Flight control law design for fighter aircraftsexploiting nonlinear control techniques

Doğrusal olmayan kontrol teknikleri kullanılaraksavaş uçakları için uçuş kontrol yasası tasarımı

PDF İndir

Tez No: 955662
Yazar: BORA AKARYILDIZ
Danışmanlar: PROF. DR. YAPRAK YALÇIN
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: 215

Özet

Savaş uçakları, esas olarak hava-hava görevleri gerçekleştirmek üzere tasarlanmış askeri uçaklardır ve yüksek çeviklik ile manevra kabiliyetine ihtiyaç duyarlar. Bu yüksek çeviklik ve manevra kabiliyeti, uygun bir aerodinamik tasarım ve kararlılık ve kontrol özelliklerini artıran uçuş kontrol döngüsünün ile pilotun uçağı uçurma iş yükünü en aza indirecek şekilde kontrol yeteneklerini iyileştiren bir fly-by-wire sistemiyle sağlanır. Pilot iş yükü ve kontrol niteliklerinin ölçümü, çeşitli askeri standartlarda sağlanan niceliksel uçuş ve kontrol metriklerine dayanır. Bu metrikler, bir uçuş kontrol yasasının tasarımına yol göstererek öngörülen Seviye 1 kullanım kalitesini elde etmeyi amaçlar. Bu nedenle, uçuş kontrol yasası tasarımı, pilot iş yükünü en aza indirmek amacıyla bu kriterlere dayalı olarak yapılır. Ancak yalnızca kullanım kalitesi metriklerini sağlamak, uçuş güvenliği için hayati olan uçuş kontrol döngüsünün kararlılık gürbüzlüğü ile ilgili ek gereksinimleri karşılamaya yeterli değildir. Savaş uçakları için endüstride kullanılan çeşitli uçuş kontrol yasası yaklaşımları mevcuttur. İlk seri üretim fly-by-wire savaş uçağı olan F-16, yunuslama ekseninde geri besleme değişkenleri olarak yunuslama açısal hızı ve hücum açısını kullanan klasik doğrusal kontrol yasalarını kullanmaktadır. Yanal eksenler için ise stabilite eksenindeki dönme ve yalpalama açısal hızı ile birlikte yanal ivme geri beslemesi kullanılmaktadır. Doğrusal kontrol yasasına ek olarak, dönme ekseninde daha iyi kullanım kalitesi sağlamak için dual lag (çift gecikmeli) filtre adı verilen doğrusal olmayan bir ön filtre de kullanılmaktadır. Doğrusal olmayan bileşenlerin kullanımı, 1970'lerdeki ilk seri üretim fly-by-wire savaş uçaklarına kadar dayanmaktadır. 1988 yılında ilk uçuşunu gerçekleştiren İsveç yapımı savaş uçağı JAS-39 da, doğrusal kontrol yasalarını tamamlamak için uçuş kontrol yasasında doğrusal olmayan filtreler kullanmaktadır. Bu uçakta kullanılan doğrusal olmayan filtreye faz telafi eden hız sınırlayıcı (phase compensating rate limiter) denir ve bu filtre, doğrusal olmayan kontrol yüzeyi büküm hızı satürasyonunun gerçekleştiği durumlarda ortaya çıkan ani faz kaybını telafi etmek amacıyla kullanılmaktadır. Kontrol yüzeyi büküm hızı satürasyonu sırasında meydana gelen ani faz kaybı, döngünün etkin gecikmesini artırarak kararsızlığa ve JAS-39'da yaşandığı gibi felaketle sonuçlanabilecek olaylara yol açabilir. Bu sorun, doğrusal olmayan faz telafi eden oran sınırlayıcı sayesinde çözülmüştür. 1990'ların sonu ve 2000'lerin başında geliştirilen EF-2000, doğrusal olmayan dinamiklerin etkisini azaltmak için doğrusal diferansiyel PI algoritması ile birlikte doğrusal olmayan kontrol yasaları kullanmıştır. Doğrusal olmayan kontrol yasası, doğrusal kontrol yasasının yeterince azaltamadığı belirli olumsuz doğrusal olmayan dinamikleri iptal eden kısmi bir dinamik terslemeyi içermektedir. Buna ek olarak, son teknoloji ürünü F-35, doğrusal olmayan dinamik tersleme tabanlı bir uçuş kontrol yasası kullanmaktadır. Bu yaklaşım teorik olarak, uçağın dinamiklerini istenen dinamiklerle değiştirmeye olanak tanımaktadır; ancak bu, uçuş kontrol bilgisayarında oldukça karmaşık bir aerodinamik ve atalet veritabanı gerektirir ve performansı, uçuş kontrol bilgisayarında uygulanan modelin doğruluğuna yüksek derecede bağlıdır. Bu tezde, çeşitli endüstriyel uçuş kontrol yasası uygulamalarında kullanılan doğrusal olmayan kontrol teknikleri, tek bir uygulama altında toplanarak, bir savaş uçağı için daha iyi kullanım kalitesi ve kontrol nitelikleri sağlamak amacıyla uçuş kontrol yasası tasarımında ele alınmıştır. Doğrusal uçuş kontrol yasası tasarımı, endüstriyel optimizasyon araç kutularından ilham alınarak oluşturulan çok aşamalı bir optimizasyon şeması temelinde gerçekleştirilmiştir. F-16'da kullanılan dual lag filtresi ve JAS-39'da kullanılan faz telafi eden hız sınırlayıcı, tanımlayıcı fonksiyon teknikleri kullanılarak yeniden değerlendirilmiş ve doğrusal tasarım ve analiz faaliyetlerine dahil edilmiştir. EF-2000'de kullanılan kısmi dinamik tersleme yaklaşımı da uçuş kontrol yasasına eklenmiş ve doğrusal olmayan dinamiklerin, doğrusalleştırma sırasında yakalanamayan kısımları bu terimler aracılığıyla telafi edilmiştir. Böylece, doğrusal tasarım değiştirilmeden, bu doğrusal olmayan dinamik etkiler bastırılmıştır. Birinci bölümde, çeşitli savaş uçakları için endüstride kullanılan uçuş kontrol yasalarına dair kısa bir inceleme yapılmıştır. Bu savaş uçaklarında kullanılan doğrusal olmayan bileşenler vurgulanmış ve kullanılma gerekçeleri açıklanmıştır. İkinci bölümde, doğrusal olmayan altı serbestlik dereceli uçak simülasyon modelinde kullanılan bir uçağın hareket denklemlerinin türetilmesi açıklanmıştır. Uçak hareketinin gösteriminde kullanılan yaygın eksen tipleri verilmiş ve taşıma teoremi ile Newton'un ikinci yasası kullanılarak bir uçağın translasyonel ve rotasyonel hareketine ilişkin dinamik denklemler türetilmiştir. Ayrıca, gövde ekseni açısal hızları ile Euler açı hızlarını ilişkilendiren Euler'in kinematik denklemi de verilmiştir. Konu olan savaş uçağının NASA Langley rüzgar tüneli testlerinden elde edilen aerodinamik modeli sunulmuştur. Uçağın kütle ve atalet özellikleri verilmiştir. Yoğunluk, dinamik basınç ve eşdeğer hava hızı hesaplamalarında kullanılan çevresel model açıklanmıştır. Uçağın her bir kontrol yüzeyi için kullanılan hız ve konum satürasyon değerleriyle birlikte üçüncü mertebeden aktüatör modelleri, ayrıca her bir kontrol değişkeni için gecikmeler ve gürültü filtreleri de sağlanmıştır. Üçüncü ve dördüncü bölümlerde, doğrusal olmayan simülasyon modelinin trim (denge noktası bulma) ve doğrusallaştırma süreçleri açıklanmış, aerodinamik veri tabanı ve doğrusal hava aracı modelleri kullanılarak yalın hava aracının kararlılık ve kontrol analizleri gerçekleştirilmiştir. Statik yanal ve boylamsal kararlılık katsayıları, hücum açısına bağlı olarak, çeşitli kayma açılarında, öndeki kenarı kanadı (leading edge flap) ve aileron-rudder bağlantı kazancı (aileron to rudder interconnect gain schedule) ile birlikte incelenmiştir. Bu analizle, uçağın kontrol kaybı veya sapma (departure) yaşamadan ulaşabileceği maksimum güvenli hücum açısı belirlenmiştir. Bu amaçla yaygın olarak kullanılan LCDP, C_(n_(β,dyn) ) ve derin stall (deep stall) hücum açısı metrikleri incelenmiş, bu metriklerden elde edilen en küçük hücum açısı, maksimum güvenli hücum açısı olarak belirlenmiştir. Bunun ardından, rijit gövde modlarının doğal frekansları ve sönüm oranları, eşdeğer hava hızı ve irtifaya bağlı olarak incelenmiş ve doğrusal kontrol yasası tasarımı için tasarım noktaları belirlenmiştir. Beşinci bölümde, uçuş kontrol yasası tasarımı ve analiz faaliyetlerinde kullanılan ve kapalı döngü uçağın kullanım kalitesi ve kararlılık gürbüzlüğünü ölçmek için kullanılan tasarım gereksinimleri açıklanmıştır. Tasarım gereksinimleri; askeri standartlara göre karşılanması beklenen kazanç ve faz marjı gibi tek döngü (single loop) gereksinimlerinin yanı sıra, daha kapsamlı bir kararlılık dayanıklılığı değerlendirmesi sağlamak için eşzamanlı kırık döngü transfer matrislerinin μ analizi (mu-analysis) gibi yöntemleri içermektedir. FHQ (uçuş ve kullanım kalitesi) kriterleri ise büyük oranda askeri standartlar ve Gibson kriterlerinden oluşmakta, buna ek olarak PIO II (Pilot-Induced Oscillation) sorununu ele almak amacıyla ilave kriterler de sunulmaktadır. Altıncı bölümde, doğrusal kontrol yasalarının tasarımında kullanılan çok hedefli (multi-objective) optimizasyon yöntemi açıklanmıştır. Bu tezde kullanılan çok hedefli optimizasyon yaklaşımı büyük ölçüde CONDUIT'ten esinlenmiş olup, belirli gereksinim setlerinin karşılandığı çok aşamalı bir yapıyı içermektedir. Her bir optimizasyon aşaması sırası ile uçuş güvenliği açısından daha çok önem arz eden gereksinim setlerini içermektedir. Bu doğrultuda, birinci aşamada, tüm kararlılık ile ilgili gereksinimler karşılanana kadar doğrusal kontrolör parametreleri optimize edilir. Kararlılık gereksinimleri sağlandığında, optimizasyonun ikinci aşamasına geçilir ve burada FHQ ve PIO gereksinimleri, kontrolör parametreleri optimize edilerek karşılanır. Takip eden aşamalarda, daha önceki sonuçların geçerliliği korunarak bir toplam amaç fonksiyonu (sum objective) minimize edilir; bu, önceki hedeflerin kısıt fonksiyonu olarak tanımlanmasıyla sağlanır. Bu sayede tanımlanan amaç fonksiyonuna göre optimal bir çözüm elde edilir. Optimizasyon sürecinde, gereksinim setine ait amaç fonksiyonlarının maksimumu kullanılarak bir min-max stratejisi uygulanır. Bu yöntemle, gereksinim setindeki tüm hedeflerin karşılanması garanti altına alınırken, hesaplama maliyeti de azaltılmış olur. Her bir gereksinime ait amaç fonksiyonu, hedef puanı (objective score) ait olduğu gereksinimin Seviye 1 değerine değerine karşılık bir olacak şekilde normalize edilir. Böylece, hedef puanı bir olduğunda, herhangi bir gereksinimin Seviye 1 değerine ulaşıldığı anlaşılır ve tüm gereksinimler ortak bir ölçeğe göre normalize edilmiş olur. Yedinci bölümde, doğrusal olmayan kontrol yasaları ve doğrusal olmayan filtrelerden oluşan doğrusal olmayan kontrol elemanları açıklanmıştır. Eylemsizlik (inertial coupling) etkisi, yüksek açısal hızlar altında, örneğin yüklü tona manevralarında veya yüksek hücum açısı manevralarında meydana gelir ve bu durum, kontrol kaybı ve uçuş sapmasına (departure) yol açabilir. Doğrusal kontrolör, bu durumu bastırmakta yetersiz kalabileceği için doğrusal olmayan kontrol teknikleri kullanılmaktadır. Doğrusal olmayan uçak dinamiğinin eylemsizlik etkisi oluşturan terimlerini iptal eden doğrusal olmayan kontrol yasasının türetilmesi, kısmi dinamik tersleme yöntemi kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Bu sayede, yalnızca eylemsizlik etkisini oluşturan terimler iptal edilmekte, geri kalan terimler ise doğrusal kontrol yasaları ile ele alınmaktadır. Ayrıca, kayış açısı birikimine neden olan yerçekimi kaynaklı ivme terimlerini iptal edecek şekilde gereken yalpalama açısal ivmesini üreten doğrusal olmayan bir kontrol yasası da türetilmiştir. Bu sayede, ek bir kayış açısı bastırma yeteneği elde edilmiştir. Buna ek olarak, dönme ekseninde bir ön filtre olarak kullanılan ve daha yumuşak bir dönme başlatma (roll-in) ve ani bir dönme sonlandırma (roll-out) hareketi sağlayarak dönme eksenindeki kontrol niteliklerini iyileştiren doğrusal olmayan dual lag (çift gecikmeli) filtresi, tanımlayıcı fonksiyon yöntemleriyle analiz edilmiştir. Bu filtrenin parametreleri, bir çeviklik ölçütü (agility metrics) çalışması temelinde seçilmiştir. Ayrıca, her bir ana kontrol yüzeyi için faz telafi eden hız sınırlayıcılar (phase compensating rate limiters) belirlenmiş ve bir faz telafi eden oran sınırlayıcının frekans tanım bölgesindeli davranışı yine tanımlayıcı fonksiyon yöntemiyle açıklanmıştır. Sekizinci bölümde, boylamsal eksen için tasarlanan doğrusal kontrol yasaları açıklanmıştır. İki ayrı kontrol yasası tasarlanmış olup, bunlardan biri normal ivme (normal acceleration) ve diğeri yunuslama açısal hızını (pitch rate) komut etmektedir. Kontrol yasasında, bir kararlılık ve kontrol iyileştirme sistemi (SCAS) kullanılmıştır; bu sistem, bir ileri besleme (feedforward) ve bir geri besleme (feedback) yolundan oluşmaktadır. İleri besleme yolunda, uçuş ve kullanım kalitesini (FHQ) iyileştirmek için uçağın mevcut T_(θ_2 ) değerini maskeleyen ve yerine istenen T_(θ_(2,des) ) değerini atayan bir ön filtre bulunmaktadır. İleri besleme bileşeni, ileri yola bir sıfır yerleştirerek integral kutbunu iptal eder ve kapalı döngü cevabını, istenen uçuş ve kullanım kalitesi için önemli olan klasik bir ikinci dereceden yunuslama açısal hızı yanıtına benzetir. Normal ivme ve yunuslama açısal hızı üzerindeki kontrol değişkeni modifikasyonları, boylamsal ve yanal eksenler arasındaki kinematik bağlaşımı (coupling) en aza indirecek şekilde gerçekleştirilmiş ve böylece her bir eksenin birbirini etkilemeden daha düzgün ve düşük dereceli bir yanıt vermesi hedeflenmiştir. Her bir optimizasyon aşaması için amaç fonksiyonları tablo halinde sunulmuş, optimizasyon sonuçları ile birlikte kararlılık ve FHQ analiz sonuçları verilmiştir. Dokuzuncu bölümde, yanal eksen için doğrusal kontrol yasası tasarımı açıklanmıştır. Burada, stabilite ekseni dönme açısal hızı komut değişkeni olarak kullanılan bir kararlılık ve kontrol iyileştirme sistemi (SCAS) uçuş kontrol yasası olarak kullanılmıştır. Yanal eksende, yalpalama ekseni için kararlılık ekseni yalpalama açısal hızı yerine, iyileştirilmiş kayma açısı bastırma performansı ve Dutch-roll mod sönümlemesi için yaklaşık bir kayış açısı hızı (sideslip angle rate) kullanılmıştır. Ayrıca, Dutch-roll frekansını artırmak ve kayma açısını bastırmayı sağlamak için kayış açısı geri beslemesine bir alternatif olan yanal ivme geri beslemesi kullanılmıştır. Hücum açısı ile kayış açısı arasındaki kinematik ilişki nedeniyle oluşan kayış açısı birikimini en aza indirmek amacıyla bir aileron-rudder bağlantısı (aileron to rudder interconnect) tasarlanmış ve bu bağlantının tasarımı ile algılanan yanal ivme geri beslemesinin konumunun seçimi detaylı bir şekilde açıklanmıştır. Her bir optimizasyon aşaması için amaç fonksiyonları tablo halinde sunulmuş, optimizasyon sonuçları ile birlikte kararlılık ve FHQ analiz sonuçları verilmiştir. Onuncu bölümde, uçağın hem lineer hem de lineer olmayan kontrol yasaları altındaki davranışını değerlendirmek amacıyla çeşitli uçuş manevraları doğrusal olmayan simülasyonlar aracılığıyla gerçekleştirilmiştir. Aileron dönüşü, varil dönüşü, Herbst J ve pull-up push-over manevraları uygulanarak doğrusal olmayan kontrol yasalarının performansları karşılaştırılmış ve kontrol değişkeni modifikasyonları ile doğrusal olmayan filtrelerin sağladığı iyileşmeler ortaya konmuştur. Son bölümde, çalışma özetlenmiş, analiz sonuçları değerlendirilmiş ve gelecekteki çalışmalar tartışılmıştır.

Özet (Çeviri)

Fighter aircrafts are military aircrafts that are designed to conduct mainly air-to-air missions which require high agility and maneuverability. The high agility and maneuverability are provided by a suitable aerodynamic design and a fly-by-wire flight control system that augments the stability and control characteristics and improves the handling characteristics of the airframe such that the pilot workload for flying the aircraft is minimized. The measure of pilot workload and handling qualities are determined based on quantitative flying and handling quality metrics that are provided in various military standards. These metrics sort of guide a flight control law design to achieve predicted Level 1 handling qualities, therefore flight control law design is based upon these criteria in order to achieve minimal pilot workload. However, satisfying solely handling quality metrics is not sufficient by itself in order to meet airworthiness which requires satisfaction of additional requirements that are related to stability robustness of the flight control loop which are essential for the safety of flight. There are various flight control law approaches utilized in the industry for fighter aircrafts. The first production fly-by-wire fighter aircraft F-16 utilizes classical linear control laws which use pitch rate and angle of attack as feedback variables for the pitch axis. And it uses stability axis roll and yaw rate along with lateral acceleration feedback for the lateral-directional axes. In addition to the linear control law, a nonlinear prefilter called the dual lag filter is used in the roll axis for improved handling qualities. The use of nonlinear components falls back to as early as the first production fly-by-wire fighter aircraft in the 1970's. The Swedish fighter aircraft JAS-39 that conducted its first flight in 1988 also utilizes nonlinear filters in its flight control law to complement its linear control laws. The nonlinear filter that is used in this aircraft is called phase compensating rate limiter and it is used to recover the sudden phase loss that is experienced once the nonlinear control surface rate saturation occurs. The sudden phase loss during control surface rate saturation increases the effective delay of the loop which can cause instability and result in a catastrophic event as experienced with JAS-39. The nonlinear phase compensating rate limiter had solved this issue for this fighter aircraft. EF-2000 developed during the late 1990's and early 2000's has utilized a linear differential PI algorithm along with nonlinear control laws to cope with nonlinear dynamics which cannot be attenuated with linear control laws. The nonlinear control law was composed of a partial dynamic inversion that cancels specific adverse nonlinear dynamics that the linear control law cannot satisfactorily mitigate. Moreover, the state-of-art F-35 utilizes a flight control law that is based on nonlinear dynamic inversion. This solution theoretically allows one to replace the aircraft's dynamics with the desired dynamics however requires highly complex aerodynamic and inertial database of the aircraft in its flight control computer and its performance highly depends on the fidelity of the model implemented in its flight control computer. In this thesis, nonlinear control techniques applied in various industrial flight control law applications are gathered under one application and exploited during the flight control law design of a fighter aircraft for improved flying and handling qualities. A linear flight control law design is conducted based on a multi-stage optimization scheme that is inspired from industrial optimization toolboxes. The dual lag filter of the F-16 and the phase compensating rate limiter used in JAS-39 are re-evaluated and included in the linear design and analysis activities using describing function techniques. The partial dynamic inversion approach method used in EF-2000 are added to the flight control law such that the nonlinear dynamics that cannot be captured during the linearization are compensated using these terms while not altering the linear design. In the first chapter, a brief review of flight control laws used in the industry for several fighter aircrafts are explained. The nonlinear components used in these fighter aircrafts are highlighted and explained for their reasonings. In the second chapter, the derivations of the equations of motion of an aircraft used in the nonlinear six-degree of freedom aircraft simulation model are explained. The common axis types used for the depiction of the aircraft motion are given and dynamic equations for the translational and rotational motion of an aircraft are derived using the transport theorem and Newton's second law. Moreover, Euler's kinematic equation that relate body axis angular rates to Euler angle rates are depicted. The aerodynamic model of the subject fighter aircraft retrieved from NASA Langley wind tunnel tests are provided. The mass and inertial properties of the subject aircraft are given. The environmental model used for the calculation of air density, dynamic pressure and equivalent airspeed is explained. The third order actuator models for each control surface of the subject aircraft with their rate and position saturation values retrieved from the literature along with latencies and noise filters for each control variable are provided. In the third and fourth chapters, trim and linearization of the nonlinear simulation model are explained and stability and control analysis of the bare airframe is conducted using the aerodynamic database and linear aircraft models. Static lateral and longitudinal stability derivatives are inspected with respect to angle of attack for various sideslip angles with leading edge flap and aileron to rudder interconnect gain schedule to determine the maximum safe angle of attack that the aircraft can reach without loss of control or departure. For this, commonly used metrics LCDP, 〖C_n〗_(β,dyn) and deep stall angle of attack are investigated and the smallest angle of attack from these metrics determined the maximum safe angle of attack. After that, rigid body mode natural frequencies and damping ratios of the lateral and longitudinal axes are inspected with respect to equivalent airspeed and altitude to determine linear control law design points. In the fifth chapter, design requirements used in the flight control law design and analysis activities to measure the FHQ level and stability robustness of the closed loop aircraft are explained. The design requirements consist of single loop requirements such as gain and phase margin that are expected to be met according to military standards along with μ analysis of simultaneous broken loop transfer matrices for a more comprehensive stability robustness assessment. The FHQ criteria mostly consist of the military standards, Gibson criteria with an additional criterion to address PIO II issue. In the sixth chapter, the multi-objective optimization scheme used in the design of linear control laws is explained. The multi-objective optimization used in this thesis is mostly inspired from CONDUIT and has multiple stages wherein a certain set of requirements are met. The requirement sets are met in the order of importance regarding the safety of flight. So, in the first stage linear controller parameters are optimized until all of the stability related requirements are met. As soon as stability requirements are satisfied the second stage of the optimization starts wherein FHQ and PIO requirements are met by optimizing the controller parameters. In the following stages, a sum objective is minimized while preserving the feasibility of the earlier results by defining the prior objectives as the constraint function. This way an optimal solution according to the defined objective function can be obtained. A min-max strategy is utilized such that the maximum of the objective functions belonging to the requirement set is used in the optimization process. This way satisfaction of all of the objectives in the requirement set is guaranteed and computational cost is reduced. Each objective function for the requirements is normalized such that an objective score of one corresponds to the Level 1 of its related requirement. This way an objective score of one correspond to the Level 1 value of any requirement normalizing all of the requirements. In the seventh chapter, nonlinear control elements that are composed of nonlinear control laws and nonlinear filters are explained. Inertial coupling phenomenon is experienced under conditions with high angular rates such as loaded roll or high angle of attack maneuvering which can cause loss of control and departure of the aircraft. Linear controller can lack the performance to suppress this and thereby nonlinear control techniques are utilized. The derivation of the nonlinear control law that cancels the inertial coupling terms of the nonlinear aircraft dynamics is conducted performing a partial dynamic inversion. This way only the terms that cause the inertial coupling phenomenon are cancelled leaving the remaining terms to be handled with the linear control laws. In addition, a nonlinear control law that generate the required yaw acceleration to cancel out the gravitational acceleration terms that cause sideslip angle build up is derived. This way additional sideslip angle suppression is attained. Moreover, a nonlinear filter called the dual lag that is used as a prefilter for the roll axis and provides a smooth roll in and abrupt roll out motion for improved roll handling is analyzed using describing function methods. The parameters of this filter are chosen based on an agility metrics study. Also, phase compensating rate limiters for each primary control surfaces are determined and the behavior of a phase compensating rate limiter is explained in the frequency domain using again the describing function method. In the eighth chapter, the linear control law designs for the longitudinal axis are explained. Two distinct control laws are designed with one of them commanding normal acceleration and the other one commanding pitch rate. A stability and control augmentation system (SCAS) that is composed into feedforward and feedback paths is employed. The feedforward path consists of a prefilter that is used to replace or sort of mask the T_(θ_2 ) of the airframe and replace it with a desired T_(θ_(2,des) ) such that the desired FHQ is achieved. The feedforward component places a zero on the forward path such that the integral pole is cancelled and closed loop response resembles that of a classical second order pitch rate response that is important for satisfactory FHQ. Control variable modifications on both normal acceleration and pitch rate are done such that the kinematic coupling between the longitudinal and lateral axes are minimized aiming to achieve a smoother and low order response for each axis that does not alter one another. Objective functions for each optimization stage are tabulated and optimization results are given along with stability and FHQ analysis results. In the ninth chapter, the linear control law design for the lateral axis is explained. A stability and control augmentation system (SCAS) with stability axis roll rate as the command variable is employed as the flight control law. An approximated sideslip angle rate without the use of sideslip angle information is used in the directional axis instead of a stability axis yaw rate for improved sideslip suppression along with Dutch-roll damping augmentation. In addition, a lateral acceleration feedback, that is an alternative to sideslip angle feedback is used in the directional axis for Dutch-roll frequency augmentation and sideslip suppression. An aileron to rudder interconnect is used to minimize sideslip angle build up due to the kinematic relation between angle of attack and sideslip angle. The design of the aileron to rudder interconnect for sideslip minimization and the choice of the location of the sensed lateral acceleration are deeply explained. Again, objective functions for each optimization stage are tabulated and optimization results along with stability and FHQ analysis results are provided. In the tenth chapter, various flight maneuvers are conducted via nonlinear simulations to assess the behavior of the aircraft with both linear and nonlinear control laws. Aileron roll, barrel roll, Herbst J and pull-up push-over maneuvers are conducted to compare the performance of the nonlinear control laws and showcase the improvements with control variable modifications and nonlinear filters. In the last chapter, the study is summarized, analysis results are evaluated and future studies are discussed.

Benzer Tezler

Tez No
721304
Flying and handling qualities oriented longitudinal robust control of a fighter aircraft in a large flight envelope
Uçuş ve kullanım kalitelerine dayalı olarak bir savaş uçağı için geniş bir uçuş zarfı içerisinde dayanıklı boylamsal kontrolcü tasarımı
ZAFER KAÇAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Uçak Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. EMRE KOYUNCU
Tez No
493929
Sürekli zaman genelleştirilmiş öngörülü denetleyici ile F-16 uçuş denetim sistemi tasarımı
F-16 flight control system design by using continuous time generalized predictive control
HÜSEYİN AKTAN
Yüksek Lisans
Türkçe
2018
Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Hacettepe Üniversitesi
Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HÜSEYİN DEMİRCİOĞLU
Tez No
323792
A4 uçağı için geliştirilmiş otopilot tasarımı
Autopilot design for A4 aircraft
İBRAHİM CAN KARAGÖZ
Yüksek Lisans
Türkçe
2012
Uçak Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ELBRUS CAFEROV
Tez No
637412
Hava aracı modeli ve uçuş kontrol sistemi tasarımı
Aircraft model and flight control system design
UMMAHAN KIRIZ ATAK
Yüksek Lisans
Türkçe
2020
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol İstanbul Teknik Üniversitesi
Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET TURAN SÖYLEMEZ
Tez No
139360
Scheduled control design for the longitudinal and lateral directional motion of the F/A-18
F/A-18 ileri ve yanal yön hareketi için ayarlamalı denetim tasarımı
UFUK ARTUN
Yüksek Lisans
İngilizce
2003
Makine Mühendisliği Boğaziçi Üniversitesi
Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. EMRE KÖSE

Geri Dön