Geri Dön

Gain scheduling-based control design for full authority digital engine control of turboshaft engines in helicopter applications

Helikopter uygulamaları için turboşaft motorların tam yetkili sayısal motor kontrolü (FADEC) amacıyla kazanç zamanlamalı kontrol tasarımı

PDF İndir

  1. Tez No: 961751
  2. Yazar: MASOUD NOROUZI
  3. Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ İSMAİL BAYEZİT
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2025
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 109

Özet

Gaz türbinli motorlar, ilk tanıtıldıkları andan itibaren, olağanüstü itki/ağırlık oranları, kompakt yapıları ve kütlelerine oranla yüksek güç üretme kabiliyetleri nedeniyle havacılık endüstrisinin dikkatini çekmiştir. Bu benzersiz özellik kombinasyonu, özellikle ağırlığın en aza indirilmesinin ve performansın en üst düzeye çıkarılmasının kritik olduğu uygulamalarda, başta havacılık olmak üzere, gaz türbinlerini cazip bir seçenek haline getirmiştir. Helikopterlerin daha gelişmiş operasyonel gereksinimlere yanıt vermesiyle birlikte, örneğin yüksek irtifalarda uçuş, ani manevra kabiliyeti ve artırılmış faydalı yük kapasitesi gibi, pistonlu motorların sınırlamaları giderek daha belirgin hale gelmiştir. Bu durum, döner kanatlı hava araçlarında özellikle türboşaft konfigürasyonlu gaz türbinlerine doğru bir geçişi beraberinde getirmiştir. Türboşaft motorlar, daha geniş irtifa ve sıcaklık aralıklarında daha düzgün ve güvenilir çalışmayı mümkün kılmış, bakım gereksinimlerini azaltmış ve helikopterlerin genel operasyonel zarfını iyileştirmiştir. Gaz türbinli motorların geniş uçuş rejimleri ve yük koşulları altında güvenli, güvenilir ve verimli çalışmasını sağlamak için motor kontrol sistemi vazgeçilmezdir. Bu sistem, motor durumunu izleyen ve gerçek zamanlı kontrol aksiyonlarını gerçekleştiren bir sensör ve aktüatör ağı içerir. Bu yapının merkezinde yer alan Tam Yetkili Sayısal Motor Kontrolü (FADEC), kontrol sürecini dijital olarak yönlendirir ve motorun pilot komutlarına doğru şekilde yanıt vermesini sağlar. Sensörler, şaft hızları, sıcaklıklar, basınçlar ve yakıt akışı gibi kritik parametreleri sürekli olarak izleyerek kontrol sistemine geri bildirim sağlar. Bu geri bildirim temelinde sistem, motorun iç süreçlerini ayarlamak ve istenen performans hedeflerini sürdürmek için çeşitli aktüatörlere komutlar gönderir. Bu kontrol mimarisinin merkezinde, yakıtı yanma odasına hassas bir şekilde ileten yakıt dozajlama aktüatörü (FMV) yer alır. Bu, pilot komutları ve rotor yüklerindeki değişikliklere yanıt olarak motorun uygun güç çıkışı üretmesini garanti eder, özellikle helikopterlerde sık ve hızlı operasyonel talep değişimleri yaşandığından bu önemlidir. Yakıt kontrolünün yanı sıra, performansı optimize etmek için hava akışı ve motor geometrisini ayarlayan bir dizi aktüatör de vardır. Bunlar arasında değişken stator kanatçıkları (VSV), değişken tahliye vanaları (VBV), türbin soğutma vanaları ve giriş kılavuz kanatçıkları (IGV) bulunur. Bu bileşenler birlikte iç akış yollarını, basınç oranlarını ve soğutma stratejilerini ayarlayarak motor verimliliğini artırır, sürçmeyi önler ve bileşenleri termal ve mekanik gerilme veya yorulmadan korur. Bu entegre kontrol yaklaşımı, çalışma koşulları arasındaki geçişlerin düzgün olmasını sağlar ve güvenlik ile performans sınırlarına sıkı sıkıya bağlı kalınmasını temin eder. Bir tahrik sistemini modellemek karmaşık bir iştir ve bilgisayar teknolojisindeki ilerlemelerle birlikte tüm bileşenlerin entegrasyonu bu karmaşıklığı daha da artırmıştır. Piyasada gaz türbinli motorları modellemek için yeni yazılım paketleri mevcut olsa da, bu alanın hassas doğası nedeniyle çoğu araç ya sınırlıdır ya da kamuya açık değildir. MATLAB/Simulink ortamıyla tam uyumlu, açık kaynak kodlu bir yazılım paketine ihtiyaç duyulmaktadır. Simulink içinde çalışacak, bileşen düzeyinde esneklik sunacak ve genel bir simülasyon çerçevesi sağlayacak termodinamik geçici durum ve kontrol tasarımı simülasyon paketi ihtiyacını karşılamak için NASA Glenn Araştırma Merkezi tarafından Termodinamik Sistemlerin Modellenmesi ve Analizi İçin Araç Takımı (T-MATS) geliştirilmiştir. T-MATS, özelleştirilmiş termodinamik ve kontrol simülasyonları geliştirmek isteyen endüstri profesyonelleri veya akademisyenler tarafından kullanılabilecek, herhangi bir kısıtlaması olmayan, açık kaynaklı bir Simulink eklentisidir. Bu yazılım paketi, Simulink blok setlerine ek olarak sayısal iteratif çözücüler ve gelişmiş türbomakine bileşen modelleri gibi özel modelleme kütüphaneleri içerir. T-MATS yüklendiğinde, aşağıdaki blok setlerini içeren yeni bir Simulink kitaplığı oluşturur: Kontrol Algoritmaları ve Donanımı, Sayısal Yöntemler, Çözücüler ve Türbomakine. Kullanıcılar bu blokları modellerine sürükleyerek karmaşık simülasyonları hızlı bir şekilde oluşturabilir. Blok tasarımları parametreleştirilmiştir, bu da geliştiricilerin gerekli bilgileri kolayca girmesine olanak tanır. Termodinamik modellemeye ek olarak, T-MATS içerisinde Simulink simülasyonlarının geliştirme süresini azaltmak için Model Geliştirme Araçları da bulunur. Türboşaft motor dinamiklerinin doğrusal olmayan ve zamana bağlı yapısını ele almak amacıyla, bu çalışmada dalış, seviye uçuşu ve havada sabit duruş gibi farklı uçuş koşullarında çalışan helikopterler için kazanç zamanlama kontrolü (gain scheduling) uygulanmaktadır. Gaz türbinleri, termodinamik dalgalanmalar, mekanik kısıtlamalar, aerodinamik davranışlar ve çevresel koşullar veya pilot girdilerinden kaynaklanan değişiklikler nedeniyle güçlü doğrusal olmayanlıklar sergiler. Bu karmaşıklığı yönetmek için önce yüksek doğrulukta doğrusal olmayan bir motor modeli geliştirilmiş, ardından her biri bir kararlı çalışma noktasını temsil eden bir dizi denge noktası etrafında doğrusal hale getirilmiştir. Her çalışma noktası için, istenen çıkışları (örneğin şaft hızları) kararlı ve doğru bir şekilde izlemek amacıyla Oransal (P) ve Oransal-Integral (PI) denetleyiciler tasarlanmıştır. P denetleyici, yük değişimlerine bağlı olarak gaz üretici şaft hızındaki değişiklikleri yönetmek için kullanılırken, PI denetleyici helikopter rotoruna bağlı olan serbest türbinin hızını geçişlerde minimum aşım ile sabit tutmak için uygulanmaktadır. Bu denetleyiciler, önceden tanımlanmış bir zamanlama değişkenleri kümesine dayalı olarak entegre bir kazanç zamanlama çerçevesinde birleştirilmiştir. Bu değişkenler genellikle şaft hızı gibi ölçülebilir motor durumları ve irtifa gibi çevresel parametrelerden türetilir. Bu yapı, uçuş koşulları değiştikçe denetleyiciler arasında düzgün geçiş yapılmasını sağlarken, sistemin duyarlılığını ve kararlılığını korur. Simülasyon sonuçları, kazanç zamanlama stratejisinin hem kararlı hem de geçici koşullarda performans hedeflerine etkin şekilde ulaştığını ve türbin giriş sıcaklığı (TIT), kompresör basınç oranı ve rotor hızları gibi temel değişkenlerin çalışma sınırları içinde kaldığını göstermektedir. Sistem kararlılığını daha da sağlamak için, doğrusal olmayan kapalı çevrim sistem, küresel doğrusal hale getirme metodolojisi ile analiz edilmiştir. Bu, sistem dinamiklerinin birden fazla çalışma noktasında doğrusal hale getirilmesini ve bu modeller üzerinden kararlılığın değerlendirilmesini içerir. Tüm doğrusal modeller için kararlılığı garanti altına almak amacıyla ortak bir Lyapunov fonksiyonu, yani simetrik pozitif tanımlı bir matris P aranır. Bu, Doğrusal Matris Eşitsizlikleri (LMI) olarak formüle edilir ve YALMIP ile SeDuMi gibi dışbükey optimizasyon araçları kullanılarak çözülür. Lyapunov koşullarını sağlayan ortak bir matris P'nin varlığı, kapalı çevrim sistemin tanımlı çalışma zarfı boyunca asimptotik olarak kararlı olduğunu doğrular. Çalışma zarfı; düşük güç gerektiren dalış, orta güç isteyen seviye uçuş, yüksek güç gerektiren havada sabit duruş ve simülasyonda en yüksek güç ihtiyacını temsil eden ara nominal güç (IRP) koşullarını kapsar. Geçerlilik, tüm denge noktalarının kazanç zamanlama yasaları altında kararlılığını koruduğunun ve sistemin tipik operasyonel bozulmalara karşı sınırları içinde kaldığının gösterilmesiyle sağlanmıştır. Bu çalışmada, motorun mevcut çalışma durumunu belirlemek için üç temel zamanlama değişkeni kullanılmıştır: normalize edilmiş gaz üretici şaft hızı, Mach sayısı ve irtifa. Bu değişkenler sürekli olarak izlenmekte ve kazanç zamanlama çerçevesinde hem P hem de PI denetleyicilerin uygun ayarlara geçmesini sağlamaktadır. Gerçekçi geçiş dinamiklerini sağlamak ve ani yük değişimlerini önlemek amacıyla, rotor kaynaklı yük girdisine bir oran sınırlayıcı (rate limiter) uygulanmıştır. Bu mekanizma, referans profillerine göre yük geçişlerini yumuşatarak simülasyonun sağlamlığını artırır. Kontrol sinyalleri, PI denetleyicisinin serbest türbin şaft hızını düzenlemede baskın bir rol oynadığını ve hem kararlı hem de geçici koşullarda istikrarlı ve hassas performans sağladığını ortaya koymaktadır. P denetleyici ise ani güç talepleri veya uçuş rejimi değişiklikleri sırasında hızlı ve yüksek frekanslı düzeltici aksiyonlarla bu süreci tamamlamaktadır. Uygulanan kontrol mimarisi ile birlikte, üç türbomakine bileşeni, kompresör, gaz üretici türbin ve güç türbini, kendi performans haritaları dahilinde güvenli şekilde çalışmıştır. Kompresör, tüm çalışma noktalarında güvenli bir sürçme marjını koruyarak aerodinamik kararlılığı sağlamıştır. Ayrıca, yakıt akış hızı, özgül yakıt tüketimi (SFC), motor torku ve gaz üretici şaft hızı gibi kritik motor çıktıları da hedeflenen yörüngeleri başarıyla izlemiştir. TIT ve kompresör statik basıncı gibi parametreler de farklı yük koşullarında tatmin edici davranış sergilemiştir. Genel olarak, önerilen kontrol yapısı tanımlı çalışma zarfını başarıyla yönetmiş, helikopter motor dinamiklerini geniş bir uçuş koşulu aralığında kararlılık ve verimlilikle ele alma yeteneğini doğrulamıştır. Bu çalışmada kullanılan tüm veriler açık erişimli kaynaklardan elde edilmiştir.

Özet (Çeviri)

The engine control system is essential for the safe and reliable operation of gas turbine engines throughout diverse flight and load conditions. Incorporating a Full Authority Digital Engine Control (FADEC), the engine control system integrates various sensors for state feedback and actuators for executing control commands. The fuel metering actuator is central, precisely regulating fuel flow to the combustion chamber across all operational phases to meet pilot demands and load variations from the helicopter rotor. Simultaneously, the control system employs additional actuators to modulate airflow and engine geometry, including variable stator vanes, bleed valves, turbine cooling, and inlet guide vanes, optimizing engine performance while ensuring smooth transitions to new steady states and adherence to operational limits. This research explores the use of gain scheduling control for turboshaft engines in helicopters across various flight conditions like hovering, level flight, and descending. The dynamic characteristics of gas turbine engines are highly nonlinear, posing challenges for accurate modeling and control design. After developing a detailed engine model, it is linearized around multiple equilibrium points, and controller gains, including Proportional (P) and Proportional-Integral (PI) controllers, are designed for each steady-state operating point. To ensure smooth transitions between local controllers across varying operating conditions, a set of scheduling variables, comprising internal engine states and external operating parameters, is defined to represent the engine's current operating point. The gain scheduling strategy successfully achieved desired outputs at operating points and transitions, while keeping critical parameters like temperature, pressure, and shaft speeds within safe limits. The stability of the nonlinear closed-loop system is assessed using a global linearization approach, where the system is linearized at multiple operating points. A Lyapunov function, represented by a positive definite matrix P, is utilized to ensure stability across all linearizations. Convex optimization tools, such as YALMIP and SeDuMi, are employed to find a common matrix P that satisfies the stability condition. Validation is conducted by verifying that the equilibrium points confirm asymptotic stability under the given assumptions. All the data used in this study were obtained from open-source references.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    403118

    Linear parameter varying control of time-delayed systems and an application to air-fuel ratio control

    Başlık çevirisi yok

    SERDAR COŞKUN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2014

    Makine MühendisliğiUniversity of Houston

    PROF. KAROLOS GRIGORIADIS

  2. Tez No

    508396

    Performance analysis, dynamic simulation and control of mass-actuated airplane

    Başlık çevirisi yok

    ŞÜKRÜ AKİF ERTÜRK

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2016

    Havacılık MühendisliğiThe University of Texas at Arlington

    Prof. Dr. ATİLLA DOĞAN

  3. Tez No

    66464

    Toplam kalite yönetimi ISO 9000 standartları ve tekstil sektöründeki uygulaması

    Başlık çevirisi yok

    BANU ÖZBEK

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    1997

    Tekstil ve Tekstil Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Tekstil Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. FATMA KALOĞLU

  4. Tez No

    611642

    Extended kalman filter estimation based control of double twin rotor aerodynamic system

    Çift ikili rotor aerodinamik sistemin extended kalman filtresi tabanlı kontrolü

    FAZAL E NASIR

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Mekatronik MühendisliğiKocaeli Üniversitesi

    Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ZAFER BİNGÜL

  5. Tez No

    498480

    İnsansız hava araçları için kazanç ayarlamalı gürbüz kontrol

    Gain scheduled robust control of unmanned aerial vehicles

    İSMAİL HAKKI ŞAHİN

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2018

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiTOBB Ekonomi ve Teknoloji Üniversitesi

    Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. COŞKU KASNAKOĞLU

Geri Dön