Geri Dön

Design and simulation of a fault tolerant control system for the generic transport model under structural failure conditions

Yapısal hata koşulları altında genel taşıma modeli için hata toleranslı kontrol sisteminin tasarımı ve simülasyonu

PDF İndir

  1. Tez No: 1024095
  2. Yazar: MUHAMMED EMRE ÜNAL
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. İLKER ÜSTOĞLU
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol, Computer Engineering and Computer Science and Control
  6. Anahtar Kelimeler: Doğrusal olmayan kontrol, Yapısal hasar, Nonlinear control, Structural damage
  7. Yıl: 2026
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı (disiplinlerarası)
  12. Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.

Özet

Ticari havacılık güvenliği son yıllarda benzeri görülmemiş seviyelere ulaşmış olsa da, Uçuşta Kontrol Kaybı (LOC-I), taşımacılık sektöründeki ölümlü kazaların ve gövde kayıplarının tek ve en büyük nedeni olmaya devam etmektedir. İstatistiksel veriler incelendiğinde, bu kazaların önemli bir kısmının dikey stabilize kopması, kontrol yüzeyi kaybı veya asimetrik kanat hasarı gibi ani yapısal arızalardan kaynaklandığı görülmektedir. Bu tür hasarlar, uçağın aerodinamik özelliklerini ve kütle dağılımını kökten değiştirerek, aracı güvenli uçuş zarfının dışına itmektedir. Günümüz modern“Fly-by-Wire”(Elektronik Uçuş Kontrol) sistemleri, ağırlıklı olarak PID veya LQR gibi doğrusal kontrol yasalarını ve kapsamlı kazanç çizelgeleme (gain scheduling) yöntemlerini kullanmaktadır. Bu sistemler, uçağın tasarlandığı nominal uçuş koşulları altında mükemmel performans ve kararlılık sağlasa da, katastrofik yapısal hasarların getirdiği şiddetli doğrusal olmayan durumlar ve dinamik etkileşimler karşısında yetersiz kalabilmektedir. Uçağın fiziksel yapısı, kontrolcüyü tasarlamak için kullanılan dahili matematiksel modelden önemli ölçüde saptığında, standart kontrol döngüleri genellikle başarısız olmakta ve bu durum uçağın kararsızlığa sürüklenmesine yol açmaktadır. Bu tez, ticari bir nakliye uçağını ağır yapısal bozulmalardan kurtarabilecek ve güvenli bir şekilde yere inmesini sağlayabilecek gürbüz (robust) bir Hata Toleranslı Uçuş Kontrol (FTFC) sisteminin tasarlanması ve doğrulanması yoluyla bu kritik güvenlik açığını ele almaktadır. Bu araştırmada, simülasyon test yatağı olarak NASA tarafından geliştirilen Genel Taşıma Modeli (Generic Transport Model - GTM) kullanılmıştır. GTM, tipik bir ticari jet nakliye uçağının doğrusal olmayan aerodinamik özelliklerini temsil eden, dinamik olarak ölçeklendirilmiş, çift türbinli bir araştırma uçağından türetilmiş yüksek sadakatli bir simülasyon modelidir. Bu çalışma, GTM'in doğrulanmış aerodinamik veri tabanını kullanarak, kontrol yüzeyi sapmalarına ve yapısal asimetrilere verilen gerçekçi tepkileri simüle etmekte ve hata toleranslı algoritmaların test edilmesi için titiz ve güvenilir bir ortam sağlamaktadır. Modelin, uçağın aerodinamik katsayılarının hasar durumunda nasıl değiştiğini doğru bir şekilde yansıtması, geliştirilen kontrol algoritmalarının başarısını ölçmek adına hayati bir önem taşımaktadır. Tezin temel katkısı, Artımsal Doğrusal Olmayan Dinamik Tersleme (Incremental Nonlinear Dynamic Inversion - INDI) kontrol stratejisinin uygulanması ve geliştirilmesidir. Geleneksel Doğrusal Olmayan Dinamik Tersleme (NDI) yöntemi, uçak üzerindeki doğrusal olmayan terimleri matematiksel olarak iptal etmek ve sistemi doğrusallaştırmak için uçuş bilgisayarında saklanan bir aerodinamik modele güvenir. Ancak, NDI yöntemi“model uyuşmazlığına”karşı son derece hassastır; eğer uçaktaki dahili model, kopan bir kanat parçasını veya kilitlenen bir elevatörü hesaba katmıyorsa, tersleme işlemi hatalı sonuçlar verir ve bu durum kontrol kaybını daha da kötüleştirebilir. INDI yöntemi ise sensör tabanlı bir yaklaşım benimseyerek bu sınırlamayı aşmaktadır. INDI, uçağa etki eden toplam kuvvet ve momentleri tahmin etmek için statik bir modele güvenmek yerine, Atalet Ölçüm Birimi (IMU) üzerinden alınan yüksek frekanslı açısal ivme geri beslemesini ve mevcut kontrol yüzeyi konumlarını kullanır. Kontrol yasası, bir sonraki ayrık zaman adımında istenen ivme değişimini elde etmek için gereken kontrol girdisi“artımını”(increment) hesaplar. Önceden hesaplanmış bir modele değil, anlık sensör ölçümlerine dayandığı için INDI, model belirsizliklerine ve dış bozuculara karşı doğal olarak gürbüzdür. Kontrolcü, karmaşık çevrimiçi sistem tanımlama (system identification) algoritmalarına ihtiyaç duymadan, hasarlı uçağın yeni dinamiğini gerçek zamanlı olarak“öğrenir”ve buna uygun tepkiyi üretir. INDI kontrolcüsü uçağın dönme dinamiklerini (roll, pitch, yaw) stabilize ederken, uçağın hayatta kalmasını ve güvenli bir şekilde üsse dönmesini sağlamak üst düzey bir karar verme mekanizması gerektirir. Bu amaçla, çalışma kapsamında INDI iç döngüsü, mantık tabanlı bir Görev Denetleyicisi (Mission Supervisor) ile entegre edilmiştir. Bu modül, bir otonom pilot gibi hareket ederek uçağın eyleyicilerinin“Sağlık Durumunu”ve yakıt, irtifa ve menzil ile tanımlanan“Enerji Durumunu”sürekli olarak izler. Bir arıza tespit edildiğinde, Görev Denetleyicisi hiyerarşik bir karar sürecini devreye sokar. İlk olarak hatanın ciddiyetini kategorize eder (örneğin; Katastrofik, Kritik veya Önemsiz) ve ardından pilot veya güdüm sistemi girdilerini geçersiz kılarak katı güvenlik sınırlarını devreye alır. Özellikle asimetrik hasar durumlarında, uçağın spiral dalışa girmesini önlemek amacıyla yatış açısı (bank angle) ±15 derece gibi güvenli değerlerle sınırlandırılır. Ardından sistem, ana üsse olan mesafeyi hesaplar. Eğer uçak kurtarılabilir bir menzil içindeyse, Güdüm (Guidance) modülü“Üsse Dönüş”(Return to Base) moduna geçirilir ve uçak, kurtarma sahası üzerindeki bir bekleme noktasına yönlendirilir. Önerilen mimarinin etkinliğini doğrulamak amacıyla, sistem MATLAB/Simulink ortamında üç farklı ve yüksek şiddetli hasar senaryosuna tabi tutulmuştur. İlk senaryo olan Durum 01 (Case 01), dikey dümen (rudder) yüzeyinin tamamen kaybını simüle etmiştir. Bu durum, yanal-yönsel kararlılıkta büyük bir asimetri yaratır. Yapılan analizler, kontrolcünün sadece kanatçıkları (aileron) ve gerekirse diferansiyel itkiyi kullanarak yönsel kararlılığı koruma yeteneğine odaklanmıştır. Simülasyon sonuçları, INDI kontrolcüsünün yanal ve yönsel dinamikleri başarılı bir şekilde ayrıştırdığını (decoupling) ve dönüş manevraları sırasında yana kayma açısının (sideslip angle) kritik sınırları aşmasını engellediğini göstermiştir. İkinci senaryo olan Durum 04 (Case 04), en kritik arıza modunu temsil etmektedir: Sol kanat ucunun (wingtip) anlık olarak kopması. Bu ağır yapısal arıza, sol kanatta ani bir kaldırma kuvveti kaybına, uçağı şiddetle döndüren devasa bir yatış momentine ve uçağın kütle ile ağırlık merkezinde karmaşık değişimlere neden olmuştur. Simülasyon sonuçları, herhangi bir kontrol mekanizması içermeyen açık çevrim yanıtının, uçak ters dönmeden önce bu yuvarlanma hızını durdurmakta yetersiz kaldığını göstermiştir. Buna karşılık, INDI kontrolcüsü, modelde bulunmayan bu açısal ivme değişimini anında algılamış ve sağ kanatçıkları tam kapasiteyle kullanarak bu torka karşı koymuştur. Görev Denetleyicisi, yanal asimetriyi başarıyla tespit etmiş, yatış açısını on derece ile sınırlandırmış ve uçağı stabilize ederek sistemin katastrofik asimetrik kaldırma kuvveti kayıpları ve ataletsel etkileşimlerle başa çıkabildiğini kanıtlamıştır. Son senaryo olan Durum 05 (Case 05), sol irtifa dümeninin (elevator) kaybı üzerinden boylamsal (longitudinal) yunuslama otoritesini test etmiştir. İrtifa dümeni yüzeyinin yarısının eksilmesiyle, uçağın iniş sırasındaki“flare”(burnu kaldırma) manevrasını yapma yeteneği ciddi şekilde tehlikeye girmiştir. Kontrol tahsis (control allocation) mantığı, gerekli yunuslama momentini kalan sağ irtifa dümenine başarılı bir şekilde yeniden dağıtmıştır. Analizler, uçağın yunuslama tepkisinin beklendiği üzere yavaşladığını, ancak sistemin güvenli bir yaklaşma ve iniş gerçekleştirmek için yeterli otoriteyi koruduğunu göstermiştir. Sonuç olarak, bu çalışmadan elde edilen veriler, Artımsal Doğrusal Olmayan Dinamik Tersleme yönteminin mantık tabanlı bir Görev Denetleyicisi ile entegrasyonunun, Uçuşta Kontrol Kaybı (LOC-I) olaylarını önlemede son derece etkili bir çözüm sunduğunu ortaya koymaktadır. INDI kontrol yasası, model tabanlı yöntemlere kıyasla yapısal hatalara karşı üstün bir gürbüzlük sergilerken, Görev Denetleyicisi hasarlı uçağın kısıtlanmış ve güvenli bir zarf içinde uçurulmasını garanti altına almaktadır. Bu mimari, ticari havacılıkta yeni nesil otonom uçuş güvenliği sistemleri için umut verici bir yol haritası sunmaktadır.

Özet (Çeviri)

Commercial aviation safety has reached unprecedented levels in recent decades; however, Loss of Control In-flight (LOC-I) remains the single largest contributor to fatal accidents and hull losses in the transport sector. A significant portion of these accidents is precipitated by sudden structural failures—such as the detachment of vertical stabilizers, loss of control surfaces, or asymmetric wing damage—which drastically alter the aircraft's aerodynamic properties. Current generation Fly-by-Wire (FBW) systems predominantly utilize linear control laws, such as PID or LQR, with extensive gain scheduling. While these systems provide excellent performance within the nominal flight envelope, they lack the adaptability required to handle the severe non-linearities and dynamic coupling introduced by catastrophic structural damage. When the physical plant of the aircraft deviates significantly from the internal model used to design the controller, standard control loops often fail, leading to instability. This thesis addresses this critical gap by designing and validating a robust Fault Tolerant Flight Control (FTFC) system capable of recovering a transport aircraft from severe structural degradation. The research utilizes the NASA Generic Transport Model (GTM) as the primary simulation testbed. The GTM is a publicly available, high-fidelity simulational model derived from a dynamically scaled, twin-turbine research aircraft. It represents the non-linear aerodynamic characteristics of a typical commercial jet transport. This study leverages the GTM's validated aerodynamic database to simulate realistic responses to control surface deflections and structural asymmetries, providing a rigorous environment for testing fault-tolerant algorithms. The core contribution of this thesis is the implementation of an Incremental Nonlinear Dynamic Inversion (INDI) control strategy. Conventional Nonlinear Dynamic Inversion (NDI) attempts to linearize the aircraft dynamics by mathematically canceling out non-linear terms using an on-board aerodynamic model. However, NDI is highly sensitive to“model mismatch”—if the on-board model does not account for a missing flap or broken elevator, the inversion fails, potentially worsening the loss of control. INDI overcomes this limitation by adopting a sensor-based approach. Instead of relying on a stored model to estimate the total forces and moments acting on the aircraft, INDI utilizes high-frequency feedback of the angular acceleration (measured via IMU) and the current control surface positions. The control law computes the increment of control input required to achieve the desired change in acceleration over a discrete time step. By relying on immediate sensor measurements rather than a pre-computed model, INDI becomes inherently robust to model uncertainties and external disturbances. The controller essentially“learns”the new dynamics of the damaged aircraft in real-time without requiring complex online system identification algorithms. While the INDI controller stabilizes the rotational dynamics, ensuring the survival of the aircraft requires high-level decision-making. To achieve this, the study integrates the INDI inner loop with a logic-based Mission Supervisor. This module acts as an autonomous pilot, continuously monitoring the“Health Status”of the aircraft actuators and the“Energy State”defined by fuel, altitude, and range. Upon the detection of a failure, the Mission Supervisor executes a hierarchical decision process. It first categorizes the fault severity and then immediately overrides pilot or guidance inputs to impose strict safety limits. For asymmetric failures, bank angle is restricted to prevent spiral divergence. Subsequently, the system calculates the distance to the home base. If the aircraft is within a recoverable range, the Guidance module is switched to a“Return to Base”mode, directing the aircraft to a loiter waypoint. The proposed architecture was subjected to three specific, high-severity damage cases in a MATLAB/Simulink environment to validate its efficacy. The first scenario, Case 01, simulated the total loss of the rudder surface, representing a major lateral-directional asymmetry. The analysis focused on the controller's ability to maintain directional stability using only ailerons and potential differential thrust. The INDI controller successfully decoupled the lateral-directional dynamics, preventing the sideslip angle from exceeding critical limits during turning maneuvers. The second scenario, Case 04, represented the most critical failure mode: the instantaneous loss of the left wingtip. This severe structural failure created a massive rolling moment, a significant loss of lift on the port wing, and complex shifts in the aircraft's mass and center of gravity. Simulation results showed while the uncompensated open-loop dynamics failed to arrest the roll rate before the aircraft inverted before the aircraft inverted, the INDI controller sensed the un-modeled angular acceleration immediately and saturated the right ailerons to counter the torque. The Mission Supervisor successfully detected the lateral asymmetry, limited the bank angle to ten degrees, and stabilized the aircraft, proving the system's ability to handle catastrophic asymmetric lift and inertial cross-coupling. The final scenario, Case 05, tested the pitch authority limits through the loss of the left elevator. With half of the elevator surface missing, the aircraft's ability to flare for landing was compromised. The control allocation logic successfully redistributed the required pitch moment to the remaining right elevator. The analysis demonstrated that while the pitch response was sluggish, the system maintained sufficient authority to execute a safe approach and landing. In conclusion, the results of this study demonstrate that the integration of Incremental Nonlinear Dynamic Inversion with a logic-based Mission Supervisor provides a highly effective solution for LOC-I prevention. The INDI control law exhibits superior robustness to structural faults compared to model-based methods, while the Mission Supervisor ensures that the damaged aircraft is flown within a restricted, safe envelope. This architecture offers a promising pathway for the next generation of autonomous flight safety systems in commercial aviation.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    832906

    Fault tolerant multi-algorithmic attitude determination and control system for small satellites based on Bayesian networks

    Küçük uydular için Bayes ağlarına dayalı hata toleranslı çoklu algoritmalı yönelim belirleme ve kontrol sistemi

    CANSU YILDIRIM

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. HALİL ERSİN SÖKEN

  2. Tez No

    1018160

    Raylı sistem uygulamaları için hata toleranslı yolcu bilgilendirme sistemi mimarisi

    A fault-tolerant passenger information system architecture for railway applications

    BURAK GÜN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2026

    Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolSakarya Üniversitesi

    Bilgisayar Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. ABDULLAH SEVİN

  3. Tez No

    322844

    İnsansız sualtı aracının matematiksel modelinin durum ölçümlerine dayalı olarak tanılanması ve hata toleranslı kontrol

    Identification of the mathematical model of an unmanned underwater vehicle based on state measurements and fault tolerant control

    EMRE ÜNEY

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2012

    Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ÇİNGİZ HACIYEV

  4. Tez No

    670363

    Gerilim sensör arızası durumunda kendinden uyartımlı asenkron generatör için hata toleranslı gürbüz kontrolör tasarımı

    Fault tolerant robust controller design for self-excited induction generator subject to voltage sensor fault

    HARİS ÇALGAN

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2021

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiBalıkesir Üniversitesi

    Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. METİN DEMİRTAŞ

  5. Tez No

    516282

    Gecikme toleranslı ağ tabanlı çoklu insansız hava aracı sistemleri için bir ortam erişim kontrol protokolü

    A medium access control protocol for delay tolerant network based multiple unmanned aerial vehicle systems

    TOLGAHAN TÜRKER

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2016

    Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolHava Harp Okulu Komutanlığı

    Bilgisayar Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. İLKER BEKMEZCİ

Geri Dön