygulanabilir ve ölçeklenebilir bir kontrol mimarisi olarak değerlendirilmiştir.