Robust attitude control of the F-16 aircraft using incremental nonlinear dynamic inversion
F-16 hava aracinin artimsal doğrusal olmayan dinamik tersleme yöntemiyle dayanikli yönelim kontrolü
- Tez No: 944950
- Danışmanlar: DOÇ. DR. İLKER ÜSTOĞLU
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Computer Engineering and Computer Science and Control, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 101
Özet
Havacılık teknolojilerinde yaşanan gelişmeler, yalnızca hava araçlarının yapısal tasarımıyla sınırlı kalmamış, aynı zamanda bu araçların kontrol edilme biçimlerinde de önemli ilerlemelere yol açmıştır. Özellikle son yıllarda, yüksek manevra kabiliyetine sahip savaş uçaklarında kararsız aerodinamik yapıların tercih edilmesiyle birlikte, uçuş kontrol sistemlerine duyulan ihtiyaç daha da artmıştır. Bu durum, pilotun doğrudan kontrolünden ziyade, bilgisayar destekli gelişmiş kontrolcülerin devreye girmesiyle çözülebilecek karmaşık yapılar ortaya çıkarmıştır. Bu bağlamda, F-16 Fighting Falcon gibi“fly-by-wire”(FBW) tabanlı uçaklar, geleneksel mekanik kontrol sistemleriyle yönetilemeyecek kadar dinamik ve doğrusal olmayan özelliklere sahiptir. F-16 uçağı, bilerek kararsız aerodinamik özellikte tasarlanmış olup, bu sayede çok yüksek manevra kabiliyetine ulaşabilmektedir. Ancak bu tasarım, sistemin sürekli olarak aktif bir kontrolcüyle dengede tutulmasını zorunlu kılar. Bu gereksinim, uçak üzerinde görev yapan kontrol sistemlerinin yalnızca klasik kontrolcü yapılarla sınırlandırılamayacağını ve doğrusal olmayan, hatta adaptif kontrol tekniklerinin kullanılmasının zorunlu olduğunu göstermektedir. Geleneksel PID gibi yöntemler, uçuşun belirli bölgelerinde yeterli doğruluk sağlayabilse de, uçuş zarfının tamamını kapsayacak biçimde esneklik ve dayanıklılık sunamamaktadır. Özellikle aerodinamik katsayıların değişkenliği, dış bozucular ve ölçüm gürültüsü gibi unsurlar, bu yöntemlerin güvenliğini ve etkinliğini sınırlandırmaktadır. Bu tez kapsamında, F-16 uçağının yönelim kontrolü için doğrusal olmayan iki farklı kontrol stratejisi ele alınmış, bunlar teorik ve uygulamalı olarak karşılaştırılmıştır: Doğrusal Olmayan Dinamik Tersleme (NDI) ve Artımsal Doğrusal Olmayan Dinamik Tersleme (INDI). Her iki yöntem de uçak dinamiğinin doğrusal olmayan yapısına uygun olarak tasarlanmıştır. Ancak temel farkları, denetleyicinin model bağımlılığı ve gerçek zamanlı uyum sağlayabilme kabiliyetidir. NDI yaklaşımı, sistemin tüm dinamiklerini matematiksel olarak tersleyerek, açık formda bir kontrol yasası oluşturur. Bu yapı teoride etkili olmakla birlikte, model hatalarına ve dış bozuculara karşı oldukça hassastır. Çünkü sistemin kontrol etkinlik matrisinin tam ve doğru olarak bilinmesi gerekir. Bu da gerçek dünya uygulamaları açısından ciddi bir dezavantajdır. INDI ise bu dezavantajı ortadan kaldırmak için tasarlanmıştır. INDI, sistemin tümünü terslemek yerine, ölçülen açısal hız ve ivmelerden yola çıkarak kontrol komutunu sürekli ve küçük adımlarla güncelleyen bir yapıya sahiptir. Bu sayede sistemde meydana gelen beklenmedik değişimlere ya da model sapmalarına karşı dinamik olarak tepki verebilir. INDI yönteminde kontrol komutu, geçmişte uygulanan komutun üzerine bir düzeltme terimi eklenerek oluşturulur. Bu düzeltme, ölçülen ivme ve moment değişimlerine dayalıdır. Bu yönüyle INDI, yüksek oranda gerçek zamanlı veriyle çalışan, düşük model bağımlılığına sahip, esnek ve adaptif bir kontrol yöntemidir. Tezin ikinci bölümünde, bu kontrolcülerin test edileceği F-16 modeli oluşturulmuştur. Bu model, altı serbestlik dereceli (6-DOF) doğrusal olmayan bir uçuş dinamiği modeli olup; aerodinamik kuvvet ve momentler, kütle-atıl özellikleri, çevresel bozucular, eyleyici sınırları ve sensör dinamiklerini içeren yüksek doğruluklu bir yapıya sahiptir. Uçak dinamiği, diferansiyel denklemlerle ifade edilerek Simulink ortamında sayısal olarak çözümlenmiştir. Koordinat sistemleri (dünya, gövde, rüzgar, kararlılık çerçeveleri) arasındaki dönüşümler, Euler açıları ile modellenmiş, ardından bu dönüşümler kontrol yasalarının uygulanması için kullanılabilir hâle getirilmiştir. Rüzgar türbülansı modeli, sensör gürültüsü ve itki modeli gibi çevresel unsurlar da eklenerek daha gerçekçi bir simülasyon ortamı elde edilmiştir. Uygulama kısmında ise NDI ve INDI kontrolcüleri hem pitch (dikilme) hem de roll (yatış) eksenleri için uygulanmış, sistemin yönelim referanslarını takip etme başarımı değerlendirilmiştir. Bu değerlendirmede özellikle RMSE (Root Mean Square Error) ve ISE (Integral of Squared Error) gibi hata ölçütleri temel alınmıştır. Ayrıca kontrol yüzeylerine uygulanan eyleyici komutlarının düzgünlüğü ve sınırlar içerisindeki davranışları da analiz edilmiştir. Model belirsizlikleri (örneğin kontrol yüzeyi gürültüleri), hem NDI hem de INDI kontrolcülerine uygulanmış ve karşılaştırmalı performansları değerlendirilmiştir. Simülasyon sonuçlarına göre, INDI kontrolcüsü özellikle belirsizlik içeren koşullarda daha kararlı ve doğru bir sistem yanıtı sağlamıştır. Ayrıca kontrol sinyallerindeki dalgalanmalar daha düşük, eyleyici yükleri ise daha dengelidir. Bununla birlikte, bu çalışma yalnızca simülasyon temelli bir değerlendirme olmakla kalmayıp, aynı zamanda INDI kontrol yönteminin uygulamaya yönelik avantajlarını da vurgulamaktadır. Özellikle uçuş sırasında karşılaşılabilecek belirsizliklere karşı kararlılığın sağlanması, kontrolcülerin gerçek hava koşullarında görev başarımına doğrudan etki etmektedir. INDI'nin düşük model hassasiyetiyle çalışabilmesi, sensör verilerinin doğrudan kullanılmasına olanak tanıması ve kontrol yüzeylerini daha az yorması, bu yöntemi modern uçuş kontrol sistemleri açısından değerli kılmaktadır. Geleneksel yöntemlerle karşılaştırıldığında, INDI daha esnek, daha sade modelleme gerektiren ve çok daha az parametrik ayar talep eden bir yapıya sahiptir. Bu da hem tasarım sürecini kolaylaştırmakta hem de uçuş sırasında daha güvenli ve tutarlı tepkiler alınmasını sağlamaktadır. Literatürde INDI yönteminin özellikle insansız hava araçları (İHA), dikey iniş-kalkış yapan hava platformları (VTOL) ve çevik manevra gerektiren hava görevlerinde giderek daha fazla tercih edilmeye başlandığı gözlemlenmektedir. Bu doğrultuda, bu tez çalışması yalnızca akademik düzeyde bir karşılaştırma sunmamakta, aynı zamanda gelecekteki kontrolcü tasarımlarına yön verebilecek teknik çıkarımlar da sunmaktadır. Elde edilen bulgular, yalnızca F-16 platformu için değil; benzer uçuş karakteristiklerine sahip diğer sabit kanatlı hava araçlarında da INDI kontrol yapısının uygulanabilirliğini ve başarım potansiyelini göstermektedir. Özellikle sistemin tamamını modellemek zorunda kalmadan kontrol elde edilebilmesi, mühendislik tasarım süreçlerinde zaman ve maliyet açısından büyük avantajlar sağlamaktadır. Sonuç olarak, bu tezde gerçekleştirilen modelleme, kontrol tasarımı ve performans analizleri, INDI kontrol yapısının yalnızca teorik düzeyde kalmayıp, uygulamaya yönelik güçlü bir alternatif olduğunu açıkça ortaya koymaktadır. Sistematik biçimde yapılan kıyaslamalar ve gerçekçi simülasyon ortamında elde edilen sonuçlar, INDI'nin modern uçuş kontrol ihtiyaçlarına yüksek derecede uyum sağladığını göstermektedir. Bu bağlamda tez çalışması, hem akademik literatüre katkı sunmakta hem de mühendislik uygulamalarında doğrudan değerlendirilebilecek bulgular içermektedir.
Özet (Çeviri)
Contemporary high-performance aircraft like the F-16 Fighting Falcon necessitate flight control systems that are both exceptionally sensitive and intrinsically resilient to external disturbances, modeling uncertainties, and time-varying dynamics. The F-16's inherently unstable aerodynamic configuration, which is manageable solely via its fly-by-wire (FBW) technology, presents considerable difficulties for traditional control methods. Traditional Proportional-Integral-Derivative (PID) controllers frequently demonstrate inadequacy owing to the aircraft's pronounced nonlinear dynamics and the necessity for real-time flexibility in quickly fluctuating flight situations. This work examines and contrasts two sophisticated nonlinear control strategies—Nonlinear Dynamic Inversion (NDI) and Incremental Nonlinear Dynamic Inversion (INDI)—to attain precise and resilient attitude regulation of the F-16 aircraft, given the existing limits. A comprehensive nonlinear flight dynamics model of the F-16 is created, integrating aerodynamic forces and moments, actuator dynamics, and environmental perturbations including wind gusts and sensor noise. In this modeling context, NDI functions as a control mechanism that inverts the nonlinear system dynamics to get a specified linear behavior. Nonetheless, its efficacy is significantly dependent on the precision of the foundational model and the presumption of invertible control effectiveness matrices. This sensitivity frequently results in diminished performance when faced with unmodeled dynamics, parameter uncertainty, or actuator saturation. Conversely, INDI aims to diminish dependence on precise model information by utilizing real-time sensor feedback to incrementally adjust the control input. Rather of directly inverting the complete nonlinear dynamics, INDI calculates incremental adjustments in the control command based on detected fluctuations in angular acceleration and applied moments. This approach offers an inherently adaptive control mechanism that successfully adapts to disturbances and uncertainty without necessitating detailed modeling of the entire system. INDI is especially advantageous for practical flight applications, where ideal models are seldom accessible and external disturbances are unavoidable. Simulation outcomes derived from the constructed F-16 model indicate that INDI demonstrates enhanced performance relative to NDI across various metrics. INDI attains enhanced accuracy in attitude tracking, provides smoother control inputs with reduced actuator workload, and demonstrates significantly greater resilience to wind disturbances and sensor noise. In contrast to NDI, which often experiences instability with model deviations, INDI ensures a stable response by persistently adjusting its control effort to align with the aircraft's actual dynamic behavior. Moreover, INDI's resilience extends beyond nominal settings; it also operates efficiently in compromised scenarios, including abrupt parameter alterations or sensor delays. This thesis concludes that Incremental Nonlinear Dynamic Inversion provides a significantly more resilient and adaptable method for flight control compared to traditional model-based inversion techniques. Although NDI may suffice in controlled or well-defined settings, its relevance decreases under unknown conditions. INDI, conversely, matches more closely with the requirements of contemporary aerial platforms that must function in intricate, unexpected, and frequently hostile environments. Despite the INDI technique imposing extra computing requirements due to its dependence on real-time estimation, these expenses are warranted by the significant improvements in stability, control authority, and overall mission reliability. Consequently, INDI emerges as a highly attractive contender for next-generation flight control systems, especially in applications requiring quick maneuvering and dynamic threat response.
Benzer Tezler
- Swarm fighter aircraft control with deep reinforcement learning approach
Derin pekiştirmeli öğrenme ile sürü savaş uçaklarının kontrolü
METİN SARI
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrolİstanbul Teknik ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. FİKRET ÇALIŞKAN
- Metropoliten kent çeperindeki yerleşimlerde yapısal dinamikler-İstanbul metropoliten kent çeperi örneği
Structural dynamics in the settlements around metropolitan periphery-The case of İstanbul city periphery
ÖZLEM GÜNGÖR ÖZÇEVİK
- 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
- F16 uçağının boylamsal hareketinin dayanıklı kontrolü
Robust control of longitudinal motion of F16 aircraft
AHMET DOĞANCI
Yüksek Lisans
Türkçe
2004
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiY.DOÇ.DR. TURAN SÖYLEMEZ