Flight control system design of F-16 aircraft using robust eigenstructure assignment
F-16 uçağı için dayanıklı özdeğer-özvektör atama tekniği ile uçuş konrol sistemi tasarımı
- Tez No: 510568
- Danışmanlar: PROF. DR. METİN GÖKAŞAN
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Elektrik ve Elektronik Mühendisliği, Electrical and Electronics Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2018
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 198
Özet
Bu tezde, F-16 uçağı için dayanıklı özdeğer-özvektör atama tekniği kullanılarak modern bir uçuş kontrol sistemi tasarımı çalışılmıştır. İlk bölümde, özdeğer-özvektör atama ve dayanklı kararlılık konularına ilişkin literatür özeti sunulmuştur. Kararlılık analizi konusundaki gelişmeler tek girişli tek çıkışlı sistemlerden çok girişli çok girişli sistemlere kadar Nyquist ve tekil değer teorisi özelinde incelenmiştir. Nyquist teorisi tek girişli ve tek çıkışlı sistemler üzerinde yaygın olarak kullanılmakla birlikte çok girişli ve çok çıkışlı sistemler üzerinde uygulanmak için de uyarlanmıştır. Ancak Nyquist teorisi çok girşli çok girişli sistemlerin kararlılık analizi için yetersiz bulunmuş ve tekil değer teorisine başvurulmuştur. Bu tezde tekil değer teorisinin özdeğer-özvektör atama tekniğine olan etkisi hem tasarım hem de analiz anlamında detaylı bir şekilde incelenmiştir. İkinci bölümde F-16 uçağı matematik modeli tanıtılmıştır. Matematik model, aerodinamik model, hareket denklemleri, atmosfer modeli, motor modeli, eyleyici modeli ve sensor modelleri olmak üzere altı bileşenden oluşmaktadır. Aerodinamik model NASA Langley Research Center rüzgar tüneli test sonuçları kullanılarak oluşturulmuştur. Hareket denklemleri modeli uçak gövde ekseni üzerinde türetilmiş altı serbestlik dereceli eşitliklerden oluşmaktadır. Bunlardan üç tanesi kuvvet üç tanesi de moment denklemlerini kapsamaktadır. Atmosfer modeli dinamik basınç, ses hızı ve atmosferik yer çekimi katsayısının hesaplandığı denklemlerden oluşmaktadır. Motor modeli minimum, askeri ve maksimum güç seviyelerini içeren alt sistemler ile oluşturulmuştur. Eyleyici modelleri birinci mertebe transfer fonksiyonları ile ifade edilmiş ve doğrusal olmayan hız ve konum limitasyonları ile birleştirilmiştir. Sensör modelleri çeşitli transfer fonksiyonları ile oluşturulmuştur. İvme ve açısal hız ölçümlerine gürültü sinyallari de ilave edilmiştir. Ayrıca bütün sensörlerde sabit zaman gecikmesi uygulanmıştır. Üçüncü bölümde trim ve doğrusallaştırma algoritmaları türetilmiştir. Trim algoritmaları üç farklı uçuş koşulu için hazırlanmıştır, bunlar sırasıyla düz uçuş, tırmanma veya alçalma ve son olarak koordineli dönüş şeklindedir. Trim işlemi için kullanılan arama algoritması Nelder-Mead optimizasyon yöntemine dayanmaktadır. Doğrusallaştırma algoritmaları uçak hareketinin boylamsal ve yanal-yönel olmak üzere ikiye ayrılması ile geliştirilmiştir. Boylamsal hareket de kendi içinde kısa periyot yaklaşımı ve uzun periyot yaklaşımı olmak üzere iki grupta incelenmiştir. Benzer şekilde yanal-yönel hareket de kendi içinde dutch-roll yaklaşımı ve roll-spiral yaklaşımı olmak üzere iki grupta incelenmiştir. Bu doğrusallaştırma yaklaşımları sırasında kararlılık ve rüzgar ekseni durum değişkenleri kullanılmıştır. Boylamsal eksende rüzgar ekseni durum değişkenlerinin kullanılma nedeni, kısa periyot hareketin yunuslama oranı ve hücum açısı, uzun periyot hareketin ise uçuş yol açısı ve gerçek hava hızı ile ifade edilebilmesidir. Benzer şekilde yanal-yönel eksende kararlılık ekseni durum değişkenlerinin kullanılma nedeni de, dutch-roll hareketin kararlılık ekseni sapma oranı ve kayış açısı, roll-spiral hareketin ise kararlılık ekseni yuvarlama oranı ve yatış açısı ile ifade edilebilmesidir. Dördüncü bölümde boylamsal kontrol ve kararlılık artırım sistemlerinin tasarımı sunulmuştur. Tasarım yöntemi olarak kutup atama tekniği kullanılmıştır. Kutup atama tekniği ise kontrolör ayrıştırma formu kullanılarak gerçeklenmiştir. Kutup atama yöntemi ile beş adet boylamsal kontrol ve kararlılık artırım sistemi tasarlanmıştır. İlk üç sistem komut değişkeni olarak sırasıyla hücum açısı, yunuslama oranı ve normal ivmeyi kullanmaktadır. Son iki sistem ise yunuslam oranı ve normal ivme kontrol ve kararlılık artırım sistemlerinin modifiye edilmiş versiyonlarıdır. Bahsedilen modifikasyon sistem değişkenlerinin hücum açısı geribeslemesini kullanmayacak şekilde düzenlenmiş formlarıdır. Bu bölümde yer alan bütün kontrol sistemleri kapalı çevrim karakteristik polinomları aynı olacak şekilde tasarlanmıştır. Böylece özdeğer hassasiyeti ve dayanıklı kararlılık analizlerinin aynı tasarım gereksinimlerine göre gerçekleştirilmesi sağlanmıştır. Bölümün son kısmında tasarımların etkinliği doğrusal olmayan benzetim çalışmaları ile gösterilmiştir. Beşinci bölümde yanal-yönel kontrol ve kararlılık artırım sistemlerinin tasarımı sunulmuştur. Dayanıklı olmayan özdeğer-özvektör atama ve dayanıklı özdeğer-özvektör atama olmak üzere iki tasarım yöntemi irdelenmiştir. Dayanıklı olmayan özdeğer-özvektör atama tekniği iki farklı özvektör yapısı ile değerlendirilmiştir. Bu yöntemde kontrolör sentezi kontrolcü ayrıştırma formu kullanılarak gerçeklenmiştir. Kontrolcü ayrıştırma formu ile ortonormal olmayan sıfır uzayı baz vektörleri elde edilmiştir. Dayanıklı olmayan özdeğer-özvektör atama tekniğinde optimizasyon işlemi için içeriğinde sadece mod ayrışımına yönelik sistem parametrelerini barındıran maliyet fonksiyonu kullanılmıştır. Dayanıklı özdeğer-özvektör atama tekniğinde yalnızca bir adet özvektör yapısı fakat iki adet tasarım metodolojisi kullanılmıştır. Her iki tasarım metodolojisi de ortonormal sıfır uzayı baz vektörleri üzerine inşa edilmiştir. İlk metodolojide sabit özdeğerler ile tasarım yapılmaktadır. Bu teknikte sabit bir özdeğer kümesi kullanılarak dört farklı maliyet fonskiyonu ile optimal dayanıklı çözüm araştırılmıştır. İlk iki maliyet fonksiyonu özdeğer hassasiyetini minimize ederken son iki fonksiyon kararlılığı optimize etmektedir. İkinci tasarım metodolojisinde değişken özdeğerler ile tasarım yapılmaktadır. Bu teknik optimizasyon problemine özdeğer konumlarını da dahil etmektedir. Maliyet fonksiyonları bir önceki tasarım metodolojisi ile ortak olmakla beraber, geribesleme matrisleri tek adım optimizasyon prosedürü ile hesaplanmaktadır. Tasarım sonucunda hesaplanan bütün geribesleme matrisleri özdeğer hassasiyeti ve dayanıklı kararlılık anlamında karşılaştırılmıştır. Ayrıca tasarlanan kontrolörlerin etkisi doğrusal olmayan benzetimler ile gösterilmiştir. Son bölümde yüksek hücum açısı kontrol problemi ele alınmıştır. Bu problem için oldukça popüler bir teknik olan doğrusal olmayan ters dinamik yöntemi sunulmuştur. Doğrusal olmayan ters dinamik yavaş ve hızlı ters dinamik olmak üzere iki adımda uygulanmıştır. Yavaş ters dinamik döngüsünde bütün sabit kanatlı uçaklar için geçerli olan hareket denklemleri yer almaktadır. Hızlı ters dinamik döngüsünde ise her uçağın özgün karakteristiğini belirleyen aerodinamik katsayıları içeren moment denklemleri yer almaktadır. Doğrusal olmayan ters dinamik ve dayanıklı özdeğer-özvektör atama tekniği ile tasarlanan kontrol algoritmaları iki adet yüksek hücum açısı manevrası ile test edilmiştir. Bu manevraların her biri üç adet farklı hücum açısı değeri ile tekrarlanmış ve sonuçlar grafiksel olarak sunulmuştur.
Özet (Çeviri)
In this thesis, the design of a modern flight control system using robust eigenstructure assignment for F-16 aircraft is studied. In the first chapter, the literature reviews of eigenstructure assignment and stability robustness are presented. The developments of the stability analysis beginning from SISO to MIMO approach are presented in terms of Nyquist theorem and singular value theory. The effect of singular value theory in the design and analysis of the eigenstructure assignment is emphasized. In the second chapter, F-16 aircraft mathematical model is introduced. The mathematical model includes six main components which are aerodynamic model, equations of motion, athmosphere model, engine model, actuator model and sensor models. Aerodynamic model is based on the wind tunnel test results of NASA Langley Research Center. In the third chapter, trim and linearization algorithms are derived. Trim algorithms are constructed for three flight conditions which are straight and level flight, climb and descent and coordinated turn. The search algorithm for trim operation is based on the Nelder-Mead optimization. Linearization algorithms are developed by decoupling the aircraft motion into two as longitudinal and lateral-directional. Longitudinal motion is further decoupled into two as short-period and phugoid aproximation. Similiarly, lateral-directional motion is decoupled into two as dutch-roll and roll-spiral approximation. These approximations are achieved by using the wind axis and stability axis state variables. In the fourth chapter, design of longitudinal CSAS is presented. The design technique is based on pole assignment. Pole assignment is performed by controller form decomposition. Five longitudinal CSAS are designed by pole assignment technique. The first three uses angle of atttack, pitch rate and normal acceleration feedbacks as command variables consecutively. The last two are the modified versions of pitch rate and normal acceleration CSAS which don't use angle of attack feedback. Control systems are designed in a fashion that the resultant closed loop characteristic polynomials will be the same. Hence, the eigenvalue sensitivity and stability robustness comparison are performed with the same design requirements. The effectiveness of the designed controllers are illustrated by nonlinear simulations. In the fifth chapter, design of lateral-directional CSAS is presented. Two design techniques are investigated which are non-robust and robust eignstructure assignment. Non-robust eigenstructure assignment is evaluated with two different eigenvector structures. The control law synthesis is performed by controller form decomposition which computes non-orthonormal null space basis vectors. The optimization cost function of the non-robust design is constructed in a way that it only includes mode decoupling properties of the system. Robust eigenstructure assignment is evaluated with a single eigenvector structure but with two different design methodologies. Both design methodologies are based on the orthonormal null-space basis vectors. The first one is design with fixed eigenvalues. This technique uses a fixed eigenvalue set and searchs for the optimal robust solution with four different cost functions. The first two cost functions are selected for eigenvalue snsitivity minimization and the last two are for stability optimization. Second design methodology is design with flexible eigenvalues. This technique mixes the eigenvalue locations into the optimization problem. The same cost functions are used as in the previous method and the feedback matrices are computed with a single step optimization procedure. Hence, the eigenvalue sensitivity and stability robustness comparison are performed for all the computed feedback matrices. Furthermore, the effectiveness of the designed controllers are illustrated by nonlinear simulations. In the last chapter, high angle of attack control problem is evaluated. A well-known design methodology is presented as in nonlinear dynamic inversion. Nonlinear dynamic inversion is applied at two steps which are slow and fast inversions. Nonlinear dynamic inversion and robust eigentructure assignment is compared with two high angle of attack maneuvers. These maneuvers are carried on with three different angle of attack values and the results are illustrated graphically.
Benzer Tezler
- F-16 hava aracının doğrusal olmayan dinamik tersleme tabanlı dayanıklı kontrol yöntemleri ile kontrolü
Control of F-16 aircraft with nonlinear dynamic inversion based robust control methods
BUSE EMİNE DURMAZ ÇALICIOĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrolİstanbul Teknik ÜniversitesiKontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET TURAN SÖYLEMEZ
- Fault tolerant robust flight control system design
Arıza toleranslı gürbüz uçuş kontrol sistemi tasarımı
İLKAY GÜMÜŞBOĞA
Doktora
İngilizce
2019
Elektrik ve Elektronik MühendisliğiEskişehir Teknik ÜniversitesiElektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALTUĞ İFTAR
- Autolanding control system design with deep learning based fault estimation
Derin öğrenme tabanlı hasar tespitli gürbüz otomatik iniş kontrol sistemi
BATUHAN EROĞLU
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ NAZIM KEMAL ÜRE
- Deep neural networks for robust time delay fault tolerant autonomous landing control system design under severe disturbances
Ağır bozuntular altında derin öğrenme tabanlı gürbüz zaman gecikmeli arıza toleranslı otomatik ıniş kontrol sistemi tasarımı
MUSTAFA ÇAĞATAY ŞAHİN
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ NAZIM KEMAL ÜRE
- Uyarlamalı sinirsel bulanık çıkarım sistemi ile hava muharebesinin gerçekleştirilmesi
Air combat implementation using adaptive neuro fuzzy inference system
MUSTAFA KARLİ
Doktora
Türkçe
2018
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolHacettepe ÜniversitesiBilgisayar Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET ÖNDER EFE
PROF. DR. HAYRİ SEVER