Sabit kanatlı bir hava aracı için çift katmanlı bozucu gözleyici destekli kontrolcünün tasarlanması ve analiz edilmesi
Design and analysis of a dual-layer disturbance observer based controller for fixed-wing aircraft
- Tez No: 947982
- Danışmanlar: DOÇ. DR. İLKER ÜSTOĞLU
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol, Uçak Mühendisliği, Computer Engineering and Computer Science and Control, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 159
Özet
Sabit kanatlı hava araçlarının uçuş esnasında karşılaştığı iç ve dış bozucular, sistem performansını ve uçuş güvenliğini ciddi şekilde etkileyebilmektedir. Bu doğrultuda, bozucu etkileri etkin şekilde bastırabilmek amacıyla, çift katmanlı Bozucu Gözleyici destekli bir PID kontrolcü mimarisi ile otopilot sistemi tasarlanmış ve performansı detaylı olarak analiz edilmiştir. Bu çalışma ile gerçekleştirilmek istenen asıl amaç, Bozucu Gözleyici yapısının hava aracı kontrol sistemlerine entegre edilmesi ve sağlayacağı katkının analiz edilmesidir. Çalışmada B-2 Spirit hava aracının 1:32 ölçekli model uçağı kullanılmış ve bütün çalışma ve analizler MATLAB/Simulink ortamında gerçekleştirilmiştir. Çalışma kapsamında öncelikle hava aracının modelinin nasıl elde edileceği anlatılarak B-2 Spirit hava aracının dinamik özelliklerinin daha iyi anlaşılması amaçlanmıştır. Uçak kontrol sistemlerinde kontrol mimarileri teorik olarak doğrusal olmayan model üzerinde doğrudan kurulabilse de, literatürde yaygın yaklaşım, belirli çalışma koşulları altında önce doğrusal bir model elde edilmesi ve kontrol mimarisinin bu model üzerinden tasarlanmasıdır. Bu doğrultuda, tezde kontrolcü tasarımına uygun bir denge noktası nasıl belirlenir ve doğrusal olmayan model bu noktada nasıl doğrusal hale getirilir konuları ele alınmıştır. Seçilen denge noktası koşulundaki doğrusal ve doğrusal olmayan modellerin tutarlılığı, verdikleri tepkilerin karşılaştırılması yoluyla değerlendirilmiştir. Havacılıkta kullanılan otonom mimariler dâhil olmak üzere tasarlanacak otopilot sistemlerinin türlerine dair bilgiler verilmiştir. Uçuş kontrolünde, sistem karakteristiklerini değerlendirmek için boylamsal ve yanal modların kutupları incelenmektedir. Bu tezde incelenen uçak için hem boylamsal hem de yanal modların kutupları, doğal frekansları ve sönüm oranları analiz edilmiş; doğrusal model üzerinden kararlılık analizi yapılarak sistemin hangi modlarda kararlı ya da kararsız olduğu belirlenmiş ve buna uygun kontrol tasarımı stratejisi oluşturulmuştur. Bu çalışmalar, otopilot sisteminin güvenli ve kararlı çalışmasını sağlamak açısından kritik öneme sahiptir. Tezin yapı taşını oluşturan Bozucu Gözleyici yöntemi hem minimum fazlı sistemler için (Klasik Bozucu Gözleyici) hem de minimum fazlı olmayan sistemler için detaylı olarak verilmiş, çalışma prensibi ve uygulama adımları şemalarla desteklenerek anlatılmıştır. Otopilot sistemi tasarımı yapabilmek adına sistemin genel şeması çıkarılmış ve adım adım tasarıma başlanmıştır. Tasarım aşamasında doğrusal model ile öncelikli olarak iç döngü PID kontrolcü tasarımı yapılmıştır. Kontrolcü tasarımından sonra iç döngü Klasik Bozucu Gözleyici tasarlanarak sisteme entegre edilmiştir. Dış döngüde ise aynı şekilde öncelikli olarak PID kontrolcü tasarımı yapılmış, kontrolcü tasarımından sonra Minimum Fazlı Olmayan Sistemler için Bozucu Gözleyici tasarlanarak sisteme entegre edilmiştir. Bütün tasarım aşamalarının adım adım takip edilebilmesi için bir yol haritası olması adına tasarım algoritması oluşturulmuştur. Tasarım aşamasından sonra doğrusal olmayan model ile simülasyon ortamı kurulmuş ve çeşitli test senaryolarında sistem performansı incelenmiştir. Tasarlanan çift katmanlı PID kontrolcü destekli Bozucu Gözleyici yapısı ile klasik PID kontrolcüye kıyasla bozucu bastırma kapasitesi artırılmıştır. Simülasyon ortamında rüzgar etkisi ve model belirsizliği gibi bozucu senaryolar uygulanmış, sistemin referans takip başarımı ve toparlanma kabiliyeti değerlendirilmiştir. Gerçekleştirilen analizler sonucunda, çift katmanlı Bozucu Gözleyici yapısının hem iç hem de dış bozuculara karşı etkin bir bastırma sağladığı, toparlanma süresini kısalttığı ve kontrol işaretinde oluşabilecek aşırı dalgalanmaları azalttığı gözlemlenmiştir.
Özet (Çeviri)
Fixed-wing aircraft are exposed to various atmospheric and structural disturbances throughout their mission profiles. These disturbances can directly affect both the stability of the aircraft and its ability to track reference commands, thereby negatively impacting the overall flight performance and safety of the system. Although there are systems in aviation that estimate winds, there are no widespread systems capable of real-time prediction of sudden gusts, other types of disturbances acting on the system, or modeling uncertainties to actively support the control architecture. Research in this field has demonstrated that enhancing disturbance rejection capabilities, especially for autonomous aerial vehicles, significantly improves both system resilience and mission success rates. In this study, a PID controller architecture supported by a dual-layer Disturbance Observer is proposed to more effectively suppress disturbance effects, and an autopilot system based on this structure has been designed. The PID controller was chosen because it is an accessible and widely used control structure in aviation and can be easily integrated with the Disturbance Observer structure. The developed control architecture aims to increase the system's robustness against both internal disturbances (such as model uncertainties and servo-mechanical failures) and external disturbances (such as wind gusts and sudden load changes). Within this scope, the primary objective of this study is to systematically investigate the contributions provided by the integration of the Disturbance Observer structure into aircraft control systems and to present a detailed performance evaluation. In this study, a 1:32 scale model of the B-2 Spirit bomber aircraft, a fixed-wing platform, was used, and all processes related to the control system design were carried out within the MATLAB/Simulink environment. Initially, in order to better understand the dynamic characteristics of the B-2 Spirit aircraft, detailed explanations were provided on how the aircraft model was obtained. The modeling of the aircraft includes the axis systems commonly used in aerospace engineering and their transformations, force and moment equations, and actuator models. The modeling of external disturbances acting on the aircraft (such as wind gusts and turbulence) was addressed both mathematically and within the Simulink environment. Although control architectures in aircraft control systems can theoretically be constructed directly on the nonlinear model, in the literature it is common practice to first obtain a linear model under specific operating conditions and to design the control architecture based on that model. Accordingly, this thesis also discusses how to identify a trim point suitable for controller design and how to linearize the nonlinear model at that equilibrium point. The consistency between the nonlinear and linear models at the selected trim condition was evaluated by comparing their respective responses. Furthermore, information was provided on the types of autopilot systems to be designed, including both pilot-in-the-loop control structures and fully autonomous architectures, which are commonly analyzed in flight control system studies in aviation. In flight control, the poles of longitudinal and lateral modes are typically examined to assess the system's characteristics. For the aircraft studied in this thesis, the poles, natural frequencies, and damping ratios of both the longitudinal and lateral modes were analyzed. Stability analysis was also conducted based on the linearized model, and the stability or instability of the system in various modes was identified, forming the basis for a suitable control design strategy. These studies are of critical importance for ensuring the safe and stable operation of the autopilot system. The Disturbance Observer method, which forms the fundamental framework of this thesis, is commonly used in the literature for single-layer and minimum-phase systems. However, in this study, both the classical Disturbance Observer structure and an alternative Disturbance Observer structure applicable to non-minimum-phase systems have been thoroughly investigated. The working principles of both structures were explained, their differences were compared, and the implementation steps were concretized with the support of diagrams. Before proceeding to the design phase, a general system architecture was established, proposing a control structure in which the inner and outer loops operate independently but interactively. In the inner loop, the fundamental motion control of the aircraft is achieved. Pitch angle and speed are controlled along the longitudinal axis, while roll angle is controlled along the lateral axis. The design of these controllers is based on transfer functions derived from the state-space model of the aircraft. These transfer functions represent the relationship between the control input and the corresponding system output. Initially, a PID controller was designed for the inner loop, and then the classical Disturbance Observer structure was integrated with this controller. After the integration process, the final system configuration was subjected to stability analysis. The design evaluations were conducted based on widely accepted aerospace standards, which require a minimum gain margin of 6 dB and a phase margin of at least 35°. In cases where these stability criteria were not met, the design steps were revisited and iterated accordingly. In the outer loop, slower-varying variables that determine the overall flight profile of the aircraft are controlled. In this stage, reference signals were generated for Altitude Hold in the longitudinal axis and Heading Hold in the lateral axis. The design of the outer-loop controllers and associated Disturbance Observers was based on two transfer functions derived from the aircraft's state-space model. These transfer functions—representing the relationship between the control input and the corresponding output—were divided to obtain the desired input-output behavior. However, it was observed that the resulting transfer function was non-minimum phase. As in the inner loop, a PID controller was initially designed, but in this case, a second-layer Disturbance Observer structure adapted for non-minimum-phase systems was integrated into the architecture. Following the integration process, the final system configuration was subjected to stability analysis. Through this approach, it became possible to independently suppress various types of disturbances acting on the aircraft. To ensure a systematic and traceable design process, a design algorithm was developed, and each step was clearly defined and followed within this framework. After completing the design procedures, the Disturbance Observer -supported control architecture was applied to the nonlinear aircraft model, and a variety of simulation scenarios were executed to evaluate performance. These test cases included internal disturbances affecting the servomechanisms, wind disturbances, and uncertainties in model parameters. In each scenario, system performance was evaluated in terms of reference tracking accuracy, control signal stability, and recovery time. As a result of the conducted analyses, it was observed that the designed dual-layer Disturbance Observer structure provided significantly better disturbance rejection performance compared to classical PID controllers. Particularly under time-varying external disturbances such as wind effects, the system's response time was reduced, sudden spikes in the control signal were minimized, and the overall performance was enhanced. Against internal disturbances, such as servo faults or model uncertainties, the system maintained stable behavior and accurate reference tracking without significant degradation. All these findings demonstrate that the proposed control architecture holds high potential for both single aircraft systems and multi-agent (swarm) applications.
Benzer Tezler
- Aircraft detection using deep learning
Derin öğrenme kullanarak hava aracı tespiti
UTKU MUTLU
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrolİstanbul Teknik Üniversitesiİletişim Sistemleri Ana Bilim Dalı
PROF. DR. SEDEF KENT PINAR
- Physical layer security performance of satellite networks
Uydu ağlarının fiziksel katman güvenlık başarımı
OLFA BEN YAHIA
Doktora
İngilizce
2022
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiElektronik ve Haberleşme Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Prof. Dr. GÜNEŞ ZEYNEP KARABULUT KURT
Assoc. Prof. Dr. EYLEM ERDOĞAN
- Automatic landing with model predictive control
Model öngörülü kontrol ile otomatik iniş
TALHA ULUKIR
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrolİstanbul Teknik ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ İLKER ÜSTOĞLU
- Development of flapping wing mechanism for micro aerial vehicles
Mikro hava araçları için kanat çırpma mekanizması geliştirilmesi
HAYRİYE CANSU PAKSOY
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Mekatronik MühendisliğiYıldız Teknik ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. HÜSEYİN ÜVET
- Katlanabilir kanatlara sahip bir insansız hava aracının tasarımı, üretimi ve testleri
Design, manufacturing and testing on unmanned air vehicle with foldable wings
İREM ÖZGÜR
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. GÖKHAN İNALHAN