Modeling and control of a fixed wing unmanned aerial vehicle
Sabit kanatlı bir insansız hava aracının modellenmesi ve kontrolü
- Tez No: 350638
- Danışmanlar: YRD. DOÇ. DR. GÜLAY ÖKE
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Mekatronik Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Mechatronics Engineering, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2013
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Mekatronik Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 184
Özet
Sabit kanatlı insansız hava araçlarının ilk örnekleri Birinci Dünya Savaşı yıllarında geliştirilmiştir. Bu araçlar bir hava torpidosu olarak tasarlanmışlardı. Fakat üzerlerinde bir kontrol sistemi olmadığı için hedefi vurma oranları çok düşüktü. 1913 yılında Lawrence Sperry, jiroskopik otomatik kararlılık cihazını geliştirmiştir ve bu cihaz ile hava araçları çok daha etkin bir şekilde kullanılmaya başlanmışlardır. 1970?li yıllarda Soğuk Savaş?ın da etkisiyle kısa menzilli keşif/gözlem yapabilen insansız hava araçları üzerinde çalışmalar yapılmış ve uçak gövdesine yerleştirilen kameralar ile gerçek zamanlı görüntü aktarımı amaçlanmıştır. Uyduların ve küresel konumlandırma sisteminin (GPS) geliştirilmesinden sonra orta/uzun mesafeli insansız hava araçları üzerinde de çalışmalar başlamış ve çok daha hızlı bir veri transferi amaçlanmıştır. 1990?lı yıllardan itibaren ise kıtalar arası keşif/gözlem yapabilen insansız hava araçları tasarlanmış ve üretilmişlerdir. Günümüzde insansız hava araçları, üzerlerindeki sensör ve cihazlara bağlı olarak birçok alanda kullanılabilmektedirler. Başta askeri keşif/gözlem olmak üzere arama/kurtarma, tarımsal çalışmalar, doğalgaz/petrol boru hattı gözlemleri ve atmosferik araştırmalar insansız hava araçlarının kullanıldığı başlıca alanlardır. Bu tez çalışmasında sabit kanatlı bir insansız hava aracı matematiksel olarak modellenmiş ve bu araç için çeşitli kontrol yöntemleri kullanılarak otomatik pilot tasarımları yapılmıştır. Mekanik gövde olarak, içten yanmalı motor ? pervane grubu ile tahrik edilen, balsa ağacından üretilmiş ¼ ölçekli Piper J3 Cub model uçak kullanılmıştır. İnsansız hava araçlarının tarihçesi kısaca incelendikten sonra günümüze kadar geliştirilen sistemler hakkında genel bilgiler verilmiştir. Bu araçların kullanım alanlarına değinilmiş ve üzerlerindeki alt sistemler genel hatlarıyla incelenmiştir. Uçağın her bir ekseni üzerinde moment oluşturan kontrol yüzeyleri tanımlanıp bu kontrol yüzeylerini konumlandıran servo motorlar kısaca ele alınmıştır. Servo motorların ana elemanları gösterilmiş ve bu motorların çalışma prensibi hakkında kısa bilgiler verilmiştir. Uçuş kontrol sistemlerinin geri besleme hattını oluşturan sensörler incelenmiş ve kullanılan fiziksel eşitliklerden bahsedilmiştir. İnsansız hava aracının dinamik davranışını belirleyen kontrol ve kararlılık katsayılarını hesaplamak için Thomas Melin tarafından 2000 yılında geliştirilen ve Matlab üzerinde çalışan Tornado isimli yazılım kullanılmıştır. Uçağın kanatları ve kontrol yüzeyleri bu programda çizilmiş ve belirlenen uçuş şartlarında hesaplamalar yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar kullanılarak kontrol ve kararlılık parametreleri hesaplanmıştır. Newton hareket kanunları, kinematik eşitlikler ve koordinat eşitlikleri kullanılarak on iki adet doğrusal olmayan hareket denklemi elde edilmiştir. Elde edilen doğrusal olmayan hareket denklemleri Simulink programında oluşturulmuş ve dördüncü dereceden Runge ? Kutta metodu kullanılarak 0.01 saniye örnekleme zamanı ile bu eşitlikler çözülmüştür. Benzetim ortamına türbülans eklemek için Matlab-Simulink?teki Dryden türbülans modeli kullanılmıştır. Ayrıca, sistem çıkışlarını görsel hale getirmek için V-Realm Builder 2.0 programından faydalanılmıştır. Verilen uçuş şartlarında uçağın uzunlamasına denge koşullarını hesaplamak için doğrusal olmayan X kuvveti, Z kuvveti ve yunuslama momenti eşitlikleri kullanılmıştır. Bu eşitlikler Gauss ? Seidel metodu ile dört yineleme sonucunda çözülmüş ve uçağın uzunlamasına dengesi için gerekli olan elevatör açısı, hücum açısı ve itki kuvveti hesaplanmıştır. Daha sonra, doğrusal olmayan on iki adet hareket denklemi hesaplanan denge şartlarında, Küçük Değişimler Teoremi kullanılarak doğrusallaştırılmıştır. Doğrusal ve doğrusal olmayan matematik modellere, kontrol yüzeyi açı değişimleri giriş olarak uygulanmış ve sistem çıkışları karşılaştırılmıştır. Uçuş kontrol sistemleri günümüz uçaklarındaki en temel sistemlerden biridir. Bu sistemlerde uçağın açısal konumları geri beslenerek yuvarlanma, yunuslama ve sapma hareketleri kontrol edilir. Özellikle uzun süreli seferlerde veya türbülanslı ortamlarda pilotun üzerindeki yükü hafifletmek için çok önemlidirler. Referans sinyal sıfıra eşitlenerek uçağın açısal pozisyonları korunabilir veya referans sinyal sıfırdan farklı bir değere ayarlanarak uçağa manevra yaptırılabilir. Bu çalışmada oransal (P) denetleyici kullanılarak yuvarlanma, yunuslama ve sapma açısı kontrol sistemleri tasarlanmıştır. Kapalı çevrim sistemin kutuplarını arzu edilen bölgeye taşımak için gerekli olan denetleyici parametresi, köklerin yer eğrisi yöntemi kullanılarak hesaplanmıştır. Üç farklı sönüm oranı ve doğal frekans için oransal denetleyici parametreleri, köklerin yer eğrisi grafiklerinden okunmuştur. Her bir parametre için sistem çıkışı ve kontrol sinyali değişimleri incelenmiştir. Oransal kontrol sistemlerinin tasarımı her ne kadar kolay olsa da denetleyici parametresinin seçimi deneme yanılma yöntemine dayanmaktadır. Ayrıca bu sistemler, kontrol edilen sistem karmaşıklaştıkça, başlıca avantajları olan tasarım kolaylığını da kaybetmektedirler. Bu nedenlerden dolayı daha sistematik bir tasarım yöntemine ihtiyaç duyulmuştur. Bilgisayar teknolojisindeki gelişmeler ise ihtiyaç duyulan modern kontrol yöntemlerinin ortaya çıkmasına öncülük etmiştir. Bu çalışmada modern bir kontrol yöntemi olan durum geri beslemeli kontrol hakkında genel bilgiler verilmiştir. Daha önce köklerin yer eğrisi yöntemi kullanılarak tasarlanan kapalı çevrim sistemin kutupları, durum geri beslemeli sistem için referans olarak seçilmiştir. Sistemlerin kontrol edilebilirlik matrisleri oluşturulmuş ve kontrol edilebilirlik durumları incelenmiştir. Geri besleme kazançları, seçilen referans model için Brass ? Gura metodu ile hesaplanmıştır. Durum geri beslemeli otomatik kontrol sistemi kullanılarak alınan sistem çıkışları, referans model çıkışları ile karşılaştırılmış ve hata hesaplanmıştır. Oransal (P) ve durum geri beslemeli denetleyiciler gibi sabit katsayılı kontrol sistemleri, zamanla değişen veya parametre belirsizlikleri olan sistemler için yeterli başarımı sağlayamayabilmektedirler. İnsansız hava araçlarının dinamiği de hız, irtifa, ağırlık ve ağırlık merkezi konumuna göre sürekli değiştiği için sabit katsayılı denetleyiciler yeterli olmamaktadır. Zamanla değişen şartlarda, istenen dinamik başarımı sağlayabilmek için denetleyici parametrelerinin sürekli güncellenmesi gerekmektedir. Bu güncelleme ise temelinde Lyapunov Teorisi olan model referans uyarlamalı kontrol sistemi ile gerçekleştirilebilir. Bu çalışmada model referans uyarlamalı kontrol sistemi hakkında temel bilgiler verildikten sonra Lyapunov Teorisi, asimptotik kararlılık için gereken şartlar ve denetleyici yapısı özetlenmiştir. Köklerin yer eğrisi yöntemi ile tasarlanan kapalı çevrim sistemler, model referans uyarlamalı kontrol sistemi için referans model olarak seçilmişlerdir. Daha sonra, model referans uyarlamalı kontrol yöntemi kullanılarak yuvarlanma, yunuslama ve sapma hareketleri için otomatik kontrol sistemleri tasarlanmış ve Simulink?te benzetim çalışmaları yapılmıştır. Sistem çıkışları, hatalar, kontrol sinyalleri ve denetleyici parametrelerindeki değişimler incelenmiştir. Bir başka model referans uyarlamalı kontrol sistemi olan çıkış takibi için durum geri beslemesi yöntemi hakkında bilgi verilmiştir. Bu kontrol algoritması kullanılarak tek-girişli-tek-çıkışlı bir dinamik sistem olan uzunlamasına hareket için yunuslama açısı kontrol sistemi tasarımı yapılmıştır. Referans modelin asimptotik olarak takip edilebilmesi için yapılması gereken kabullerden bahsedilmiştir. Yapılan kabuller doğrultusunda, asimptotik takibi sağlayan denetleyici parametresi güncelleme kuralları oluşturulmuştur. Tasarlanan uyarlamalı yunuslama açısı kontrol sistemi doğrusal ve doğrusal olmayan insansız hava aracı modellerine uygulanmış ve sistem çıkışı, denetleyici parametrelerindeki değişim, hata ve kontrol sinyali incelenmiştir. Çıkış takibi için durum geri beslemesi yöntemi kullanılarak, çok-girişli-çok-çıkışlı bir dinamik sistem olan yanlamasına hareket için, yuvarlanma ve sapma açısı kontrol sistemi tasarımı yapılmıştır. Asimptotik kararlılığı sağlamak için gerekli kabuller yapılmış ve denetleyici parametresi güncelleme kuralları elde edilmiştir. Bu kontrol sistemi de doğrusal ve doğrusal olmayan insansız hava aracı modellerine uygulanmış ve sistem çıkışları, denetleyici parametrelerindeki değişimler, hatalar ve kontrol sinyalleri incelenmiştir. Atmosferik türbülans hakkında kısa bilgiler verildikten sonra türbülansı oluşturan etmenlerden ve türbülansın uçak üzerindeki etkilerinden kısaca bahsedilmiştir. Dryden türbülans modeli ile belirli bir irtifada oluşturulan türbülansın doğrusal ve açısal hızlarındaki değişim grafiklerle gösterilmiştir. Doğrusal olmayan insansız hava aracı matematik modeline, oransal (P) kontrol yöntemi kullanılarak tasarlanan sabit katsayılı otomatik pilotlar ve çıkış takibi için durum geri beslemesi yöntemi kullanılarak tasarlanan uyarlamalı otomatik pilotlar uygulanarak, türbülanslı ve türbülanssız ortamlarda benzetim çalışmaları yapılmış ve kontrol sistemlerinin başarımları karşılaştırılmıştır. Ayrıca çıkış takibi için durum geri beslemesi yöntemi kullanılarak tasarlanan uyarlamalı kontrol sistemlerinin denetleyici parametrelerindeki değişimler de incelenmiştir.
Özet (Çeviri)
In this study, mathematical model of an unmanned aerial vehicle (UAV) is obtained and several control techniques are applied. Quarter scale Piper J3-Cub is used as mechanical body which is produced from balsa. Control and stability coefficients of the UAV are calculated using the Matlab based Tornado software. Nonlinear equations of motion are obtained using Newton?s second law and kinematic equations. These nonlinear equations of motion are constructed in Simulink and then they are solved with 4th order Runge ? Kutta method. Also a visualization environment is designed using V-Realm Builder 2.0. Longitudinal trim point of the UAV is calculated using Gauss ? Seidel iteration method at a given flight condition. After that, linearization is applied at the calculated trim point. Nonlinear and linear UAV model responses after a doublet signal are compared. Roll, pitch and yaw displacement autopilots are designed using classical control theory. Root locus method is used to select controller gains for desired locations of the poles. As a modern control method, state feedback control system is described. Displacement autopilot poles are used as desired system poles in the state feedback design. Feedback gains are calculated using Brass ? Gura method. The aircraft responses with state feedback autopilots are obtained and compared with the reference model. Error between the reference model and the system is evaluated. Model reference adaptive control system is applied as an adaptive controller. Lyapunov theory, controller structure and requirements for asymptotical stability are studied. Displacement autopilots which are designed based on Root Locus method are used as reference models for model reference adaptive control systems. Afterwards, model reference adaptive autopilots are designed and simulated in Simulink. System outputs, errors and variation of the controller parameters are evaluated. State feedback for output tracking based model reference adaptive control algorithm, which has less restrictive system ? model matching conditions, is described for SISO and MIMO systems. Adaptive autopilots are designed for longitudinal and lateral motions. Fixed gain autopilots and adaptive autopilots are implemented on the nonlinear UAV model and controller performances are compared in both steady atmosphere and turbulent field.
Benzer Tezler
- Sabit kanatlı insansız hava aracının dikey uçuş kontrolü
Hover mode flight control of fixed wing unmanned air vehicle
KADİR AKIN
Yüksek Lisans
Türkçe
2012
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrolİstanbul Teknik ÜniversitesiKontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. M. TURAN SÖYLEMEZ
- Modeling and attitude control of a quadcopter using model predictive controller
Dört rotorlu bir hava aracı modellemesi ve model öngörülü kontrolör ile yönelim kontrolü
CEMRE ESEMEN
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Mühendislik Bilimleriİstanbul Teknik ÜniversitesiKontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. AFİFE LEYLA GÖREN
- Stability analysis and autonomous control of conventional and tilted quadcopters
Klasik ve eğik rotorlu dört rotorlu insansız hava aracının otomatik kontrolü ve kararlılık analizi
İBRAHİM KÖSEOĞLU
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ İSMAİL BAYEZİT
- Çok maksatlı hibrid insansız hava aracı sistemi geliştirilmesi
Development of optionally piloted unmanned aerial vehicle system
HALİL İBRAHİM DONBALOĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
2014
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrolİstanbul Teknik ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ATA MUGAN
DOÇ. DR. VASFİ EMRE ÖMÜRLÜ
- Modeling, simulation, and test flight validation of a fixed-wing unmanned aircraft system
Sabit kanatlı bir insansız hava aracının modellenmesi simülasyonu ve test uçuşlarıyla doğrulanması
ERTUĞRUL BARIŞ ÖNDEŞ
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Bilim ve Teknolojiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ İSMAİL BAYEZİT