Geri Dön

Sensor fault tolerant control of a quadrotor uav

Dört rotorlu insansız bir hava aracının sensör arızalarına toleranslı kontrolü

PDF İndir

  1. Tez No: 633678
  2. Yazar: MEHMET GÖKBERK PATAN
  3. Danışmanlar: PROF. DR. FİKRET ÇALIŞKAN
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol, Mekatronik Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Computer Engineering and Computer Science and Control, Mechatronics Engineering, Aircraft Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2020
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Mekatronik Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 81

Özet

Bu tez sensör arızaları varlığında dört rotorlu bir insansız hava aracının (İHA) arızaya toleranslı kontrol problemini ele almaktadır. Sensör arızalarının tespiti ve teşhisi için modele dayalı bir yöntem olan Kübik Kalman filtresi kullanılmıştır. Sensör arızası, sapma (bias) olarak kabul edilmiş ve arıza anında ölçülen durum değişkenlerinin değerine bir sapma terimi eklenerek uçuş testinin sonuna kadar bu arızanın sabit olarak devam ettiği kabul edilerek modellenmiştir. Sensör sapma arızasının sistem üzerindeki etkileri detaylı şekilde analiz edilmiştir. Daha sonra, arızanın etkisini gidermek ve aracın bu tür arızalara karşı toleranslı olmasını sağlamak için aktif arızaya dayanıklı bir kontrol sistemi sunulmuştur. Sunulan bu sistemin kabiliyeti ve etkisi gösterilmiştir. Ayrıca, İHA'nın kontrolü için PID kontrolörler kullanılmıştır. Katı gövdeli ve dört rotorlu bir İHA, üç tane gövde merkezi hareketi ve üç tane de açısal hareket olmak üzere toplam altı farklı hareket yapabilir. Bu yüzden, sistemin yapacağı hareketleri tanımlamak için altı serbestlik derecesi gereklidir. Bunlar, x, y, z pozisyonları ve yalpalama, yunuslama ve yönelme açılarıdır. Öte yandan, dört rotorlu İHA, bu altı adet hareketi kontrol etmek için sadece dört adet eyleyiciye sahiptir. Bu sebeple bu sistemler, eksik tahrikli sistemler olarak bilinir. Bu çalışmada, kontrol edilecek dört hareket: z eksenindeki pozisyon (irtifa), yalpalama açısı, yunuslama açısı ve yönelme açısı olarak belirlenmiştir. Newton ve Euler yasaları kullanılarak altı serbestlik dereceli bu sistemin hareket denklemleri elde edilmiş ve bu denklemlerin doğrusal olmadığı görülmüştür. Doğrusal olmayan bu altı serbestlik dereceli sistemin irtifa ve tutum (yalpalama, yunuslama ve yönelme açısı) kontrolü için PID kontrolörler tasarlanmıştır. Basit yapısı ve performansının iyi olması sebebiyle, PID kontrolör endüstride çok sık kullanılır. PID kontrolörün gerçeklenmesi ve ayarlanması kolaydır. Oransal kazanç katsayısı Kp, integral kazanç katsayısı Ki ve türevsel kazanç katsayısı Kd olmak üzere değerinin belirlenmesi gereken üç adet katsayıya sahiptir. Bu kontrolörlerin katsayıları, en iyi performansı elde etmek için, deneme-yanılma yöntemi ile belirlenmiş ve kontrolörlerin performansı incelenmiştir. Yalpalama, yunuslama ve yönelme açıları için kullanılan kontrol kanunu yapıları aynı iken, irtifa için kullanılan kontrol kanunu yapısı daha farklıdır. Kalman filtresi durum kestirimi yapmak için optimal matematiksel bir araçtır. Standart Kalman filtresinin en önemli kısıtlaması, doğrusal bir dinamik ve ölçme modeli gerektirmesidir. Bu çalışmada kullanılan dört rotorlu İHA modeli doğrusal olmadığı için standart Kalman filtresi durum kestirimi yapmak için kullanılamaz. Bu yüzden, durum kestirimi yapmak için doğrusal olmayan Kalman filtreleri: genişletilmiş Kalman filtresi, kokusuz Kalman filtresi ve kübik Kalman filtresi kullanılmıştır. Bu filtrelerin durum kestirimi performansı, yapılan simülasyonlarla incelenmiştir ve üç filtrenin de performansının iyi olduğu gözlenmiştir. Öte yandan, kübik Kalman filtresinin diğer iki filtreye göre daha az kestirim hatasına sahip olduğu farkedilmiştir. Bu sebeple, arıza tespit ve teşhisinde kübik Kalman filtresinin kullanılmasına karar verilmiştir. Küçük boyutlu İHA'lar, genellikle üç eksenli jiroskop, ivmeölçer ve barometre içeren atalet ölçüm sistemi gibi düşük maliyetli ve hafif mikro elektro-mekanik sistemlere sahiptirler. Bu tip sensörlerin ölçümleri sıcaklık değişimleri, titreşim ve diğer dış koşullardan ciddi şekilde etkilenir. Bu yüzden, bu tip sensörlerin ölçümlerinde gürültü ve sapma oluşabilir. İHA'nın kontrolü bu sensörlerden alınan ölçümlere bağlı olduğundan, aracın güvenli şekilde çalışmasını garanti etmek için, sensör arızalarının tespiti çok önemlidir. Sapma arızaları bu tip düşük maliyetli sensörlerde sıklıkla karşılaşıldığı için bu çalışmada sensör arızası olarak sapma ele alınmıştır. Bu arızanın, belirli bir zamanda aniden meydana geldiği ve gerçekleştirilen uçuş senaryosunun sonuna kadar sabit kaldığı kabul edilmiştir. Ölçülen durum değişkenlerinin değerine sabit bir sapma terimi eklenerek, arıza modellenmiştir. Arıza tespiti ve izolasyonu için kübik Kalman filtresi kullanılmıştır. Kübik Kalman filtresi kullanılarak kestirilen durum değerleri elde edilmiştir. Ölçülen durum değerleri ise sensörler tarafından sağlanır. Rezidü sinyalleri, sensörler tarafından ölçülen değerler ile kübik Kalman filtresi kullanılarak kestirilen durum değerleri arasındaki fark olarak tanımlanabilir. Tüm durum değişkenleri için uygun eşik değerleri belirlenerek sistemde arıza olup olmadığına karar verilebilir. Rezidü sinyalinin değeri belirlenen eşik değerini aşarsa, sistemde arıza meydana geldiği kabul edilir. Bu nedenle, uygun eşik değerlerinin belirlenmesi hayati önem taşımaktadır. Çünkü, uygun belirlenmemiş eşik değerleri yanlış arıza tespitlerine veya oluşan arızaların tespit edilememesine sebep olabilir. Eşik değerlerini belirlemek için, filtrenin kestirim hatası değerleri dikkate alınır. Arızasız durumda, filtrenin kestirim hatası belirlenen eşik değerinin alt ve üst sınırını aşmaz. Gerçekçi olmasa da, kolaylık sağlaması için durum değişkenlerinin her birinin değerini ölçen farklı bir sensör olduğu varsayılmıştır. Sensör arızalı olduğunda ölçülen değere, genliği arızanın büyüklüğüne eşit olan ve arıza meydana geldiği sırada başlayan bir basamak sinyali eklenir. Ölçülen arızalı/sağlıklı değerler kontrolöre geri beslenir. Sapma sensör arızasının sistem cevapları üzerindeki etkisini görmek için iki farklı uçuş senaryosu gerçekleştirilmiştir. Birinci uçuş senaryosunda irtifa sensöründe bir sapma arızası meydana geldiği kabul edilmiştir. Sistem cevapları incelendiğinde, yalpalama, yunuslama ve yönelme açılarının irtifa sensörü arızasından etkilenmediği görülmüştür. Öte yandan, irtifa sensöründe gerçekleşen sapma arızası sebebiyle, ölçülen irtifa değeri ve gerçek irtifa değeri arıza anından itibaren farklılaşır. Bu arıza düzeltilmezse, ölçülen ve gerçek irtifa değerleri arasındaki fark aracın uçuşu boyunca devam eder. Ölçülen arızalı değer kontrolöre geri beslendiğinden, araç referans irtifa komutundan sapar. Daha zorlayıcı bir durum olarak ikinci uçuş senaryosunda iki sensör arızası gerçekleştiği kabul edilmiştir. Yine birinci uçuş senaryosundaki gibi irtifa sensöründe gerçekleşen arızaya ek olarak yalpalama açısı sensöründe de sapma arızası olduğu kabul edilmiştir. Sistemin yunuslama ve yönelme açısı cevaplarının bu sensör arızalarından etkilenmediği farkedilmiştir. Önceki uçuş senaryosunda olduğu gibi, sistemin irtifa cevabı, irtifa sensörü sapma arızasından aynı şekilde etkilenmiştir. Bu sebeple arıza anında, ölçülen irtifa ve gerçek irtifa değerleri farklılaşmıştır. Bununla birlikte, aracın irtifa değerinin yalpalama sensörü arızasından da etkilendiği görülmüştür. Bu etkinin geçici olduğu gözlenmiştir. Aracın ölçülen yalpalama açısı değeri, yalpalama sensörü arızasının gerçekleştiği anda artar. Bunun sonucu olarak, sistemin irtifa değeri biraz artar ve sonrasında eski değerine geri döner. Bu davranışın olası bir nedeni, irtifa dinamik denkleminin yalpalama açısını içermesi olabilir. Bu yüzden, ölçülen yalpalama açısındaki bir değişiklik, sistemin irtifa değerini geçici olarak etkiler. Yalpalama açısı yanıtı sadece yalpalama sensörü arızasından etkilenir. Gerçekleşen sapma arızası sebebiyle, ölçülen ve gerçek yalpalama açısı değerleri arıza anından itibaren farklılaşır. İrtifa sensörü arızasının yarattığı etkiye benzer şekilde, yalpalama açısı sensöründeki arıza, aracın referans yalpalama açısı komutundan sapmasına neden olur. Rezidü sinyalleri, arızanın boyutu, yeri ve gerçekleşme zamanı ile ilgili bilgiler içerir. Rezidü sinyalleri incelendiğinde, arıza anında, rezidü sinyallerinin eşik değerlerini aştığı görülmüştür. Bu bilgi kullanılarak arıza tespiti yapılmış olur. Eşik değerini geçen rezidü sinyalinin, hangi sensörden alınan değer ile oluşturulduğu bilindiği için, arızalı sensör tespit edilmiş olur. Bu şekilde arıza izolasyonu yapılır. Ayrıca, rezidü sinyalinin arıza anındaki genliğine bakılarak arızanın boyutu görülür. Arızaların etkisini ortadan kaldırmak ve aracın bu tip arızalara karşı toleranslı olmasını sağlamak için iki farklı yöntem sunulmuştur. Birinci yöntemde bir Düzeltme bloğu oluşturulmuştur. Bu blok, rezidü sinyallerini girdi olarak alır ve rezidü sinyallerini ilgili eşik değerleri ile karşılaştırır. Eşik değerini geçen bir rezidü sinyali varsa, bu rezidü sinyalinin genliği, arıza boyutu olarak kaydedilir. Bu kaydedilen değer ilgili sensör için düzeltme parametresi olarak kullanılır. Düzeltme bloğu bu şekilde, tüm sensörlerin düzeltme parametrelerini ölçülen sensör değerlerinden çıkarır ve böylece düzeltmiş ölçülen değerler elde edilir. Bu düzeltilmiş ölçülen değerler, arızalı değerlerin yerine kontrolöre geri beslenir. Bu şekilde kontrol sinyali yeniden yapılandırılarak uygulanmış olur. İkinci yöntemde ise arızalı sensörden elde edilen değer dikkate alınmaz. Bunun için filtrenin ölçüm modeli yeniden yapılandırılır ve arızalı sensör filtrenin ölçüm modelinden çıkarılır. Test edilen uçuş senaryolarında, aktif arızaya toleranslı kontrol sistemi için sunulan iki yöntemin, sensör arızaları varlığında bile, aracın verilen referans komutu takip etmesini sağladığı görülmüştür.

Özet (Çeviri)

This dissertation handles the issue of fault tolerant control (FTC) of a quadrotor unmanned aerial vehicle (UAV) in the existence of sensor faults. First of all, equations of motion are obtained using Newton's and Euler's laws. After that, the complete nonlinear model of vehicle is acquired. Altitude and attitude of the vehicle are controlled by PID controllers and the performance of these controllers are shown. Coefficients of the controllers are selected by trial and error method for best performance. Kalman filter is an optimal mathematical tool to estimate the states. The use of standard Kalman filter is restricted to linear models. Since the model of the quadrotor that is used in this thesis, is nonlinear, standard Kalman filter cannot be used. Therefore, nonlinear Kalman Filters, the EKF, the UKF and the CKF are used for estimating the states in the quadrotor. Also, performance comparison of these filters are made. It is seen that the CKF has less estimation error in the executed flight scenarios. Since the control of the quadrotor heavily depends on the measured values that receives from sensors, proper operating of the sensors is very important. However, small quadrotors and UAVs are mostly equipped with low-cost and low quality sensors. Measurements of these kind of sensors suffer from bias and external noise due to temperature variations, vibration and other external conditions. Since the bias is a very common fault for these sensors, in this study, a sensor bias is taken into consideration as a fault and happens abruptly at a certain time and continues throughout the scenario. Although it is not realistic, for convenience, it is assumed that the value of each state variable is measured by a dedicated sensor. To see the effect of the sensor bias fault on the system responses, two different flight situations are tested. It is noticed that the sensor bias causes a deviation between the actual value and the measured value of a state variable. Faulty measured values are fed back to the controller and as a consequence of this, quadrotor diverges from its reference command. By using the residual signals, sensor faults are detected and isolated. Then, two methods are proposed for removing the effects of faults and achieving active fault tolerant control (AFTC). The size of a fault can be obtained by analyzing the magnitude of the residual signals at the fault occurrence time. In the first method, rectification block uses this information and fixes the measured faulty sensor values and sends the corrected values to the controller. In the second method, faulty sensor value is ignored and measurement model of the filter is reconfigured. Thus, the quadrotor UAV follows its reference commands in the existence of sensor faults and the effectiveness of the presented two techniques are shown.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    418948

    Fault tolerant control of a quadrotor UAV

    Dört rotorlu bir İHA'nın arıza toleranslı kontrolü

    MAJID MOGHADAM

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2016

    Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. FİKRET ÇALIŞKAN

  2. Tez No

    680426

    Fault tolerant control of a quadrotor helicopter

    Dört pervaneli helikopterin hata toleranslı kontrolü

    YARKIN HOCAOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Mekatronik MühendisliğiSabancı Üniversitesi

    Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MUSTAFA ÜNEL

  3. Tez No

    856906

    Multirotor sistemlerde doğrusal ve doğrusal olmayan denetleyici tasarımı ile hata toleranslı sistemlerin incelenmesi

    Analyzing fault tolerances by developing linear and nonlinear controllers for multirotor systems

    MERTCAN İNAL

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiTOBB Ekonomi ve Teknoloji Üniversitesi

    Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. COŞKU KASNAKOĞLU

    DR. MEHMET KARAHAN

  4. Tez No

    553999

    Modeling, real-time simulation and control of quadrotor vehicles

    Quadrotor araçlarının modellenmesi, gerçek zamanlı simülasyonu ve controlü

    HACİ BARAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. İSMAİL BAYEZİT

  5. Tez No

    754361

    Development of a fault tolerant flight control system for a UAV

    İnsansız bir hava aracı için hata toleranslı uçuş kontrol sistemi geliştirilmesi

    SITKI YENAL VURAL

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. CENGİZ HACIZADE

Geri Dön