Flying and handling qualities oriented longitudinal robust control of a fighter aircraft in a large flight envelope
Uçuş ve kullanım kalitelerine dayalı olarak bir savaş uçağı için geniş bir uçuş zarfı içerisinde dayanıklı boylamsal kontrolcü tasarımı
- Tez No: 721304
- Danışmanlar: DOÇ. DR. EMRE KOYUNCU
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2022
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 121
Özet
Bu tez çalışması kapsamında, F-16 uçağı için belirlenen uçuş zarfı boyunca seviye 1 uçuş ve kullanım kalitesi sonucu veren bir dayanıklı kontrol sistemi tasarımı yapılması amaçlanmıştır. Öncelikle, uçuşun tarihi hakkında genel bir bilgi başlangıç bölümünde bulunabilir. Bu tarihi bilgi bütünü rönesans döneminde Leonardo da Vinci'nin eskizlerinden Wright kardeşlerin ilk sürdürülebilir ve kontrol edilebilir uçuşuna kadar olan zaman dilimi içerisindeki bilimadamlarının havacılık bilimine katkılarından bahsedilir. Daha sonra havacılığın gelişimi o dönemdeki sanayi atılımları ile beraber ilişkilendirilir. Bizi şu anda“fly-by-wire”terimi ile uçuş kontrol yasalarını tasarlamamıza yol açan her bir kilometre taşı bu bölüm kapsamında değinilen noktalar arasındadır. F-16 uçağı, uçuş ve kullanım kaliteleri, çok değişkenli dayanıklı kontrol uygulamaları ve bunların matematiksel arkaplanları hakkında bir literatür taraması sunulmuştur ve tez boyunca değinilecek bölümlerdeki konular özetlenmiştir. Sonrasında, F-16 uçağının aerodinamik ve motor verilerinin nasıl kuvvet ve moment denklemleri ile ilişkili olduğu anlatılmıştır. Bu bölümde sunulan aerodinamik ve motor verileri 1970'lerde NASA Langley Araştırma Merkezi'nde yapılan rüzgar tüneli sonuçlarını kapsar. F-16 uçağının matematiksel modeli tanıtılır. Bu matematiksel model hareket denklemlerini, hava aracı modelini, ağırlık ve kütle verilerini, eyleyici ve sensör modellerinin matematiksel yaklaşımlarını ve uçağın uçuş koşuluna bağlı olarak değişen atmosferik özellikleri yansıtan modelleri içermektedir. Trim ve doğrusallaştırma algoritmalarını sabit durumda, kanat seviyeleri eşit bir uçuş durumu için aktarılmıştır. Hava aracı modelinin boylamsal eksendeki değişkenleri ile ilgili olan giriş, durum ve çıkışları lineerleştime sonucunda oluşan durum uzayı denklemleri ile ilişkilendirimiştir. Uçağın boylamsal modları olan phugoid ve short-period modları ve bu modları nelerin etkilediği aktarılmıştır. Daha sonra, uöağın performans kriterlerini ölçecek olan uçuş ve kullanım kalitesi kriterleri aktarılmıştır. Uçuş ve kullanım kalitesi kriterlerinin kullanım nedenleri belirtilmiş ve bu kriterler pilot değerlendirmeleri olan Cooper-Harper değerlendirme ölçütleri ile ilişkilendirilmiştir. Önerilen uçuş ve kullanım kriterleri hem tasarım kılavuzu hem de değerlendirme ölçütleri için kullanılmak üzere detaylandırılmıştır. CAP kriterinin tasarım kılavuzu olarak kullanılması, Bandwidth ve Dropback kriterlerinin de değerlendirme ölçütleri olarak kullanıldığı aktarılmıştır. Sonuçlara karşılık gelen uçuş ve kullanım kalitesi kriterlerinin hem sayısal aralıkları hem de grafiksel gösterimleri seviye sonuçları ile ilişkilendirilmiştir. Sonrasında dayanıklı uçuş kontrol yaklaşımı, bu yaklaşımın arkaplanıyla beraber yansıtılmıştır. Norm tanımları yapılmış, geri besleme özelliklerinin açık çevrim sonuçları ile nasıl ilişkilendirilebileceği aktarılmıştır. Açık çevrim sonuçları ve bu sonuçları kapalı çevrim geri besleme sonuçlarıyla ilişkileri detaylandırılmıştır. Loopshaping yaklaşımı bu ilişkiler üzerinden anlatılmıştır. Uçuş kontrol yasaları tasarımı ve değerlendirilmesi kapsamında kullanılacak olan belirsizlik tanımları verilmiştir. Sonrasında ise H_∞ Loop Shaping yaklaşımı anlatılmıştır. Normalize edilmiş asal faktorizasyon yöntemi açıklanmış ve hem bir serbestlik dereceli hem de iki serbestlik dereceli H_∞ Loop Shaping yaklaşımı tasarım aşamaları ile beraber detaylandırılmıştır. Daha sonra bu tez kapsamında kullanılacak olan kontrol mimarisi açıklanmıştır. Belirlenen bir uçuş zarfı içerisinde seviye 1 uçuş ve kullanım kalitesi sonuçlarını veren bir yunuslama hızı kontrol sistemi tasarlamak bu tezin asıl amacıdır. Böylece uçuş zarfında yer alan tek bir noktada yapılan tasarım ile beraber kazanç düzenlemeye ait bütün kompleks yapı ortadan kaldırılmış olur. Dahası, uçuş süresince oluşabilecek olan hücum açısı gibi hava verisi kaybı risklerine karşı da dayanıklı bir uçuş kontrol sistemi elde edilmiş olunur. Sonrasında, NASA araştırmasında yer alan PI kontrolcü yapısı ile bir karşılaştırma yapılmıştır. Bahsedilen uçuş kontrol algoritması amaçlarına ulaşmak için bir optimizasyon çalışması yapma ihtiyacı doğmuştur. Bu kapsamda belirlenen uçuş zarfı boyunca seviye 1 uçuş ve kullanım kalitesi sonuçlarını verecek olan bir yunuslama hızı talep uçuş kontrol sistemi parametreleri optimizasyon yardımı ile bulunmuştur. Optimizasyon sırasında“root mean square”yaklaşımı kullanılmıştır. Buradaki amaç, uçuş zarfı içerisindeki tek bir noktada tasarlanan uçuş kontrol sistemi kazançlarının kullanıldığı 5 farklı tasarım noktasındaki cevapların, iki serbestlik dereceli H_∞ Loop Shaping algoritması için belirlenen ideal bir sistem cevabını olabildiğince yakından takip edebilmesidir. Root mean square yaklaşımı da bu aradaki farkların azaltılması için kullanılmıştır. Hatta, gerekli uçuş ve kullanım kalitesi kriterlerini karşılayabilmek için zaman gecikmesi parametresi de optimizasyon amaç fonksiyonuna eklenmiş ve optimizasyon çok amaçlı bir optimizasyon problemine dönüşmüştür. Burasa zaman gecikmesinde kullanılan kısıtlama, bu parametrenin izin verilen bir değeri geçmemesidir. Optimizasyon amaç fonksiyonu ağırlıklı değerlendirme yöntemi haline getirilmiş ve optimizasyon problemi çözülmüştür. Bu optimizasyon probleminin çözümü sonucunda istenen uçuş ve kullanım kalitesi değerlerini veren bir kazanç değerleri grubu elde edilmiştir. Bu değerlerin kullanıldığı bir tasarım noktasında tasarlanan iki serbestlik dereceli H_∞ Loop Shaping uçuş kontrol algoritması, bu noktada belirlenen uçuş ve kullanım kalitesi kriterlerini seviye 1 olarak karşılayabilmektedir. Daha sonra uçuş zarfı boyunca gereken analizleri yapmak için belirlenen 5 noktada bu uçuş kontrol algoritmasının hem frekans uzayındaki hem zaman uzayındaki cevapları alınmıştır. Bu alınan cevapları uçuş ve kullanım kalitesi kriterlerine yansıtılmıştır. Bir karşılaştırma çalışması yapmak üzere, iki serbestlik dereceli H_∞ Loop Shaping uçuş kontrol algoritması ile NASA araştırmasında yer alan klasik kontrol metodlarının uygulandığı boylamsal eksendeki PI kontrolcüsü ile elde edilen cevaplar kıyaslanmıştır. Yapılan tasarım sonucunda elde edilen sonuçlar tasarım amaçlarının başarıyla gerçekleştirildiğini göstermektedir. Uçuş zarfının orta bölgesinde belirlenen bir nokta için yapılan iki serbestlik dereceli H_∞ Loop Shaping uçuş kontrol algoritması elde edilen aynı kazançlar ile, uçuş zarfının 4 köşesinde yer alan diğer tasarım noktalarında uygulanmıştır. Elde edilen sonuçlara göre, hem uçuş zarfının orta bölgesindeki tasarım noktasında, hem de uçuş zarfının köşelerine denk gelen diğer tasarım noktalarında istenen uçuş ve kullanım kalitesi kriterlerine ulaşılmıştır. Hem zaman uzayında hem de frekans uzayında daha önceki bölümlerde belirlenen“Bandwidth”ve“Dropback”uçuş ve kullanım kalitesi sonuçları seviye 1 sınırları içerisinde yer almaktadır. Bu sonuçlar ayrıca performans ve stabilite açısından da dayanıklıdır. Sonuçlar incelendiğinde, zarfın her noktasındaki tasarım noktalarının belirsizlikler içeren cevapları, belirsizlik içermeyen“nominal”durumdaki cevapları hem zaman hem de frekans uzayında takip etmektedir. Uçuş zarfındaki belirsizlikler içeren frekans cevapları nichols grafiği üzerindeki nichols kısıtlama bölgesinden geçmemektedir. Bu da uçuş zarfı boyunca ele alınan tasarım noktalarında, uçuş kontrol algoritmasının dayanıklı bir stabiliteye sahip olduğunu göstermektedir. Ayrıca performans kıyaslaması amacı ile NASA araştırmasında yer alan PI kontrolcüsü ile beraber bir karşılaştırma çalışması yürütülmüştür. Bı kıyaslamada, iki serbestlik dereceli H_∞ Loop Shaping uçuş kontrol algoritmasının NASA dökümanındaki PI kontrolcüsünden daha iyi performans gösterdiği görülmüştür. NASA PI kontrolcüsü ile yürütülen uçuş ve kullanım kalitesi kriterleri sonuçlarında bazı bölgelerde seviye 2 sonuçlar görülürken, iki serbestlik dereceli H_∞ Loop Shaping uçuş kontrol algoritmasında bu noktalardaki bütün sonuçlar seviye 1 ile sonuçlanmaktadır. Dahası, optimizasyon amacı olarak ele alınana zaman gecikmesi sonuçlarının da iki serbestlik dereceli H_∞ Loop Shaping uçuş kontrol algoritması için NASA PI kontrolcüsünden daha iyi sonuçlar verdiği gözlemlenmiştir.
Özet (Çeviri)
In the scope of this thesis study, robust control design apprach has been applied to F-16 aircraft which is aimed to satisfy Level 1 FHQ within the specified flight envelope. First, a brief information about the histoy of flight mentioned in the introduction chapter. This historical storyline starts from the early sketches of Leonardo da Vinci and extends along to Wright Brothers who had achieved the first sustainable, controlled heavier than air flight. Then the innovations in aerospace industry is mentioned along with the advances in technology at the same time. The milestone successes are explained which has brought us to realize the design of fly-by-wire flight control algoritms. Then a literature review of the documents about the F-16 aircraft, FHQ criteria, multivariable robust control applications and mathematical backgroud of this approach. The structure of the thesis has outlined. Then, F-16 aircraft has been presented along with the aerodynamic data and how the force and moment of the aircraft is related with the aerodynamic and thrust data. The presented data of the F-16 aircraft was obtained from the researches of NASA Langley Research Center which is based on wind tunnel test results of the F-16 aircraft. The mathematical model of the F-16 aircraft is introduced. This mathematical model includes the airframe spacifications, the mass data, the systems that represent actuator and sensor and the environmental data which gives the atmospheric properties with respect to the flight condition of the aircraft. Then, the trim and linearization algorithms are introduced for the steady-state wings level flight condition. The inputs, states and outputs related to the longitudinal motion of the aircraft has been identified and the resultant state space linear system which represents the characteristics of the aircraft is obtained. The longitudinal modes which are phugoid and the short-period mode are mentioned. Next, the flying and handling qualities to evaluate the performance of the aircraft are emphasized. The reason for the use of flying and handling qualities are determined and related with the pilot evaluations Cooper-Harper ratings. The suggested flying and handling qualities are explained for the use of both design guidance and evaluation criteria. It is mentioned that the CAP criterion is used as design guideline whereas the Bandwidth and Dropback criteria are used as evaluation criteria for the aircraft in the both frequency and time domain. The corresponding flying and handling qualitieslevels are detailed for the criteria and related intervals for the properties are supported with the graphical representations. The robust control approach is introduced while mentioning the background of the method. The norm definitions are done and the feedback properties are given in the related chapter of this thesis in order to associating the design purposes with the feedback properties. The relationships between the open-loop characteristics and closed loop results are identified and the loop-shaping aproach is emphasized. Yhen the uncertainty definitions are identified. The classes of uncertainty and where they are reasoned for is explained. An uncertainty definition which is suitable for the use in this thesis is mentioned. Then the H_∞ Loop Shaping approach is expressed. The normalized coprime factorization method is explained and the design of both one degree of freedom and two degrees of freedom H_∞ Loop Shaping approaches are detailed with the design steps. Then, the control structure used in this thesis is explained. It is aimed to design a pitch rate controller which will results in Level 1 flying and handling qualities within a specified flight envelope. The design has been made for one design point and then the resulted parameters are used for the whole flight envelope. This enables to overcome the complexity of gain scheduling manner and provides robustness against any probable loss of air data such as angle of attack. The controller architecture of NASA research was presented for the longitudinal axis. Then the optimization structure to find the design parameters which ensures that the pitch rate demand flight control law results in Level 1 flying and handling qualities within a specified flight envelope. The root mean square approach has been applied in optimization phase. It is purposed that the time responses of 5 different design points after step input should follow a desired transfer function response specified during the design of the two degrees of freedom H_∞ Loop Shaping algorithm as close as possible. Moreover, in order to satisfy the specified flying and handling qualities, time delay parameter is included in the optimization cost which makes the optimization multiobjective optimization with a weigthed sum cost function. The resultant optimized parameters for the design of two degrees of freedom H_∞ Loop Shaping architecture is given. The results of both nominal design point and the responses of 5 different design points along the flight envelope are presented. The flying and handling qualities evaluations are shown. Then the performance and stability robustness results are associated with the results. The comparison study between the two degrees of freedom H_∞ Loop Shaping algorithm and the NASA control structure which emphasizes a classical PI controller has been presented. The results are satisfactory as all the design points resulted in Level 1 flying and handling qualities responses in both frequency and time domain. It is seen that the control architecture is successful for performance and stability robustness as all uncertain plants are following the nominal response and no frequency response has crossed a nichols exclusion zone defined. The two degrees of freedom H_∞ Loop Shaping algorithm outperformed the NASA PI controller as Level 2 results are seen for NASA PI controller responses. The use of two degrees of freedom H_∞ Loop Shaping structure lowered the time delays as it was purposed in the optimization goals as the effective time delay results are less than the NASA PI controller.
Benzer Tezler
- Cockpit, avionics, performance, fq, hq and workload evaluationon l39 albatros for lift suitability
Başlık çevirisi yok
ŞÜKRÜ YILMAZ
- İnsansız hava aracı için bir borda bilgisayarının mimarisi ve tasarımı
Başlık çevirisi yok
SAİT N. YURT
Yüksek Lisans
Türkçe
1995
Astronomi ve Uzay Bilimleriİstanbul Teknik ÜniversitesiY.DOÇ.DR. T. BERAT KARYOT
- Betonarme yüksek yapılarda kullanılan kalıp sistemleri
Formwork systems used for reinforced tall buildings
NESLİHAN TÜRKMENOĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
1999
Mimarlıkİstanbul Teknik ÜniversitesiMimarlık Ana Bilim Dalı
PROF. DR. METE TAPAN
- Hafif siklet bir uçağın kaplama perçin ve rib hesabı
The Calculations of skin rivets and rib design of light airplane
MEHMET SAİT SAFFET BAYSAL
