Recoverability envelope analysis of nonlinear control laws for agile maneuvering aircraft
Savaş uçakları için tasarlanmış kontrol yasalarının kurtarma zarfı analizi
- Tez No: 510177
- Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ NAZIM KEMAL ÜRE
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2018
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 113
Özet
Hava harp sahası için geliştirilen silahlardaki son ilerlemelerin günümüz savaş uçaklarının çatışma kapasitesi üzerinde önemli tesirleri olmuştur. Dolayısıyla daha çetin hale gelen çatışma ortamında operasyon devamlılığının tesisi için, bir savaş uçağının sağlaması istenilen performans beklentileri artmıştır. Bu bağlamda, yakın çatışma koşulları modern savaş uçaklarının tasarımında hesaba katılması gereken önemli bir unsurdur. Bundan ötürü, bir savaş uçağının ileri teknoloji uzun menzilli füzelerle donatılmış olması günümüz operasyonel isterlerini sağlama açısından yeterli değildir. Halen daha, savaş uçaklarının çevik çatışma taktiklerini uygulayabiliyor olması gerekmektedir. İki savaş uçağı arasındaki bir it dalaşı sırasında yapılan çevik manevralar düşünüldüğünde, ani taşıma kaybı sonrası dinamiklere tabi olma ve dolayısıyla stall ve spin gibi güvensiz uçuş rejimlerine girme ihtimalinin artması işten bile değildir. Bahis konusu güvensiz uçuş rejimleri havacılıktaki ölümlü kazaların temelinde yatan kontrol kaybına sebebiyet vermektedir. Bu yüzden, toparlama manevralarının icrası ve güvenli uçuş koşullarının sağlanması son derece önemlidir. Mamafih, zamanın askeri operasyonlardaki önemi göz önünde bulundurulduğunda, toparlanmanın olabildiğince çabuk gerçekleştirilmesi ehemmiyet teşkil etmektedir. Bunun yanı sıra, pilotların uçak dinamiğinin nonlineer doğasına tam olarak hakim olamaması ve diğer belirsizlikler sebebiyle, güvenli uçuş zarfı sınırlarında uçuş esnasında kontrol kaybı yaşanması ihtimali artmaktadır. Bir başka deyişle, kritik uçuş rejimleri söz konusu olduğunda, hatalı pilot komutları kaza riskini önemli oranda arttırmaktadır. Yukarıda arz edilenler düşünüldüğünde, kontrol kaybı yaşandığı durumlarda toparlamayı sağlamak için pilot sezgilerine dayanan komutlara tam olarak riayet edilemez. İşbu vaziyet, savaş uçakları için seri toparlama stratejilerinin ve ilgili kontrolcülerin geliştirilmesi ihtiyacını ortaya çıkarmıştır. Literatürde bu ihtiyacı karşılamak üzere yayınlanmış çalışmalar mevcuttur. Bu çalışmalar neticesinde geliştirilen stratejiler ve kontrolcüler farklı performans özelliklerine sahiptir. Bu farklar karşılaştırma çalışmaları ile ortaya çıkarılmalıdır. Böylelikle daha üstün niteliklere sahip toparlama sistemleri geliştirilebilir. Sözü edilen karşılaştırma çalışmaları dahilinde uçuş zarflarının tetkik edilmesi, kuşkusuz, gerekli olacaktır. Fakat, sadece V-n (hız-normal ivme) türü diyagramlardan istifade edilmesi, bahis konusu mukayese çalışmaları için yeterli değildir. Uçuş dinamiğinin son derece karmaşık olması dolayısıyla daha kapsamlı karşılaştırma metriklerinin geliştirilmesi gerekmektedir. Demin arz edilen gerekçeler doğrultusunda, bu tez kapsamında otomatik toparlama sistemleri için bir mukayese yöntemi ve açısal hız zarfı tabanlı seri toparlama stratejisi geliştirilmiştir. Geliştirilen mukayese yönteminde, ele alınan açısal hız kümesi yuvarlanma (P) , yunuslama (Q) ve yalpalama (R) üçlülerinden (P-Q-R nodlarından) oluşmaktadır. Çeşitli kontrolcüler bu tezde yer alan mukayese yöntemine göre değerlendirilirken, farklı uçuş koşullarında göz önüne alınan açısal hız kümesi dahilinde, yapılan benzeşim çalışmaları sonucunda, toparlamanın sağlanıp sağlanmadığı incelenmiştir. Bir başka deyişle, açısal hız kümesindeki her bir P-Q-R nodu, P, Q ve R açısal hızını içeren bir başlangıç şartına karşılık gelmiş olup, ilgili simülasyonlar bu başlangıç şartlarından başlayarak gerçekleşmiştir. Bir P-Q-R noduna karşılık gelen simülasyon başladıktan sonra tetkik edilen kontrolcüyle açısal hızların regüle edilip istenen gövde oryantasyonuna ulaşılıp ulaşılmadığı incelenmiştir. Bu adımların bütün nodlar için tekrarlanması suretiyle, mukayese yönteminin ilk değerlendirme kriteri olan, açısal hız zarfı (ya da P-Q-R zarfı) elde edilmiştir. Ardından, ikinci değerlendirme kriteri olarak, toparlama zamanı histogramları çıkartılmıştır. Böylelikle göz önüne alınan kontrolcüler toparlama kabiliyeti ve toparlama hızı kapsamında karşılaştırılmıştır. Bu çalışmada lineer kuadratik regülatör, nonlineer ters dinamik tabanlı açısal hız kontrolcüsü, çift çevrim nonlineer ters dinamik kontrolcüsü ve yine nonlineer ters dinamik yapısına sahip anahtarlamalı bir kontrolcü, bu tez kapsamında geliştirilen mukayese metoduyla, toparlama kabiliyeti ve toparlama hızı bakımından karşılaştırılmıştır. Mukayese edilen kontrolcüler arasında anahtarlamalı nonlineer tersine dinamik kontrolcüsü, bu tezde geliştirilen mukayese yönteminin diğer kontrolcülerin noksanlarını ortaya koyması sonucunda tasarlanmıştır. Bu karşılaştırmaların neticesinde nonlineer kontrolcülerin, sert şartlar altında uçuş dinamiklerine hakimiyeti sebebiyle lineer kontrolcülere üstünlük sağladığı gösterilmiştir. Tek çevrim nonlineer tersine dinamik kontrolcüsünün açısal hızları regüle etme konusunda en iyi performans gösteren kontrolcü olduğu yapılan benzeşim çalışmaları sonucunda gösterilmiştir. Aerodinamik açılar üzerinde kontrol sağlamak için çift çevrim nonlineer ters dinamik kontrolcüsü kullanılmıştır. Ancak bu kontrolcünün yüksek açısal hızların varlığı ile birlikte etkili olmadığı tespit edilmiştir. Bu sebeple anahtarlamalı nonlineer tersine dinamik kontrolcüsü önerisi getirilmiştir. Önerilen kontrolcünün hem açısal hızların hem de aerodinamik açıların regüle edilmesi konusunda üstün bir performans sergilediği ortaya koyulmuştur. Bu tez kapsamında geliştirilen seri toparlama stratejisi, yukarıda da belirtidiği üzere, belli P-Q-R üçlülerinin bir kümesi olan, bir açısal hız zarfını temel almaktadır. Bahis konusu strateji kapsamında incelenen P-Q-R zarfının herhangi iki Pi-Qi-Ri, Pt-Qt-Rt nodu ele alınmıştır. Her Pi-Qi-Ri nodunun bir başlangıç koşul vektörünü temsil ettiği kabul edilmiştir. Öyle ki, bu vektör değerleri Pi, Qi ve Ri olan açısal hız girdilerini içermektedir. Simülasyon çalışmalarında uçak hareketine yukarıda belirtilen başlangıç koşullarından başlatılmış ve Pt-Qt-Rt geçiş açısal hızlarına ulaşılması amacıyla anahatarlamalı nonlineer tersine dinamik kontrolcüsü çalıştırılmıştır. İstenen geçiş noduna ulaşıldığında kontrolcü uçağın toparlanması için gerekli girdi sinyallerini üretmeye başlamıştır. Yani, kontrolcü açısal hızları, uygun bir yönelim sağlayarak, regüle etmiştir. Bu işlem boyunca geçen süre kaydedilmiştir. Yukarıda belirtilen süreç herbir Pi-Qi-Ri ve Pt-Qt-Rt ikilisi içi gerçekleştirilmiştir. Böylelikle bir kurtarma zamanı dağılımı oluşturulmuştur. Bu dağılım daha sonra en hızlı toparlanmayı sağlayacak Pt-Qt-Rt nodunun tespiti için kullanılmıştır. Simülasyon sonuçları daha hızlı toparlanma sağlayan P-Q-R nodu dizilerinin varlığını ortaya koymaktadır. Dolayısıyla upset problemi karşısında sezgisel olmayan çözümlerin olduğu söz konusudur. Yani, zaman açısından bakıldığında, direkt olarak açısal hızların regülasyonu doğru değildir. Öyle ki, bazı durumlar için evvela yuvarlanma hızı arttırılmalı ve ardından regülasyon sağlanmalıdır. Bu tezde yukarıda bahsedilen benzeşim çalışmaları sonuçları, stall sonrası dinamik davranışı simüle etmek son derece ehemmiyetli olduğundan, uygunluk derecesi yüksek nonlineer bir F-16 modeli vasıtasıyla elde edilmiştir. Simülasyonlarda üç boyutta, altı serbestlik dereceli uçak dinamiği göz önünde bulundurulmuştur. Bahis konusu F-16 modeli, hücum kenarı flap modeli ve eyleyici (dümenler, kanatçıklar ve motor) modelleri ile beraber, açık kaynaklardan elde edilmiş olup, kapsamlı bir aerodinamik veri tabanı içermektedir. F-16 motorunu modellemek için birinci mertebe gecikme yaklaşımı esas alınmıştır. Bu bağlamda çeşitli güç seviyesi durumlarını (rölanti, askeri ve azami) kapsayacak itki tablolarından istifade edilmiştir. Benzeşim çalışmaları için standart atmosfer modeli dikkate alınmıştır. Sonuç olarak, bu tez aracılığıyla, açısal hız zarfları ve toparlama süresi histogramlarının, toparlama sistemlerinin karşılaştırılmasında metrik olarak kullanılabileceği gösterilmiştir. Böylelikle, bu tezde, demin bahsedilen metrikleri temel alan, otomatik toparlama sistemleri için bir mukayese yöntemi geliştirilmiştir. Bu yöntem ile yapılan tetkikler neticesinde anahtarlamalı nonlineer tersine dinamik kontrolcüsü tasarlanmış ve bu kontrolcünün görece iyi bir toparlama performansı sergilediği, yapılan simülasyonlar ile gösterilmiştir. Mamafih, bu çalışma, literatüre, savaş uçakları için açısal hız zarfı tabanlı seri toparlanma stratejisi geliştirilmesiyle, katkıda bulunmaktadır. Çalışmanın özgünlüğü kurtarma zarfı problemine toparlama zamanının göz önüne alınarak yaklaşılması esasına dayanmaktadır. Öyle ki bu durum, literatürdeki önceki çalışmalarda söz konusu değildir. İleriye yönelik çalışmalarda seri toparlama sağlayacak P-Q-R dizilerinin ve güvenli uçuş zarfının çevrimiçi hesaplandığı algoritmaların geliştirilmesi ele alınacaktır.
Özet (Çeviri)
This theses proposes a novel framework to examine the effectiveness of controllers, which are designed for agile maneuvering aircraft upset recovery. The introduced framework incorporates two main assessment criteria. First, the angular rate envelope extent of the controller is determined, which provides a measure of functionality region of the controller. Second, time histograms are obtained in order to understand how fast does the controller recover the aircraft if the controller can recover the aircraft. Such recovery time analysis also lead this theses to cover a novel methodology which yields the recovery of an agile maneuvering aircraft from upset conditions as swiftly as possible. In this work, a linear quadratic regulator, a nonlinear dynamic inversion (NDI) based angular rate controller, double loop NDI controller, and another NDI based switching controller are considered for comparison. The latter controller presented in this theses is a new strategy for upset recovery of an agile maneuvering aircraft. As it is mentioned earlier, this theses introduces a novel methodology in order to recover an agile maneuvering aircraft from upset conditions as swiftly as possible. The current methodology based on an angular rate grid, which consists of angular velocity nodes. The aircraft is said to start its motion from an initial condition while the initial angular velocity corresponds to a certain node within the aforementioned angular rate grid. A nonlinear dynamic inversion (NDI) based controller is employed to reach transition angular rates, which are the desired rates before the recovery initiates. Once the desired transition node is reached, the controller produces necessary input signals to recover the aircraft. The time elapsed throughout the whole recovery process is recorded. The same sequence of control actions are repeated for each initial and transition nodes of the grid. In this way, a recovery time graph is obtained. The time graph is then used to determine the reference angular rate trajectory, which provides the minimum recovery time for the given rate envelope. Simulations are carried out by employing a nonlinear high fidelity F-16 model. Simulation results show that the switching NDI controller has the superior recovery performance in terms of angular rate envelope extent. Moreover it is revealed that there exist such angular rate trajectories results with faster recovery. Therefore, the aforementioned results point out non-intuitive solutions. That is, for certain initial states it is not suitable to directly regulate the angular rates when recovery time is considered. Rather, for some cases, it is more convenient to increase the roll rate first, and then regulate the angular rates. That being said, the recovery methodology proposed in this theses yields faster recovery.
Benzer Tezler
- Emergency safe landing trajectory planning and control of a damaged airplane
Hasarlı bı̇r uçağın acı̇l güvenlı̇ ı̇nı̇ş yörünge planlaması ve kontrolü
DAVOOD ASADIHENDOUSTANI
Doktora
Farsça
2014
Havacılık MühendisliğiAmirkabir University of TechnologyHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MEHDİ SABZEHPARVAR
- Stability analysis of nonlinear systems and upset recovery strategies for agile maneuvering aircraft
Nonlineer sistemlerin kararlılık analizi ve çevik manevra yapan uçaklar için güvenli uçuşa dönme stratejileri
BATUHAN HOŞTAŞ
Yüksek Lisans
İngilizce
2018
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ NAZIM KEMAL ÜRE
- Karşılaştırmalı Hukukta iyileşme şansı kaybının tazmini
Recoverability of loss of chance in Comparative Law
ZEHRA ÖZKAN
- Recoverability of mental injuries in carriage of passengers by air: A study on the approaches of US and UK courts
Hava yuluyla yolcu taşımları ve manevi zarar Amerika Birleşik Devletleri (ABD) ve İngiltere mahkemelerinin yaklaşımları üzerine bir çalışma
ALEXANDRA CHLOROU
- Basit ve rejeneratif organik rankine çevrimi (ORC) tasarımları kullanılarak biyogaz yakıtlı ısı-güç kombine (CHP) motorunun atık ısısının geri dönüştürülebilirliği, enerji ve ekserji analizi
Recoverability of the waste heat of a biogas fulled combined heat and power (CHP) engine by using simple and regenerative organic rankine cycle (ORC) designs, energy and exergy analysis
HÜSEYİN YAĞLI
Doktora
Türkçe
2018
Makine Mühendisliğiİskenderun Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALİ KOÇ