Development of a fault tolerant flight control system for a UAV

İnsansız bir hava aracı için hata toleranslı uçuş kontrol sistemi geliştirilmesi

PDF İndir

Tez No: 754361
Yazar: SITKI YENAL VURAL
Danışmanlar: PROF. DR. CENGİZ HACIZADE
Tez Türü: Doktora
Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Aeronautical 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: 188

Özet

Bu tezin amacı, insansız bir hava aracı için hata toleranslı bir uçuş kontrol sisteminin geliştirilmesidir. Bunu yapmaktaki gaye, çok çeşitli amaçlarla kullanılabilen insansız hava araçlarının otonom çalışmasının önemli olması ve sistemde bozulmalar olması durumunda da sorunsuz bir şekilde çalışan kontrol sistemlerine ihtiyaç duymasıdır. Aynı zamanda hata toleranslı kontrol,henüz çeşitli metodları geliştirme aşamasında olmasına ve sınırlı sayıda pratik uygulaması yapılmış olmasına rağmen tüm hava aracı tiplerinin kontrolü dahil olmak üzere çeşitli uygulama alanları için de nihai bir kontrol hedefi olarak gözükmektedir. Tezde hata toleranslı kontrol sistemi geliştirilmesi amacı ile bir insansız hava aracı modeli ele alınmış ve sensör, aktüatörlerdeki bozulmalara karşı aktif ve pasif kontrol metodları ve Kalman filtresi temelli hata tespit ve ayrıklaştırılması metodları kullanılarak hata toleranslı kontrol sistemi tasarlanmasına çalışılmıştır. Bunlar dışında aktif ve pasif kontrol metodlarının kullanıldığı, ikisinin de değişik özelliklerinden yararlanmayı amaçlayan bir hibrid hata toleranslı kontrolör de tasarlanmıştır. Tezin giriş bölümünde insansız hava araçlarının kullanıldığı alanlar, hata toleranslı kontrol sistemlerinin kullanılmasının önemi ve tezin amaçları ile ilgili bilgi verilmiştir. Bunun dışında tezde kullanılacak metodlar, konu ile ilgili yapılan benzer çalışmalar ve hata toleranslı kontrolün işe yararlığı konularında da bilgi aktarılmıştır. Tezin içinde sonraki bölümlerde seçilen insansız hava aracının detayları, matematik modeli ile alakalı bilgiler ve temel kontrol sistemine dair bilgilere yer verilmiştir. Tezde sisteme dair aktif tip hata toleranslı kontrolün de bir parçası olarak yer alabilen ve sensör,aktüatörlerde hata tespiti, ayrıklaştırılması, hata kaynağının tespit edilmesi, düzeltilmiş sensör verisi elde edilmesi amaçları ile kullanılan hata tespiti/ayrıklaştırılması yapısı Kalman filtresi temelli olarak geliştirilerek insansız hava aracında bu durumlarda etkili olarak kullanılabildiği gösterilmiştir. Bu denemeler için insansız hava aracı modeli kullanılmış ve çeşitli sensörlerde bozulma olması veya aktüatörde bozulma olma durumunda hatanın kendisinin tespiti, izole edilmesi için Kalman filtresi inovasyon süreci analiz yöntemi, hatanın kaynağının tespit edilmesi için Doyle-Stein yöntemine dayanan Kalman filtresi ve sensör verilerinin düzeltilmesi ile ilgili olarak sensör verilerindeki bozulmalara duyarsız Kalman filtresi kullanılmasının uygun olacağı gösterilmiştir. Bahsi geçen durumlar için denemeler yapılmış ve yapının işe yararlığı kanıtlanmıştır. Hata toleranslı kontrol yöntemi olarak tezde kullanılan yöntemlerden biri aktif hata toleranslı kontrol yöntemidir. Bu yöntemde, hata belirlenmesi ve ayrıklaştırılması için bir yapı kullanılması ve sonrasında belirlenen hata oranı göz önüne alınarak normalde insansız hava aracının kontrolü için kullanılan kontrolörün güncellenmesi ana konulardır. Uçuş kontrol yüzeylerine dair aktüatörler, elektrik servosistemlerde voltajda düşme olması, sistemde hidrolik basınç düşme problemi, kontrol valfinde kısmi engel oluşması vb. nedenlerle tam verimli olarak çalıştırılamayabilirler. Bu durumda aktüatör verimlilikleri düşer. Bahsi geçen aktüatör verimlilik oranı sistemde kontrol verimlilik faktörü adı verilen bir parametre ile tanımlanabilir ve bu değerin tahmin edilmesi ile aktüatörlerin hata durumu belirlenebilir. Çalışmada iki aşamalı Kalman filtresi yardımı ile sistemde aktüatörlerde meydana gelen bozulmalar tahmin edilmeye çalışılmıştır. İki aşamalı Kalman filtresi önceden filtreye sağlanamayan bazı bozulma bilgilerinin filtrenin iki aşamalı hale getirilmesi sayesinde tahmin edilebilmesi, ana filtrenin güncellenmesi ve böylelikle aynı zamanda doğruya yakın durum değişkeni tahminlerinin yapılabilmesini sağlar. Bu tip filtrenin tek aşamalı filtreye göre uygulama süresi, bilgisayar hesap yükünde azalma sağlaması gibi faydaları vardır. İki aşamalı Kalman filtresi, normal Kalman filtresi dışında sistemde ortaya çıkabilecek bozulmaları tahmin edebilecek ekstra adımlar içerir. Kısaca bozulma/sapma içermeyen durum değişken tahmin denklemleri -durum değişkeni tahmincisi-, bozulma/sapma tahmini için kullanılan denklemler -bozulma tahmincisi, eşlik eden kalıntı ve kovaryans vektör bağlantı denklemleri ve en iyi durum tahmini ve hata kovaryans güncellemesi için kulanılan güncelleme denklemleri iki aşamalı Kalman filtresini oluşturur. Tezde, B kontrol dağılım matrisinde meydana gelen değişiklikler olarak gösterilen aktüatörlerdeki bozulmalar tahmin edilmeye çalışılmış ve bulunan değerler yardımı ile ana kontrolörün güncellenmesi ve sistemde oluşan hatalara rağmen gereklilikleri sağlayan bir kontrol sağlanması amaçlanmıştır. Bu yöntemde, B matrisinde meydana gelen değişimler aktüatör kontrol etkinlik katsayısındaki azalma olarak sistemde tanımlanır ve bahsi geçen algoritmalar ile tahmin edilmeye çalışılır. İki aşamalı Kalman filtresi tahminleri kullanılarak sistemde arızanın ortaya çıkma zamanı ve kontrolör güncellenmesi ile ilgili karar verilme zamanı ile ilgili de bir belirleme yapmak gereklidir ve bu iş için sapma değişim tahminlerini kullanan ve hesaplanma şekli nedeni ile ağırlıklı toplam kare sapma tahmini adı ile adlandırılan bir yöntem kullanılmıştır. Belirtilen yöntemde, sapma tahminlerinin istatistik karakteristiği- karesinin sapma tahminci filtresi kovaryans matrisine oranının belirlenen bir aralıktaki toplam değeri- takip edilip belirli bir toplam değerin teorik değerden farkı belirlenerek sistemde bozulma olup olmadığı tespit edilebilir. Kontrolör katsayılarının güncellenmesine karar verilmesi ile ilgili ise yine katsayıların sistemde bozulma olduğu belirlendikten sonra belirli bir değere yakınsamasının beklenmesi gibi bir yöntem izlenebilir. Çalışmada bahsi geçen yöntemler kullanılarak, uzunlamasına yükseklik ve yanlamasına sapma açısı kontrolörü içeren sistemlerde eleron ve elevatörlerde belirli bir noktada takılma – aktüatör efektif kullanma oranı azalması- türü bozulma meydana gelmesi durumlarında hata toleranslı kontrol kullanılmadığında durum değişkenlerinde ortaya çıkan bozulma gösterilmiş ve sonrasında iki aşamalı Kalman filtresi yardımı ile bozulmanın bulunması –dolayısı ile değiştirilmiş B matrisinin tahmin edilmesi-, kontrolörün güncellenmesi ve filtreden gelen en iyi tahmin verilerinin kullanılması durumlarında kontrolün düzgün biçimde sağlanabileceği de gösterilmiştir. Çalışmada, hata toleranslı kontrol tasarımı ile ilgili kullanılan diğer bir metod ise pasif hata toleranslı kontrolör olmuştur. Bu yapıda önceden dizayn edilen kontrolörün aktüatörlerde meydana gelen bozulmalarla başa çıkması beklenir. Dolayısı ile kontrolör güncelleme veya hata tespitinin yapılması gibi ek işlere yarayan mekanizmalara bu kontrolör yapısında ihtiyaç duyulmaz. Pasif kontrolör tasarımı ile ilgili olarak dinamik ters çevirme (dynamic inversion) tekniğinin hatanın işaretinin gürbüz integral değerinin alınması metodu (robust integral of the signum of the error) ile birlikte kullanılmasına dayanan bir yöntem kullanımış ve aktüatörde meydana gelen hatalarla başa çıkma kapasitesine sahip bir hata toleranslı kontrolör oluşturulmuştur. Sistemde aktüatör kontrol etkinlik faktörlerindeki kayıp yani aktüatör hataları B matrisindeki parametrik belirsizlikler olarak tanımlandı. Aktüatör hatasının mevcut olduğu sistemin önceden belirlenmiş bir modeli izlemesi için model ve sistem arasındaki istenen durum değişkeni farklarını sıfıra götüren yani bir başka anlamda model takip eden bir kontrol sağlayan bir yapı oluşturulmaya çalışıldı. Asimptotik model takip eden pasif kontrolör oluşturmak için belirlenen hata değerini sıfıra götüren bir kontrol giriş değerine ulaşmak gereklidir. Bunun içinse Lyapunov tarzı bir fonsksiyon oluşturularak model ve sistem arasındaki farkı azaltan kontrol girişleri oluşturulacak şekilde bir çalışma yapılmıştır. Simulasyonlarda ise oluşturulan hata toleranslı pasif kontrolörler uzunlamasına hız ve yunuslama açısal hız değerleri, sapma ve yana yatma açısal hız değerleri ve dolaylı yoldan sapma açısı kontrollerini gerçekleştirmek üzere kullanılmışlardır. Bahsi geçen yapıda ana iş- örneğin yanlamasına kontrolör için yana yatma ve sapma açısal hız kontrolü- için asimptotik model izleyen kontrolör iç yapısı kullanılmış , sapma açısı ve yükseklik değişim değerlerini ayarlamak içinse sistemden gelen değerlere göre istenen referans girişi ayarlayan bir dış yapı da oluşturulmuştur. Böylelikle insansız hava aracı aktüatörlerinde bozulma olması durumunda – B matrisinde parametrik belirsizlik bulunması olarak sistemde modelllenmiştir – hata toleranslı pasif kontrolörün kontrol gerekliliklerini yerine getirmeye devam etmesi sağlanmıştır. Tezde kullanılan kontrol yöntemlerinden bir diğeri ise hibrid hata toleranslı kontrol yöntemidir. Bu yöntem aslında pasif ve aktif hata toleanslı kontrolörlerin beraberce kullanılmasına dayanmaktadır. Bu şekilde aktif kontrolör yapısının bir parçası olan iki aşamalı Kalman filtresinden gelen tahmin verilerine dayalı hata tespit , ayrıştırma yöntemi kullanılarak hatanın sistemde mevcut olduğunun tespit edilmesinden aktüatör kontrol etkinlik faktörlerindeki değişim değerlerinin – bir başka anlamda simulasyonda B matrisindeki değişim olarak tanımlanmış olan aktöatörlerdeki bozulma değerlerinin – belirlenmesine kadar geçen sürede pasif kontrolün kullanılması ve kontrolün bu zaman zarfında da düzgün şekilde yapılabilmesi amaçlamıştır. Kısaca bu yöntemde, geri beslemeli kontrolör yapısı ile kontrol edilen insansız hava aracında aktüatör kontrol etkinlik oranlarında değişim olduğunda hata tespit edilmekte, hata toleranslı pasif kontrolör kullanılmaya başlanmakta, sonrasında iki aşamalı Kalman filtresi hatanın ne kadar olduğunu belirlediğinde ise geri beslemeli kontrol kazanç katsayıları güncellenerek aktif kontrolör kullanılmaya başlanmaktadır. Bu yöntemin etkinliğini göstermek için yanlamasına modelde denemeler yapılmış ve sistemin sapma açısı kontrol işini pasif ve aktif hata toleranslı kontrolörler yardımı ile aktüatör bozulmalarına rağmen gerekli şekilde yapabildiği gösterilmiştir. Sonuç olarak, tezde, hata toleranslı kontrolör tasarımı insansız bir hava aracı için gerçekleştirilerek etkin olarak kullanılabileceği gösterilmiştir.

Özet (Çeviri)

It is important for the unmanned aerial vehicles that are used for various purposes including military missions, surveillance, security, atmospheric data gathering etc. to be autonomous and control systems that can work flawless even when faults are present are needed for such systems. The methods for achieving fault tolerant control are under development and are still not used much in practical applications however developing a fault tolerant control system for all types of applications including aerial vehicle control systems seems to be an ultimate control aim. In this thesis, developing a fault tolerant control system for a UAV is aimed mainly for the given reasons. In the study, active and passive control methods and Kalman filter based fault detection and isolation techniques are used together to build a fault tolerant controller for an unmanned aerial vehicle. Also, a hybrid controller including both active and passive fault tolerant controllers is developed in order to benefit from their different characteristics in dealing with faults. Kalman filter based fault detection and isolation algorithm which can be used to detect and isolate the faults in sensors and actuators , to determine the source of the fault and to find the unbiased sensor measurements is developed in the study and its effectiveness is shown through simulations. To detect and isolate the faults occuring in sensors/actuators Kalman filter innovation sequence analysis is used. On the other hand, to determine the source of the fault, Doyle-Stein method based Kalman filter and to rectify the biased sensor measurements Kalman filter insensitive to measurement failures are employed in the study. Unmanned aerial vehicle model is used to simulate the fault cases and to show the successfulness of the built system. One of the methods used in the thesis to build a fault tolerant controller is the active fault tolerant control method. In this method, fault detection and isolation technique is used to determine the faults occuring in the system and to find the severity of the fault and this info is used to reconfigure the controller. The actuators would not work effectively if hydraulic pressure decrease, partial blockage of a control valve, voltage reduction in electrical servosystems etc. occur in the system. In these cases, the effectiveness of the actuators decrease. The change in the mentioned actuator effectiveness can be represented in the system as the control effectiveness factor related with the actuator. In the study, two-stage Kalman filter is used to estimate the changes occurring in actuator control effectiveness factors which corresponds to the faults occurring in actuators. With the help of two-stage Kalman filter in which a second bias-estimation filter is used, the bias in the system can be estimated and the best state estimates can still be found. This type of filter,different than the augmented state filter in which all parameters are estimated in one stage, has the advantage of reducing calculation burden and thus giving results in small time period. In short, two-stage Kalman filter consists of a bias-free state estimator that estimates the states, a bias estimator to estimate the bias, the residual vector and the covariance matrix calculation equations and coupling equations that are used to relate the filters and update the bias free state estimator. In the simulations, the faults in actuators are modelled as changes in control distribution matrix B and these changes are tried to be estimated using two-stage Kalman filter and the reconfiguration of the controller is done using the determined new B matrix. In this method, one needs to determine when the fault occurs in the system and to decide when to reconfigure the controller. To that end, to determine the fault occuring in the system, weighted sum-squared bias estimate – WSSBE- fault detection algortihm is used. This algorithm uses the statistical variables that are based on bias- control effectiveness factor- estimates. The ratio of the square of the bias estimate to its covariance matrix is summed in a predetermined window length which corresponds to an iteration period. The resultant value should be between determined theoretical values if there is no fault in the system. In the decision-gain update algorithm, convergence of the control effectiveness factors is important and mean value of the estimates can be used for this purpose. In the study, using the mentioned methods, control of heading and altitude in cases where actuator faults are present in aileron and elevators are realized. It is shown through simulations that the unmanned aerial vehicle can be effectively controlled using the active fault tolerant controller despite the decrease in actuator control effectiveness factors which corresponds to effectivity loss in actuator controls. Another method used in the thesis to design a fault tolerant controller is passive fault tolerant control method. In this method, the pre-designed controller is relied upon in dealing with the faults occuring in the system. Thus, fault detection and isolation and controller reconfiguration are not needed in this scheme. Dynamic inversion technique is used together with robust integral of the signum of the error- RISE- method to design an asymptotic tracking passive fault tolerant controller that has the capability to cope with faults. The faults occuring in actuators are modelled as parametric uncertainties in control distribution matrix B. To build an asymptotic model following passive controller, control inputs that decrease the difference between model and system should be found. For this purpose, Lyapunov type functions are used and controller constants are determined as done in similar studies. In simulations, in longitudinal model, forward velocity, pitch rate and in lateral model, yaw rate and roll rate are the main states that are controlled. Using asymptotic tracking controller system that helps in maintaining control of mentioned states, an outer loop is also built which aranges heading and altitude changes by tuning reference model inputs using fedback state values from the main system. Simulations done using both longitudinal and lateral models show that the designed passive controller is effective in controlling the unmanned aerial vehicle at times when faults are present in actuators. Hybrid control method is also used in the study to build a fault tolerant controller. This method uses active and passive controllers at different times to achieve fault tolerant control. This way, at times when the fault detection and isolation algortihm based on two-stage Kalman filter determines the fault but still needs time to find the severity of the fault, passive fault tolerant controller can be used and the system can be kept under control continously. Reconfiguration can later be done after the fault severity is determined. As passive and active controllers are shown to be effective in controlling the unmanned aerial vehicle, hybrid control can be used for controlling faulty plants continously. In simulations done using lateral model of the unmanned aerial vehicle,it is shown that the hybrid controller is successful in keeping the vehicle under control and tracking the heading inputs at times when actuator faults are present. To achieve this result, active and passive controllers are used at different times after fault occurrence. In conclusion, a fault tolerant controller is designed for the unmanned aerial vehicle and it is shown that it can be effectively used when actuator faults – actuator control effectiveness loss cases corresponding to the problems in actuators- and/or sensor faults are present in the study.

Benzer Tezler

Tez No
322844
İnsansız sualtı aracının matematiksel modelinin durum ölçümlerine dayalı olarak tanılanması ve hata toleranslı kontrol
Identification of the mathematical model of an unmanned underwater vehicle based on state measurements and fault tolerant control
EMRE ÜNEY
Yüksek Lisans
Türkçe
2012
Gemi Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ÇİNGİZ HACIYEV
Tez No
605701
Development of position estimation algorithm for unmanned aerial vehicle at short term GPS outage
İnsansız hava araçları için kısa süreli GPS kayıplarında konum bulma algoritmasının geliştirilmesi
GÜRTAÇ KADEM
Yüksek Lisans
İngilizce
2018
Mekatronik Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. OVSANNA SETA ESTRADA
Tez No
680426
Fault tolerant control of a quadrotor helicopter
Dört pervaneli helikopterin hata toleranslı kontrolü
YARKIN HOCAOĞLU
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Mekatronik Mühendisliği Sabancı Üniversitesi
Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MUSTAFA ÜNEL
Tez No
397131
Çoklu insansız hava araçları arası altyapısız ağlar için yeni bir konum bilgisi paylaşımlı ve yönlü ortam erişim kontrol protokolü
A novel location oriented directional medium access control protocol for ad hod unmanned air vehicle networks
ŞAMİL TEMEL
Doktora
Türkçe
2015
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol Hava Harp Okulu Komutanlığı
Bilgisayar Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. İLKER BEKMEZCİ
Tez No
863629
Uçak modal parametrelerinin uçuş esnasında takibi için operasyonel modal analiz kullanılması
Operational modal analysis for tracking aircraft modal parameters in flight
METİN KÖKEN
Yüksek Lisans
Türkçe
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ERDİNÇ ALTUĞ

Geri Dön