Geri Dön

Çift sistem dikey kalkış ve iniş iha'larda kontrol yüzeyi arıza yönetimi

Control surface failure management in dual-system vtol uavs

PDF İndir

  1. Tez No: 953785
  2. Yazar: BİLAL BADUR
  3. Danışmanlar: PROF. DR. FİKRET ÇALIŞKAN
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol, Elektrik ve Elektronik Mühendisliği, Computer Engineering and Computer Science and Control, Electrical and Electronics Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2025
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 91

Özet

Çift sistem dikey kalkış ve iniş (VTOL) yapabilen insansız hava araçları (İHA'lar), sabit kanat ve döner kanat uçuş modlarını bir araya getirerek hem dikey kalkış-iniş hem de ileri yönlü seyir kabiliyeti sunan hibrit sistemlerdir. Bu yapı, özellikle pist gerektirmeyen, şehir içi operasyonlar gibi dar alanlı görevlerde önemli avantajlar sağlamaktadır. Günümüzde bu tür İHA'ların keşif, gözetleme, taşıma ve afet yönetimi gibi pek çok görevde kullanımı giderek artmaktadır. Çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'lar, üç temel uçuş fazına sahiptir: döner kanat modu, sabit kanat modu ve geçiş modu. Döner kanat modunda, hava aracı dikey eksenli elektrik motorları aracılığıyla kalkış, iniş ve havada sabit duruş (hovering) gibi manevraları gerçekleştirir. Sabit kanat modunda ise, yatay itki motoru ve aerodinamik kontrol yüzeyleri yardımıyla seyir uçuşu yapılır ve rota/hat takibi gerçekleştirilir. Geçiş modunda, her iki tahrik sistemi eşzamanlı olarak aktiftir. Bu fazda, yatay itki motoru tam güçle çalıştırılarak İHA'nın ileri yönlü ivmelenmesi sağlanır. Hızın artmasıyla birlikte, başlangıçta irtifa kontrolünü sağlayan döner kanat motorlarının taşıma etkisi, sabit kanat üzerinden elde edilen aerodinamik kaldırma kuvvetine bırakılır. Aynı zamanda, düşük hızlarda sınırlı etkiye sahip olan kontrol yüzeyleri, İHA'nın hız kazanmasıyla birlikte daha etkin hale gelir. Görev profili açısından değerlendirildiğinde, kalkış aşaması döner kanat modunda gerçekleştirilmekte; ardından geçiş moduna girilmekte ve belirli bir hız eşiği aşıldığında sabit kanat moduna geçilmektedir. Sabit kanat modunda çalışan İHA sistemi için bir hat takip algoritması geliştirilmiştir. Bu hat algoritması sabit kanat modunda İHA sisteminin takip edeceği yörüngeleri belirlemektedir. Bu algoritmada, İHA'nın takip etmek istediği hat üzerindeki en yakın noktası belirlenir. Ardından bu nokta doğrultusunda belirli bir mesafede yer alan bir referans noktayı hedef nokta olarak seçer. Bu hedef nokta, dünya koordinat sisteminde tanımlanır ve İHA'nın hız vektörü bu noktaya yönlendirilir. Bu yönlendirme sırasında İHA, hedef noktaya ulaşabilmek için yuvarlanma (roll) komutu üretir. Üretilen bu yuvarlanma komutu, hava aracının istenilen yönelim açısına ulaşmasını sağlar. Aynı yöntem, İHA'nın belirli bir yarıçapta çember çizmesi gereken durumlarda da uygulanır. Aynı zamanda İHA sistemi gitmek istediği irtifa komutuna yunuslama (pitch) açısı komutlaması sayesinde yapmaktadır. İstenen yunuslama açısı, İHA'nın dünya ekseninde bir dikey hız oluşmasına neden olmaktadır. Bu sayede İHA sistemi istenen irtifa komutuna ulaşabilmektedir. Çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'ların dikey motorları geçiş esnasında hava aracının kararlı biçimde havada kalmasına katkı sağlamaktadır. Uçuşun büyük bir bölümü ise, verimlilik avantajları nedeniyle sabit kanat (seyir) modunda tamamlanmaktadır. Bu uçuş fazında meydana gelebilecek kontrol yüzeyi arızaları, sistemin kararlılığı ve görev sürekliliği açısından ciddi riskler oluşturmaktadır. Bu İHA sisteminde hem dikey hem de yatay uçuş modlarını destekleyen yapılar nedeniyle birden fazla aktüatörün aynı anda görev yapması, arıza tespiti ve kontrol stratejilerinin tasarımını oldukça karmaşık hâle getirmektedir. Bu sistemlerde sıkça karşılaşılan arızalar genellikle aktüatörlerdeki bozulmalar, sensör kaynaklı arızalar ya da dış çevresel etkenlerden kaynaklanan sapmalar olarak ortaya çıkmaktadır. Özellikle motorlar ve aerodinamik kontrol yüzeyleri (elevator, aileron, flap, rudder) sistemin uçuş performansı açısından kritik öneme sahiptir. Dolayısıyla, bu bileşenlerde meydana gelen arızalar uçuşun güvenli şekilde sürdürülmesini ve görev başarısını doğrudan etkilemektedir. Seyir esnasında İHA sisteminde kontrol yüzeyi bozulmaları, uçuş dinamikleri üzerinde önemli sapmalara neden olarak sistemin bütünsel güvenliğini tehdit etmektedir. Bu gibi durumlarda, İHA sisteminin uçuş istikrarını koruyabilmek için arıza teşhisi ve izolasyonu (Fault Detection and Isolation– FDI) ve arıza toleranslı kontrol (Fault-Tolerant Control – FTC) yaklaşımları devreye girmektedir. Arıza teşhisi, ölçüm verileri ile sistemin beklenen davranışı arasındaki farkları analiz ederek arızaların yeri ve türünü belirlemeye odaklanır. Bu bağlamda, FDI ve FTC yapıları, özellikle aktüatör kaynaklı bozulmaların giderilmesinde bütüncül bir kontrol yapısının temel bileşenleri olarak sayılmaktadır. Son yıllarda yapılan araştırmalar, model tabanlı ve veri odaklı yaklaşımların birlikte kullanıldığı daha esnek, uyarlanabilir ve sağlam kontrol sistemlerinin ön plana çıktığını göstermiştir. Bu gelişmelere paralel olarak, çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'lar, özellikle uçuş güvenliğini sağlayacak arıza toleranslı kontrol mimarilerinin geliştirilmesi açısından önemli bir çalışma alanı oluşturmuştur. Fazla sayıda kontrol elemanına sahip olmaları ve geçiş fazlarındaki aerodinamik değişkenlikler nedeniyle, bu platformlarda kararlı uçuşun sürdürülebilmesi adına yedeklilik göz önüne alınarak FTC stratejilerinin geliştirilmesi gerekmektedir. Bu çalışmada, seyir uçuşu sırasında meydana gelen kontrol yüzeyi arızalarına karşı, normalde pasif durumda bulunan dikey motorların yalnızca arıza tespit edildiğinde devreye alınması esasına dayanan bir yedek kontrol yaklaşımı sunulmuştur. Böylece hem sistemin enerji verimliliği korunmakta hem de kontrol yüzeylerinin yetersiz kaldığı durumlarda uçuş kararlılığı sürdürülebilmektedir. Sürekli çalışan yedek sistemlerin aksine, bu yöntem yalnızca gerektiğinde müdahale ettiği için güç tüketimi açısından daha avantajlıdır. Arıza durumlarında görev sürekliliğini destekleyen bu yapı, özellikle çoklu kontrol yüzeyi arızalarında sistemin tepki verebilmesini sağlayarak genel uçuş güvenliğini artırmaktadır. Böylece kontrol yüzeylerinde arıza durumlarında aktüatör yedekliliği sağlanmış ve aynı zamanda aerodinamik yüzeylere olan bağımlılık da azaltılmıştır. Çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'nın aerodinamik ve mekanik karakteristiklerini yansıtan doğrusal olmayan matematiksel bir model oluşturulmuştur. Elde edilen bu model MATLAB/Simulink ortamına aktarılmış ve sistem davranışları gerçek zamanlı bir simülasyon ortamında incelenmiştir. İHA'nın aktüatör sistemi, bir adet yatay motor, dört adet dikey motor, iki aileron ve ters V-kuyruk konfigürasyonuna sahip kontrol yüzeylerinden oluşmaktadır. Döner kanat ve sabit kanat uçuş modları için ayrı kontrolcü yapıları geliştirilmiş olup, her mod için uygun aktüatör komutları üretilmiştir. Sistemde kullanılan kontrol yapısı, her uçuş modu için kademeli bir PID mimarisi ile desteklenmiştir. Bu kademeli yapıda; konum kontrolcüsü çizgisel hız referanslarını üretmekte, hız kontrolcüsü yönelim açılarını, yönelim kontrolcüsü açısal hızları ve açısal hız kontrolcüsü ise doğrudan aktüatör komutlarını oluşturmaktadır. Tasarlanan bu yapı, fiziksel ilişkiler gözetilerek sistem dinamiklerine uygun şekilde yapılandırılmıştır. Tasarlanan kontrolcülerin parametre değerleri belirlenirken İHA sisteminin dinamikleri dikkate alınmıştır. Sabit kanat modunda kullanılan kontrol yüzeylerinin davranışı hızlı olmasına rağmen dikey motorların yavaş dinamik yapısı dikkate alınarak sabit kanat kazançları belirlenmiştir. Kontrol yüzeylerinde arıza oluşması durumunda arızayı tespit etmek için geliştirilen algoritma, kontrol yüzeyi açı komutlarını kullanarak servo modeline vermektedir. Servo modelinden çıkan servo açısı (beklenen) ile servo tarafından geri besleme olarak verilen kontrol yüzeyi açı verisi karşılaştırılarak sapmalar analiz edilmektedir. Sapma miktarı belirlenen eşik değerini aşması durumunda arıza sinyali üretilmektedir. Kontrol yüzeylerinden aynı kontrol ekseni için iki kontrol yüzeyinin de arızalanması durumunda kontrol tahsis algoritması devreye girerek mevcut komutları kontrol yüzeyleri ve dikey motorlar arasında yeniden dağıtmaktadır. Bu dağıtım sonucunda kontrol yüzeylerinin yapamadığı kontrolcü çıkışları dikey motorlar tarafından sağlanmaktadır. Simülasyon ortamında kontrol yüzeylerinde arıza olmama durumları test edilmiş ve İHA sisteminin başarılı bir şekilde görevini yerine getirdiği görülmüştür. Arıza senaryosu testlerinde, önerilen FTC yapısının hem tekli hem de çoklu kontrol yüzeyi arızalarını başarıyla tespit ettiği ve sisteme uygun tepki vererek uçuş kararlılığını koruduğu gözlemlenmiştir. Özellikle tek bir aileron ya da ters V-kuyruk yüzeyinin arızalanması durumlarında mevcut aerodinamik yüzeylerle dengeleme mümkün olmuştur. Ancak her iki yüzeyin eş zamanlı arızalanması halinde kontrolün kaybedildiği eksende durum açısının korunamadığı görülmüştür. Aileron kontrol yüzeylerinin kaybedilmesi durumunda yuvarlanma ekseninden, ters V-kuyruk kontrol yüzeylerinin kaybedilmesi durumunda yunuslama ekseninden kontrolün kaybedildiği görülmüştür. Bu iki durumda aerodinamik yüzeylerin yetersiz kaldığı, bu nedenle dikey motorların aktif hale getirilmesiyle kaybedilen yönelim ekseni üzerindeki kontrol otoritesinin yeniden tesis edildiği görülmüştür. Bu gibi senaryolarda geliştirilen kontrol tahsis algoritması dikey motorlar üzerinden yeni bir kontrol otoritesi oluşturmuş ve böylece sistemin yönelimi güvenli biçimde stabilize edilmiştir. Sonuç olarak, bu tezde geliştirilen FTC mimarisi, çift sistem dikey kalkış ve iniş İHA'ların seyir uçuşu gibi kritik görev fazlarında karşılaşabilecekleri kontrol yüzeyi arızalarına karşı güvenli, esnek ve enerji verimli bir çözüm sunmaktadır. Yalnızca ihtiyaç anında devreye giren dikey motor yapısı sayesinde sistemin hem dayanıklılığı hem de enerji etkinliği artırılmıştır. Geliştirilen yöntem, hem askeri hem de sivil uygulamalara yönelik uygulanabilir ve ölçeklenebilir bir kontrol mimarisi olarak değerlendirilmiştir.

Özet (Çeviri)

Dual-system vertical take-off and landing (VTOL) unmanned aerial vehicles (UAVs) are hybrid aerial platforms that integrate both fixed-wing and rotary-wing flight modes, thereby enabling vertical take-off / landing, as well as efficient forward cruise flight. This hybrid structure offers significant advantages, particularly for missions in constrained environments such as urban operations where runway-independent deployment is essential. In recent years, the use of such UAVs has been rapidly expanding in various domains, including reconnaissance, surveillance, transportation, and disaster response. The evolution of Vertical Take-Off and Landing aircraft began in the 1940s with rotorcraft like the Sikorsky VS-300, demonstrating early vertical lift capabilities. In the 1950s, unmanned systems such as the Gyrodyne QH-50 introduced rotary-wing VTOL applications for military use. The 1960s brought advancements in fixed-wing VTOL through jet deflection and tilt-wing configurations, as seen in the Lockheed XV-4 and Canadair CL-84, while tail-sitter designs like the XFY Pogo explored vertical lift with fixed aerodynamic surfaces. Tiltrotor technology emerged in the 1970s with the Bell XV-15, laying the groundwork for the operational V-22 Osprey. In the 2000s, hybrid configurations combining fixed- and rotary-wing features appeared, enabled by progress in UAV autonomy, lightweight materials, and propulsion systems—examples include the RQ-8 Fire Scout and X-36. From the 2010s onward, platforms like NASA's X-Plane, DARPA TERN, and AirMule have focused on hybrid-electric, distributed propulsion, and autonomous flight, forming the basis for today's dual-system VTOL UAV architectures. Dual-system VTOL UAVs operate in three primary flight phases: rotary-wing mode, fixed-wing mode, and transition mode. In rotary-wing mode, the UAV performs vertical maneuvers such as takeoff, landing, and hovering via vertically oriented electric motors. In fixed-wing mode, cruise flight and trajectory tracking are achieved using a horizontal thrust motor and aerodynamic control surfaces. During the transition phase, both propulsion systems operate simultaneously. In this phase, the horizontal thrust motor operates at full power to accelerate the UAV forward. As speed increases, the lift generated by the rotary-wing motors gradually diminishes, transferring authority to the aerodynamic lift produced by the fixed-wing. Additionally, control surfaces, which are less effective at low speeds, become more dominant as the UAV gains velocity. From a mission profile perspective, takeoff is performed in rotary-wing mode, followed by the transition phase, after which the UAV switches to fixed-wing mode upon reaching a certain speed threshold. A path-following algorithm has been developed for the UAV system in fixed-wing mode. This algorithm determines the trajectories the UAV should follow during cruise flight. The algorithm first identifies the closest point on the desired path and selects a reference point at a predetermined distance ahead. This target point is defined in the global coordinate system, and the UAV's velocity vector is directed toward it. During this process, the UAV generates a roll command to achieve the desired orientation. The same method is applied when the UAV needs to follow a circular path with a specified radius. Additionally, altitude control is achieved through pitch angle commands. The desired pitch angle induces a vertical velocity in the earth frame, allowing the UAV to reach the commanded altitude. During transition, the vertical motors of dual-system VTOL UAVs contribute to maintaining stable flight. However, most of the flight is conducted in fixed-wing (cruise) mode due to its efficiency advantages. Control surface failures in this phase pose significant risks to system stability and mission continuity. The simultaneous operation of multiple actuators supporting both vertical and horizontal flight modes complicates fault detection and control strategy design. Common failures in these systems include actuator degradations, sensor faults, and deviations caused by external environmental factors. Particularly, motors and aerodynamic control surfaces (elevator, aileron, flap, rudder) are critical for flight performance. Thus, failures in these components directly impact flight safety and mission success. Control surface degradations during cruise flight can cause significant deviations in flight dynamics, threatening overall system safety. In such cases, fault detection and isolation (FDI) and fault-tolerant control (FTC) strategies are employed to maintain flight stability. FDI analyzes discrepancies between measured data and expected system behavior to identify fault locations and types. In this context, FDI and FTC structures serve as fundamental components of a holistic control framework, particularly in mitigating actuator-related degradations. Recent research highlights the emergence of more flexible, adaptive, and robust control systems that integrate model-based and data-driven approaches. In line with these advancements, dual-system VTOL UAVs present a critical research area for developing fault-tolerant control architectures to ensure flight safety. Due to their numerous control elements and aerodynamic variability during transition phases, FTC strategies must incorporate redundancy to sustain stable flight. This study proposes a backup control approach in which the vertical motors—normally passive—are activated only upon detection of a fault in control surfaces during cruise. This strategy preserves energy efficiency while ensuring flight stability in cases where aerodynamic surfaces are insufficient. Unlike continuously operating redundant systems, this method intervenes only when necessary, offering a more energy-efficient alternative. This structure supports mission continuity in fault scenarios, particularly when multiple control surfaces are compromised, thus enhancing overall flight safety. It ensures actuator redundancy and reduces dependency on aerodynamic surfaces. A nonlinear mathematical model that captures the aerodynamic and mechanical characteristics of a dual-system VTOL UAV has been developed. This model was implemented in the MATLAB/Simulink environment and used to simulate system behavior in real time. The actuator system comprises one horizontal motor, four vertical motors, two ailerons, and control surfaces in an inverted V-tail configuration. Separate control architectures were designed for rotary-wing and fixed-wing flight modes, with mode-specific actuator commands generated accordingly. A staged PID controller architecture supports each flight mode, structured to reflect physical relationships and system dynamics. In this multi-tiered structure, the position controller generates linear velocity references, the velocity controller sets attitude references, the attitude controller produces angular rate references, and the angular rate controller generates actuator commands. The control parameters were adjusted taking into account the fast dynamics of the aerodynamic surfaces and the slower response of vertical motors, particularly in fixed-wing mode. To detect control surface failures, an algorithm was developed that compares commanded surface angles with feedback from the servo model. The expected servo angle is compared against the feedback value, and any deviation exceeding a defined threshold triggers a fault signal. When both control surfaces responsible for the same control axis fail, the control allocation algorithm redistributes control commands between the remaining aerodynamic surfaces and the vertical motors. In this scenario, vertical motors generate control outputs for axes where aerodynamic surfaces do not respond. The UAV system was tested in simulation under nominal and faulty conditions. Under fault-free scenarios, the UAV successfully completed its mission. In failure scenarios, the proposed fault-tolerant control (FTC) structure successfully detected and handled multiple control surface faults and maintained flight stability by generating appropriate control responses. Specifically, in cases where a single aileron or inverted V-tail surface failed, the remaining aerodynamic surfaces were sufficient for compensation. However, simultaneous failure of both surfaces resulted in loss of control over the respective rotational axis. Roll control was observed to be lost upon failure of both ailerons, while pitch control was lost upon failure of the inverted V-tail surfaces. In such cases, the vertical motors were activated, reestablishing control authority over the affected axis. The control allocation algorithm provided a new control channel through vertical thrust, allowing safe stabilization of the UAV's orientation. In conclusion, the FTC architecture developed in this thesis provides a safe, flexible, and energy-efficient solution against control surface failures during critical flight phases such as cruise. By activating the backup vertical motors only when necessary, both the robustness and energy efficiency of the UAV system are improved. The proposed method offers a scalable and field-deployable control architecture applicable to both military and civilian dual-system VTOL UAV operations.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    726751

    Development of flapping wing mechanism for micro aerial vehicles

    Mikro hava araçları için kanat çırpma mekanizması geliştirilmesi

    HAYRİYE CANSU PAKSOY

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Mekatronik MühendisliğiYıldız Teknik Üniversitesi

    Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. HÜSEYİN ÜVET

  2. Tez No

    338224

    Dinamik ortamlar için yeni bir gerçek zamanlı evrimsel seyrüsefer planlama ve güdümleme sistemi

    A new real time evolutionary navigation planning and guidance system for dynamic environments

    FERHAT UÇAN

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2013

    Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrolİstanbul Teknik Üniversitesi

    Bilgisayar Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. DENİZ TURGAY ALTILAR

  3. Tez No

    949050

    Quadrotor actuator fault detection and isolation. a model-based approach

    Döner kanat aktüatör arıza tespiti ve izolasyonu. model tabanlı bir yaklaşım

    MUHAMMED ARSLAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2025

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. GÖKHAN İNALHAN

  4. Tez No

    613291

    Comparison of satellite positioning techniques on unmanned aerial vehicle based photogrammetry

    İnsansız hava aracı ile fotogrametride uydu konumlama tekniklerinin karşılaştırılması

    ERSİN TURAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Jeodezi ve Fotogrametriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Geomatik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. BİHTER EROL

  5. Tez No

    139987

    Kozlu 1nolu kuyunun derinleştirilmesinin incelenmesi

    Investigation of the deepening Kozlu no 1 staff

    FAİK ALP

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2003

    Maden Mühendisliği ve MadencilikZonguldak Karaelmas Üniversitesi

    Maden Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. NURİ ALİ AKÇIN

Geri Dön