Online loss of control prevention of an agile aircraft: Lyapunov-based dynamic command saturation approach
Çevik bir uçağın çevrimiçi kontrol kaybının önlenmesi: Lyapunov tabanlı dinamik komuta satürasyonu yaklaşımı
- Tez No: 796833
- Danışmanlar: PROF. DR. İBRAHİM OZKOL
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2023
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 134
Özet
Son birkaç on yılda savaş alanı, askeri doktrinlerin güncellenmesine tanık oldu. Özellikle, hava savaşı paradigması, öncü hava araçları ve hava savaşı taktikleri açısından yenilendi. Eski hava-hava savaşı manevraları, daha fazla pilot becerisi ve aerodinamik ve uçuş kontrolü açısından teknolojinin son noktası savaş uçağı gerektiren manevralarla değiştirildi. Sonuç olarak, manevra kabiliyetinin geliştirilmesi, avcı uçaklarının dogfight sırasında hayatta kalma oranını arttırmak için anahtar özelliklerden biri gibi görünmektedir. Ancak, bu talep, yüksek derecede doğrusal olmayan aerodinamik özellikler ve uçuş dinamikleri nedeniyle oluşan belirsizliklerle mücadele gibi çeşitli ön koşulları beraberinde getirir. Başka bir ön koşul da, görev boyunca uçuş güvenliğini sağlamaktır, hatta en çevik manevralar sırasında bile, ki bu çalışmanın ana konusu budur. Bir çevik manevra yapabilen uçağın, özellikle olağanüstü ve zorlu operasyonlar gerçekleştiren bir savaş uçağının, görevini en etkili ve güvenli şekilde yerine getirmesi beklenir. Bu operasyonlar sırasında uçak aerodinamik ve uçuş dinamiği kaynaklı son derece doğrusal olmayan etkilere maruz kalır. Bilindiği gibi, klasik doğrusal uçuş kontrol yöntemleri bu doğrusal olmayan etkilerle başa çıkamaz çünkü doğrusal uçuş kontrolörleri bir denge noktası etrafında tasarlanır. Uçak durumları tasarlanan denge noktasından uzaklaştıkça, kontrolör performansı dramatik bir şekilde azalır. Bu nedenle, literatürde ve hatta gerçek dünyada birçok doğrusal olmayan kontrol yöntemi çevik uçaklar için uygulanmıştır. Doğrusal olmayan uçuş kontrol algoritmalarının amacı, geleneksel lineer kontrol sistemlerinin çözümleyemediği karmaşık uçuş durumlarını ele alarak uçakların daha güvenli ve verimli bir şekilde uçmasını sağlamaktır. Bu algoritmalar, uçuş sırasında ortaya çıkan doğrusal olmayan etkilere karşı uçakları kontrol edebilirler. Bu doğrusal olmayan koşullar arasında aerodinamik etkileşimler, ağırlık merkezi değişiklikleri, hava akımı hızındaki değişimler, motor ya da herhangi bir bileşen arızası, atmosferik koşullardaki dalgalanmalar ve diğer faktörler yer alır. Bu kontrol algoritmaları, uçuş sırasında ortaya çıkan doğrusal olmayan etkilere karşı uçakların kontrolünü sağlar. Böylece, uçakların güvenli bir şekilde uçmalarını ve beklenmeyen durumlarla başa çıkmalarını sağlarlar. Bu algoritmalar ayrıca uçağın uçuş performansını ciddi ölçüde arttırırlar. Bu çalışmada da, F-16 için artımsal doğrusal olmayan dinamik tersine çevirme tekniği benimsenmiştir. Ayrıca, literatürde genellikle yapılanın aksine, uçak kontrol yüzeyleri gerçek dünyada olduğu gibi birbirinden bağımsız olarak ele alınır. Bu, sistemin fazla kontrol edilen bir uçak olarak ele alındığı ve altı serbestlik dereceli doğrusal olmayan uçuş dinamik modelinin fazla kontrol edilen bir sistem olarak oluşturulduğu anlamına gelir. Fazla kontrol edilen sistemler, belirli bir serbestlik derecesinin birden fazla kontrol yüzeyi tarafından uyarılabileceği kontrol etki dağılımına sahiptir. Bu nedenle, bu tür sistemler kontrol komutlarını kontrol etki elemanları üzerinde dağıtmak için bir kontrol tahsisi yaklaşımı gerektirir. Literatürde birçok yöntem bulunmaktadır, ancak bu çalışmada birden fazla görevi sağlamak için optimizasyon temelli kontrol tahsisi şeması kullanılmıştır: manevra performansını artırmak ve kontrol yüzeyi satürasyonunu önlemek için en az kontrol çabası ve minimum sürüklenmeyle gereken kontrol momentlerini karşılamak. Ancak, çalışmanın ana katkısı kontrol kaybının önlenmesidir. Uçuş zarfında çalışmak, uçuş stabilitesini garanti etmez. Bu, uçak uçuş zarfında bir manevra yapabilir, ancak karşılık gelen manevra stabil olmayan bir hareketi tetikleyebilir anlamına gelmektedir. Bu nedenle, uçuş stabilitesini sağlamak için, uçuş zarfının içinde değil dinamik zarfında bir manevra yapması gerekmektedir. Bununla birlikte, kontrol kaybı aynı zamanda pilot hatası, uçağın tasarımındaki hatalar, hava koşulları veya diğer faktörlerden de kaynaklanabilir. Kontrol kaybının önlenmesi için, uçuş öncesi kontroller, pilot eğitimi ve uçak tasarımının iyileştirilmesi gibi önlemler alınabilir. Ayrıca, uçuş sırasında pilotların durumu sürekli olarak izlemeleri ve uçakların uçuş sırasında meydana gelen herhangi bir değişikliğe hızlı bir şekilde yanıt vermesi de önemlidir. Bu şekilde, kontrol kaybı gibi olası risklerin önceden tespit edilmesi ve önlenmesi mümkün olabilir. Fakat önlem olarak pilotların eğitilmesi dışında, birtakım teknolojik pilot destek sistemleri de tasarlanmış ve kullanıma sunulmuştur. Bunlardan bazıları kontrol kaybı önleme algoritmaları, perdövites önleme algoritmaları ve sapma önleme algoritmalarıdır. Bu algoritmalar sayesinde uçağın herhangi bir tehlikeli duruma girmesi ve ölümlü bir kaza önlenebilir. Fakat geleneksel olarak bu metotlar yoğun çaba ve hesaplamalar neticesinde uygulanabililer, dolayısıyla yoğun bir mühendislik işlemi gerekmektedir. Ayrıca şu ana kadar önerilen metotlar çoğunlukla önceden programlanmış ve uçuş sırasında değişken olmayan ya da müdahale edilemeyen şekilde çalışırlar. Bu da bir uçağın ürün haline gelmeden önce çok fazla ve çeşitli senaryonun değerlendirmeye tabi tutulması zorunluluğunu doğurur ki güvenli bir uçuş sağlanabilsin. Fakat bu çalışma kapsamında uçuş esnasında kontrol kaybını ve tehlikeli bir durumu önlemeye yönelik çözüm önerisi sunulmuştur. Sonuç olarak, Lyapunov stabilite teoremine dayalı kontrol momenti yeniden tasarımı ve dinamik pilot komut satürasyonu yöntemleri, uçuş stabilitesini sağlamak için önerilmiştir. Ayrıca, bir sonraki adımda uçak kontrol yüzeyi büküm hızı ve konum sınırlarını kullanarak uçağın kontrol edilebilirlik sınırlarını üretmek için artımlı ulaşılabilir moment seti yöntemi önerilmiştir. Bu sayede uçağın kontrol edilebilirliği ile alakalı bilgi sahibi olunarak kontrol kaybının olup olmadığı tespit edilir. Buradan anlaşılacak olan, uçağın ulaşılabilir kontrol momentleri, uçağın kontrol edilebilirliği açısından ele alınmıştır. Buna bağlı kalarak uçağın, kontrol yeteneğinin \%90'ını kullanmasına izin verilir ve artımlı ulaşılabilir moment seti, aşırı kontrol moment talebini tespit eder. Kontrol yeteneği ihlali tespit edildikten sonra, Lyapunov tabanlı moment yeniden oluşturma algoritması, mümkün olan maksimum kontrol girişlerini elde etmek için etkinleştirilir, bu girişler arasında hücum açısı, hız vektörü dönüş açısı ve dönüş hızı yer alır. Son olarak, yeniden hesaplanan maksimum hücum açısı, hız vektörü dönüş açısı ve dönüş hızı pilot talebi doygunluğuna beslenir. Bu şekilde, pilotun uçuşta ve dinamik olarak ulaşılabilen maksimum komutları aşması sınırlandırılır ve kontrol kaybı önlenir. Bu çalışmanın en önemli katkısı, yoğun hesaplama veya uçak hakkında önceden bilgi gerektirmeden kontrol kaybını önlemektir. Yalnızca geniş kapsamlı ve yüksek güvenilirlikli bir aerodinamik model, yukarıda bahsedilen önerinin her adımını yerine getirmek için yeterlidir. Sunulan sonuçlara göre, önerilen yöntem oldukça umut vericidir. Uçağın kararlı davranışının, sert, aşırı ve ani manevra istekleri altında bile korunabildiği gösterilmiştir.
Özet (Çeviri)
Over the past few decades, the combat arena has witnessed the updating of military doctrines. In particular, air combat paradigms have been renewed in terms of pioneering air vehicles and air combat tactics. Ancient air-to-air combat maneuvers have been replaced by new, astonishing maneuvers that require more pilot skill and state-of-the-art fighter aircraft in terms of both aerodynamics and flight control. Consequently, advancing maneuvering capability seems to be one of the key features in increasing the survivability of fighter aircraft during dogfights. However, this request brings several prerequisites, including struggling with generated uncertainties because of highly nonlinear aerodynamic characteristics, besides flight dynamics. Another prerequisite is ensuring flight safety throughout the mission, even during the most agile maneuvers, which is the main issue of this study. An agile maneuvering aircraft is inherently expected to perform its mission in the most effective and safe manner, especially a fighter aircraft that carries out outstanding and challenging operations. During these operations, the aircraft is exposed to extremely nonlinear effects sourced from aerodynamics and flight dynamics. As is commonly known, classical linear flight control methods are not capable of dealing with these nonlinear effects because linear flight controllers are designed around an equilibrium point. As the states of the aircraft get far away from that designed equilibrium point, the controller's performance degrades dramatically. Therefore, many nonlinear control methods have been adopted for agile aircraft in the literature and even in the real world. In this study, the incremental nonlinear dynamic inversion technique is adopted for the baseline aircraft, which is the F-16. Moreover, contrary to what is mostly done in the literature, the aircraft control surfaces are treated as independent from each other, as they are in the real world. This means that the system is handled as an over-actuated aircraft, and the six degrees of freedom nonlinear flight dynamic model is constructed as an over-actuated system. Over-actuated systems have control effector distribution such that one specific degree of freedom can be stimulated by more than one control surface. As a consequence, such systems require a control allocation approach to distribute control commands over the control effectors. There are several methods in the literature, but an optimization-based control allocation scheme is utilized to satisfy more than one objective: satisfying control moments required with minimum control effort and minimum drag to increase maneuver performance and avoid control surface saturation. However, the main contribution of the study is loss of control prevention. Operating within the flight envelope does not guarantee flight stability. This means that the aircraft may perform a maneuver within the flight envelope, but the corresponding maneuver may stimulate an unstable behavior. Therefore, the aircraft should perform a maneuver inside the dynamic envelope, not the flight envelope, to ensure flight stability. Consequently, the Lyapunov stability theorem-based control moment redesign and dynamic pilot command saturation methods are proposed to ensure flight stability. Furthermore, an incremental attainable moment set method is proposed to generate controllability boundaries of the aircraft in the next step by using the actuator rate and position limits. The aircraft is allowed to use 90\% of its control authority, and an excessive control moment demand is detected using an incremental attainable moment set. After detecting the control authority violation, Lyapunov-based moment regeneration is activated to obtain the maximum possible control inputs, including the angle of attack, velocity vector bank angle and roll rate. Finally, the recalculated maximum possible angle of attack, velocity vector bank angle and roll rate are fed into the pilot demand saturation. In this way, the pilot is restricted from violating the maximum reachable commands in-flight and dynamically, preventing the loss of control and sustaining the safe and stable maneuver. The paramount importance of this study is to prevent the loss of control without intensive computation or \emph{a priori} knowledge of the aircraft. A broad and high-fidelity aerodynamic model alone is sufficient to achieve each step of the proposal as aforementioned. According to the conclusions presented, the proposed method is quite promising. The aircraft's stable behavior can be maintained even under harsh, excessive, and abrupt maneuver requests.
Benzer Tezler
- İş sağlığı ve güvenliği bağlamında örgütsel güven ve güvensizliğin öncülleri: Örgütsel ve kurumsal etkiler
Organizational trust and distrust in the context of occupational safety: Institutional and organizational influences
CİHANGİR GÜMÜŞTAŞ
Doktora
Türkçe
2021
İşletmeİstanbul Teknik Üniversitesiİşletme Ana Bilim Dalı
PROF. DR. FATMA KÜSKÜ AKDOĞAN
- Yiyecek içecek işletmelerindeki gıda kaybı ve israfının maliyete etkisi: Mutfak personeli üzerine araştırma
The effects of food loss and wastage on cost in food and beverage businesses: Research on kitchen staff
DUYGU KIRMIZIKUŞAK
Yüksek Lisans
Türkçe
2020
Gastronomi ve Mutfak SanatlarıBolu Abant İzzet Baysal ÜniversitesiGastronomi ve Mutfak Sanatları Ana Bilim Dalı
PROF. DR. RAHMİ YÜCEL
- Sigaranın zararlarıyla ilgili kamu spotlarının bireylerin tutumunu nasıl etkilediğine ilişkin bir inceleme
A study of how public service announcements regarding the harms of smoking affect individuals' attitudes
HANDE ŞEN AKCA
Yüksek Lisans
Türkçe
2021
ReklamcılıkZonguldak Bülent Ecevit ÜniversitesiDisiplinlerarası Kültürel Çalışmalar Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. TUĞBA AKDAL
- Dynamic security enhancement of power systems via population based optimization methods integrated with artificial neural networks
Yapay sinir ağlarının entegre edildiği popülasyon tabanlı optimizasyon yöntemleriyle güç sistemlerinin dinamik güvenliğinin iyileştirilmesi
CAVİT FATİH KÜÇÜKTEZCAN
Doktora
İngilizce
2015
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiElektrik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. VEYSEL MURAT İSTEMİHAN GENÇ
- Web tabanlı açık kaynak kodlu bir platform geliştirilerek jeodezik çalışmalarla kabuk deformasyonlarının statik modelle belirlenmesinin incelenmesi
Examining the determination of crustal deformationsby static model with geodetic studies by developing aweb-based open-source code platform
MEHMET BAK
Doktora
Türkçe
2024
Jeodezi ve Fotogrametriİstanbul Teknik ÜniversitesiGeomatik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. RAHMİ NURHAN ÇELİK