Interconnected lateral-directional control system desing for F-4
F-4 uçağının yanlamasına hareketi için çapraz etkileşimli kontrol sistem tasarımı
- Tez No: 142992
- Danışmanlar: PROF.DR. ELBRUS CAFEROV
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2003
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 113
Özet
Bu çalışmanın amacı F-4 savaş uçağı için elerondan dümene çapraz etkileşimli bir kontrol sistemi tasarlamaktır. Bunu elde etmek için öncelikle rüzgar ekseninde verilen nonlineer uçak denklemleri lmeerleştirilmiştir. Bu lineerleştirme küçük bozuntular teorisi kullanılarak yapılmıştır. Uçağın denge konumundan küçük bozuntularla uzaklaştıtıldığı göz önüne alınarak nonlineer denklemler bu denge konumu etrafında Taylor serilerine açılmıştır ve sadece 1. dereceden terimler hesaba katılmıştır. Lineerizasyon için düzgün seviye uçuşu şartı seçilmiştir. Ayrıca yanlamasına ve uzunlamasına hareket denklemlerini birbiriyle etküeşimini yok etmek için yana kayma açısı 0 olarak kabul edilmiştir. Taylor serisine açılımdan gelen kısmi türevler kararlılık türevleri olarak adlandırılmaktadır. Bütün işlemleri yaptıktan sonar kararlılık türevlerine bağlı olarak lineer durm denMemlerimiz elde edilmiştir. Bu türevlerin sayısal olarak hesaplanması zor olduğundan bunlar daha önce deneysel olarak hesaplanan verilerden alınmıştır. Bu türevler kararlılık ekseninde tanımlanmıştır. Fakat yaptığımız 0 yana kayma açısı kabulünden dolayı kararlılık ve rüzgar eksenleri üst üste gelmektedir. Dolayısıyla bu kararlılık türevleri lineerize edilmiş denklemler için kullanılabilir. Yazılan Matlab programı sayesinde uçağın tüm dinamiği elde edilmiş ve bburadan yanlamsına hareketin dinamiği çıkarılmıştır. Daha sonar yanlamasına haeketin dinamik modlan incelenmiş ve seçilen uçak ve uçuş şartı için gerekli miminum değerleri sağlayıp sağlmadığı incelenmiştir. Ayrıca aynı Matlab programı kullanılarak yanlamasına hareketin transfer fonksiyonları çıkarılmıştır. Daha sonar yanlamasına hareketin dinamiği kullanılarak çapraz etkileşimli kontrol artırıcı bir system tasarlanmıştır ve Matlab/SIMULINK kullanılarak modellenmiştir. Tasarlanan orjinal model üzerinde ekstra geri besleme ekleme ve değişik çıkış değişkenleri tanımlama gibi çeşitlieklemelerle farklı sistemler elde edilmiş ve karşüaştmlmıştır. 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. Bunu yaparken ortaya çıkan karmaşık nonlinear denkelemleri çözmek için Mathematica programı kullanılmıştır. Elde edilen sonuçlardan uygun olan kazanç katsayıları SIMULINK'te tasarlanan sisteme uygulanarak zaman yanıtlan elde edilmiştir be sistemin performansının tatmin edici olup olmadığı irdelenmiştir. GörülmüştûrM yana kayma açışım 0 yapmak için tasarlanan sistem yalpa ve sapma oranlan için salınımlı prosesler vermiş olmakla birlikte yana kyama açısı için tatmin edici sonuçlar vermiştir. Aynı zamanda sisteme yana kayma geri beslemesi eklenerek performansta iyileşme olup olmadığı gözlenmiş ve geri beslemeli sistemin yamtlanmnda orijinal sistemle hemen hemen aynı olduğu gözlenmiştir. O halde ektsra bir geri besleme hem dinamiği karmaşıklaştıracağı için hem de kontrol sistemin masrafım artıracağından ekstra bir geri beslemeye ihtiyaç olmadığı gözlenmiştir. Fakat yana kayma açısı yerine yanlamasına ivme çıkış değişkeni olarak alındığında ekstra geri besleme kanalının sistem yanıtında iyileşmeye neden olduğu dolayısıyla gerekliliği görülmüştür, expense of the control system. Sonuç olarak tasarlanan sistemin yana kayma açısının ve yanlamasına ivmenin sıfırlanmasını sağlayarak eleronlann istenmeyen sapma etkisini giderdiği gözlenmiştir.
Özet (Çeviri)
The aim of this work is to design an aileron to rudder interconnect (ARI) control system to the F-4 fighter. To achieve this, first we obtain the linearized dynamic model of the aircraft by using the nonlinear equations defined in wind axes frame. While linearizing the nonlinear dynamics of the aircraft we use small perturbation theory. After considering small perturbations from the steady state condition, we expand the nonlinear state equations in a Taylor series about this steady state condition and keep only the first order terms. Our selected flight condition for the linearization is steady, level flight where the flight path angle is zero. And also for the simplification in the algebra, we involve a constraint of zero sideslip angle, which leads to decoupling of lateral and longitudinal movements. After implementing all the conditions and constraints, we take the partial derivatives coming from the expansion in Taylor series. The partial derivatives of the aerodynamic forces and moments with respect to state variables are the so-called stability derivatives. After doing all the operations we obtain our linear state equations with respect to dimensional stability derivatives. The aircraft stability and control derivatives implemented for F-4 fighter are defined in stability axes but as we take the sideslip angle zero, the stability and wind axes coincide so we can use them in both. Then we defined these linearized equations in the form of state space. We wrote a program in Matlab that calculates the dimensional stability derivatives and constitutes state, control and output matrices for whole dynamics of the F-4 aircraft. Then we get the lateral-directional dynamics of the F~4 aircraft separately from the whole dynamics. 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 bom xrnaileron 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. With some modifications such as additional feedback and defining different output variables various forms of the original control system is obtained and compared. To find the controller gains in the system, we select as our performance criterion an integral-squared error (ISE) performance index (PI). 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 SIMULTNK 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. Although the system has some oscillations for the yaw rate and roll rate responses, the sideslip goes to zero with less oscillations. Also, we observed that a sideslip feedback is not necessary for the sideslip suppression because it gives almost the same results with the system without feedback and adding an extra feedback will increase the complexity of the dynamics and also the expense of the control system. But when we use lateral acceleration as an output state an additional lateral acceleration feedback is needed and gives better results than the system without feedback. Finally, we can say that the control system designed gives a satisfactory performance for the suppression of the sideslip angle and lateral acceleration and reduces the adverse yaw effect of the ailerons.
Benzer Tezler
- Taşıyıcı sistemi düşeyde düzensiz bir binanın statik ve dinamik davranışının incelenmesi
Başlık çevirisi yok
MURAT ÖZTUNÇ
- Tümdevre üretiminde polisilisyumum plazma ortamında aşındırılması
Başlık çevirisi yok
SEMA İMRAHOR İLYAS
- Betonarme binalarda doğrusal analiz yöntemlerinin TDY 2007 ve EC 8'e göre karşılaştırılması
Comparison of TSC 2007 and EC 8 linear analysis methods in reinforced concrete buildings
ÖMÜR TEKİNCE
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Deprem Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesiİnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. TURGUT ÖZTÜRK
- İki farklı yapı sisteminin malzeme miktarları bakımından kıyaslanması
Başlık çevirisi yok
S. SİNAN CERRAHOĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
1997
İnşaat Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesiİnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. METİN AYDOĞAN