Design a variable stability systems with nonlinear and linear approaches for a continuous flight envelope

Değişken kararlılık sisteminin doğrusal ve doğrusal olmayan yaklaşımlarla geniş bir uçuş zarfında tasarımı

PDF İndir

Tez No: 999329
Yazar: SADETTİN BALCAN
Danışmanlar: DOÇ. DR. İLKER ÜSTOĞLU
Tez Türü: Yüksek Lisans
Konular: Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol, Computer Engineering and Computer Science and Control
Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
Yıl: 2026
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: Belirtilmemiş.

Özet

Bu tez çalışmasında, açık kaynak olarak paylaşılan jet uçağı için doğrusal olmayan kontrol yöntemi olarak doğrusal olmayan dinamik tersleme ve doğrusal kontrol yöntemi olarak da boylamsal eksen için kutup atama, yanal ve yön ekseni için ise özdeğer-özvektör atama yöntemleri kullanılarak değişken uçuş kararlılığı sistemi veya değişken stabilite uçağı olarak bilinen kontrol mimarileri çalışılmıştır. Çalışmada ayrıca, istenen uçak için uçuş zarfı boyunca doğrusal sistemleri kullanarak model birleştirme yöntemi ve kazanç zamanlama yöntemi uygulanmıştır. Son olarak, uçuş güvenliği göz önüne alınarak mod geçiş anahtarı tasarımı yapılarak çalışma tamamlanmıştır. İlk bölümde, değişken uçuş kararlığı sistemine ilişkin bilimsel alan yazın özeti sunulmuştur. Değişken uçuş kararlılığı sisteminin ortaya çıkış ihtiyacı, hava araçları üzerine uyumlandırılması ve uyumlandırılma yöntemlerindeki gelişmeler tarihsel sırayla aktarılmıştır. Değişken uçuş kararlığı sistemi ilk olarak hava aracında uçuş davranışını etki eden faktörleri anlamak üzere sorulan sorular neticesinde ortaya atılmıştır. Bu soruların cevaplarını karşılamak üzere öncelikle hava aracı üzerinde yapısal olarak yapılan değişiklikler, daha sonra kendisini maliyet, zaman ve bazı sorulara alınan cevaplardaki yetersizlik noktasında, mühendis ve tasarımcıların sorunu yapısal değişiklikler yerine kontrol mimarisinde yapılacak değişiklerle elde etmenin daha doğru bir yöntem olacağı noktasında değiştirilmiştir. Bu noktada amaç, bir uçağın belirli uçuş yanıtlarını doğrudan geri besleyerek pilotun hissettiği dinamiğinin iyileştirilmesidir. Bu kapsamda çalışan mühendisler, ilk olarak yanıt geri beslemesi yöntemi ile deney uçağının uçuş yanıtlarını belirli kazanç değerleriyle manipüle edilip sisteme geri beslenmiştir. Böylece uçuş yanıtları deney uçağının davranışlarını değil, istenen uçak tepkilerinin elde edilmesi mümkün kılınmıştır. Ancak bu yaklaşım, dönemin gelişen uçaklarındaki uçuş zarfının büyümesi, çok giriş ve çok çıkışlı sistemlerdeki etkileşimleri tam olarak yansıtılamaması, yüksek frekans testlerindeki zayıf doğruluk oranı gibi sebeplerle yeterli bulunmamıştır. Durum uzay kavramının matematiksel olarak olgunlaşması ile birlikte örtük model takip kontrol yöntemi ortaya atılmıştır. Örtük model takip yöntemi, çok değişkenli sistemlerde yanıt geri beslemesine göre daha yüksek doğruluk oranına sahip çıktılar elde edilirken, doğrusal olmayan etkilerin uçuş tepkileri üzerindeki etkilerinin yok edilerek, istenen hava aracı davranışlarını yansıtması konusunda yetersiz bulunmuştur. Sonrasında, doğrusal olmayan dinamik tersleme ve geri beslemenin doğrusallaştırılması teorilerinin gelişmesi, değişken uçuş kararlığı sistemine sahip hava araçları için açık model takip kontrol yöntemine başvurulmuştur. Bu yaklaşım ile, deney uçağının doğrusal ve doğrusal olmayan tüm etkilerinin açıkça matematiksel olarak ifade edilmesine dolayısıyla da bu etkileri tersleyecek, istenen hava aracının uçuş tepkilerinin geniş bir uçuş zarfında elde edilmesi için bir kontrol kanunun oluşturulmasına olanak sağlanmıştır. Bu tezde, doğrusal ve doğrusal olmayan kontrol kanunları kullanılarak değişken uçuş kararlığına sahip bir hava aracı elde edilmiş olup istenen hava aracının tepkilerini yansıtması farklı uçuş test yöntemleri ile incelenmiştir. İkinci bölümde, açık kaynak olarak paylaşılan, jet hava aracı tanıtılmıştır. Bu hava aracı deney hava aracı olarak belirlenerek, yazılım ortamında temsil edilmek üzere matematiksel yapılar açıklanmıştır. Bu yapılar içerisinde; ön kenar kanat yapısı, koordinat eksenleri, eyleyici yapısı, hareket denklemleri, atmosfer yapısı, aerodinamik yapı ve kullanılan itki yapısı yer almaktadır. Atmosfer modeli; dinamik basınç, ses hızı ve atmosferik yerçekimi ivmesinin belirlenmesine yönelik temel denklemleri kapsamaktadır. İtki yapısı ise askeri ve en yüksek itki değerini temsil edecek şekilde sadeleştirilmiştir. Eyleyici dinamikleri birinci mertebe transfer fonksiyonları ifade edilmiştir. Ön kenar kanat yapısı; hava aracını farklı uçuş şartlarında daha yüksek doğrulukta temsil etmek maksadı ile bütünleşik yapıya eklenmiştir. Bu aşamada, aerodinamik yapı NASA'nın yayınladığı rüzgâr tüneli raporu kaynak olarak alınarak yazılım için gerekli matematiksel ifadelere yer verilmiştir. Bu raporda paylaşılan veriler hava aracının hareket denklemlerinin ifade edilmesi için gerekli olan kuvvet ve moment katsayılarını içermektedir. Raporda yer alan veriler ile oluşturulan aerodinamik yapının deney hava aracını temsil etmesi amaçlanmıştır. İstenen hava aracının elde edilmesi kapsamında aerodinamik verilerde değişiklikler yapılmıştır. Yapılan değişiklikler ile istenen hava aracının, deney hava aracı ile zaman ve frekans ortamındaki davranışlarının farklı olması amaçlanmıştır. Gerçekleşmesi beklenen farklılık üçüncü bölümde doğrulanmıştır. Oluşturulan bu farklılık sonrasında, değişken kararlılık sistemine sahip olan hava aracı; deney hava aracı olarak tanımlanmış olup, aerodinamik verileri değiştirilen hava aracı ise istenen hava aracı olarak tanımlanmıştır. Son olarak, aynı rapor içerisinde yer alan jet hava aracına ait üç eksendeki kontrolcü mimarisi oluşturulmuştur. Üçüncü bölümde denge noktasının bulunması ve doğrusallaştırma tekniklerini kapsamaktadır. Denge noktalarının bulunması sadece düz uçuş hedeflenmiştir. Denge noktasının bulunması için Newton-Raphson olarak ifade edilen doğrusallaştırma temelli eniyileme yöntemi uygulanmıştır. Uygulanan yöntem sonrasında zaman çıktıları ile düz uçuş denge noktasının elde edilebileceği doğrulanmıştır. Doğrusallaştırma için, sabit bir irtifa ve hız değerinde seçilen denge noktası için giriş ve durum değişkenlerine ayrı ayrı verilen küçük sapma girdileri sonucunda yapıda oluşan değişimler gözlenmiş ve merkezi fark yaklaşımı ile, doğrusallaştırılan elemanlar gövde ekseni için türetilmiştir. Doğrusallaştırma için oluşturulan yaklaşımın matematiksel ifadelerine gövde ve rüzgâr ekseni için yer verilmiştir. Yapı kontrol tasarımında kullanılmak üzere; her bir kanaldaki durum değişkenleri belirlenerek, boylamsal ve yanal-yönel kanallarına ayrılmıştır. Denge noktası bulunan ve doğrusallaştırılan yapıların farklı kanallardaki zaman ve frekans cevapları sunulmuştur. Sonrasında, denge ve doğrusallaştırma yöntemleri, deney ve istenen hava aracı yapılarına aynı denge noktasında ayrı ayrı uygulanmış, ilgili çıktılar zaman ve frekans alanında incelenmiştir. Böylece, ikinci bölümde hedeflenen farklı yapı davranışlarının elde edildiği gözlemlenmiştir. Son olarak doğrusallaştırma yönteminin doğruluğu, doğrusal olmayan ve doğrusallaştırılan yapıya verilen aynı giriş sinyalleri ile zaman çıktıları kıyaslanmış ve yöntemin doğruluğu kanıtlanmıştır. Dördüncü bölümün ilk kısmında, değişken kararlılık sisteminin oluşturulması için, doğrusal olmayan kontrol tasarım yöntemi ile istenen ve deney hava araçları için uygulanan yöntemler detaylandırılmıştır. İstenen hava aracının yazılım yapısının farklı yöntemler kullanılarak uçuş kontrol bilgisayarına aktarılmasının mümkün olduğu belirtilmiştir. Kullanılan yöntemler içinde; doğrusal olmayan yapı, doğrusallaştırılmış yapı, model birleştirme yapısı, S-fonksiyonu yapıları gibi farklı yaklaşımlar ifade edilmiştir. Tez çalışması kapsamında hedeflenen değişken kararlılık yapısını geniş ve devamlı bir uçuş zarfı içerisinde mümkün kılmak için doğrusal olmayan kontrol tasarımı için model birleştirme yöntemi tercih edilmiştir. Yöntem yarı doğrusal parametre değişkenli olarak bilenen bir yapı olarak, doğrusallaştırılan denge noktalarının çeşitli matematiksel dayanımlarla, birleştirilerek; doğrusal olmayan yapı ile aynı çıktıların elde edilmesi hedeflenmektedir. Bu bağlanma uçuş zarfı boyunca model birleştirme yaklaşımı, ilk olarak hız değişkenine bağlı tek bir irtifada tek boyutlu olarak uygulanmıştır. Yapı elemanları tek tek modellenmiş ve açıklanmıştır. İstenen hava aracının model birleştirme ve doğrusal olmayan yapısına verilen çift darbeli giriş sonucunda aynı çıktıyı ürettikleri sunulmuştur. Devamlı uçuş zarfı amacına ulaşmak için model birleştirme yaklaşımı farklı olarak irtifa ve hız değişkenlerine bağlı olarak iki boyutlu tekrar üretilmiştir. Tek boyutlu ve iki boyutlu yapı arasındaki çıktılar doğrusal olmayan yapı yapılan bir tırmanma testi ile karşılaştırılmıştır. İki boyutlu yapının çıktılarının, tek boyutlu yapıya göre daha da iyileştiği sunulmuştur. Oluşturulan yapıda doğruluğu mertebesini arttırmak için denge noktası bulanamayan noktalarda ara değerleme yöntemi ifade uygulanmıştır. Son olarak, ikinci bölümde oluşturulan doğrusal olmayan kontrolcü yapısı model birleştirme yapısına dahil edilerek kapalı çevrim için model birleştirme yapısına geçilmiştir. Verilen çift darbeli girişi ile kontrolcünün dahil olduğu doğrusal olmayan hava aracı yapısı çıktıları kıyaslanmıştır. Çıktının sonucunda kapalı çevrim model birleştirme yapısının istenen hava aracını temsil ettiği ortaya konulmuştur. Deney hava aracı için doğrusal olmayan kontrol yöntemleri ifade edilmiştir. Bu yöntemler içinde doğrusal olmayan dinamik tersleme yaklaşımı tercih edilmiştir. Yaklaşımın: kontrol değişkenlerinin seçilmesi, yerleşik model yapısının oluşturulması, dış çevrim denetleyicinin dahil edilmesi adımlarından oluşmaktadır. Doğrusal olmayan dinamik tersleme yönteminin matematiksel dayanağı açıklanarak çalışma temellendirilmiştir. Kontrolcü yapısını gerçeklemek için ilk adım olan kontrol değişkeni seçilmesi adımında farklı yaklaşımlardan bahsedilerek, çalışma kapsamında kullanılan değişkenlerin gövde eksenindeki açısal hız parametreleri olarak belirlenmiştir. Dinamik tersleme başarımı için en belirleyici adım olan yerleşik model yapısının elde edilmesi matematiksel olarak açıklanmıştır. Matematiksel ifadeler, deney uçağı için türetilerek doğrusal olmayan dinamik terslemenin başarımı test edilmiştir. Test için yapıya amaçlanan açısal hız değerleri, çift darbeli giriş sinyalleri olarak verilmiştir. Doğrusal olmayan deney uçağı yapısında amaçlanan açısal hız değerleri için türetilen yüzey bükümleri dinamik tersleme ile elde edilmiştir. Bu başarım ile deney hava aracının dinamikleri devre dışı bırakılmış, amaçlanan açısal hız değerlerine ulaşılmıştır. Yapının bu aşaması doğrusal olmayan dinamik tersleme için yeterli olmasına rağmen, yerleşik modelin elde edilmesinden kaynaklı gelen hata ve belirsizliklere karşı yapıya dış çevrim bir denetleyici mimarisi eklenmiştir. Denetleyici yöntemi olarak oransal integral yaklaşımı benimsenerek kazanç değerleri deneme yanılma yoluyla ayarlanmıştır. Sisteme uygulanan bir belirsizlik sonucunda dış çevrim denetleyicisinin dinamik terslemeyi iyileştirdiği gösterilmiştir. Son olarak, model birleştirme ile oluşturulan istenen hava aracı ve doğrusal olmayan dinamik tersleme kontrolcü yapısı ile oluşturulan deney hava aracı birleştirilerek; verilen çift darbeli giriş için deney hava aracının, istenen havacı davranışlarını takip ettiği sunulmuştur. Dördüncü bölümün ikinci kısmında, doğrusal kontrol yaklaşımı açıklanmıştır. Örtük kontrol yöntemi olarak da bilenen bu yapı boylamsal eksende kutup atama ile gerçeklenmiştir. İlk adımda istenen hava aracı yapısını boylamsal kanalda gövde ekseni için doğrusallaştırılmış sonrasında, birinci bölümde tanımlanan matematiksel dönüşüm ifadeleri ile gerçek uygulamalarda sensör verilerinden alınarak kullanılan hücum açısı ve gerçek hava hızı durum değişkenlerine bağlı doğrusallaştırılmış yapı elde edilmiştir. Aynı çalışma deney hava aracı için de tekrarlanmıştır. Sistem dinamiklerini içerisinde barındıran doğrusal sistemler için ilk olarak; deney hava aracına tek girişin yatay kuyruk girdisi olduğu boylamsal eksende, kutup atama yöntemi istenen hava aracının özdeğerlerini elde etmek için uygulanmıştır. Doğrusallaştırılan koşulda istenen hava aracının dinamiklerini yansıtan kazanç değerleri ile yapının kapalı çevrim şekli elde edilmiştir. Doğrusallaştırılmış kapalı çevrim yapıya verilen çift darbeli giriş sinyali ile istenen hava aracı cevapları kıyaslanmıştır ve yaklaşımın boylamsal eksende başarıma ulaştığı sunulmuştur. Kanatçık ve dümen olmak üzere iki sistem girdisi olan yanal-yönel eksen için çalışma tekrar edildiğinde, kutup atama yönteminin yetersizliği sunulmuştur. Yaklaşım, yanal-yönel için özdeğerleri doğru olarak atamakta olup ancak sistemde yer alan dört durum değişkenini, iki kontrol girdisi kullanarak, sadece özdeğerlerin eşitlenmesi ile kontrol edemediğini ortaya konmuştur. Bu noktada çok girdili ve çok çıkışlı bir yapı için, deney hava aracının özvektörlerin de istenen hava aracı özvektörlerine atanması ihtiyacı ortaya çıkmıştır. Bu kapsamda özdeğer özvektör atama yöntemi tercih edilerek, yanal-yönel kanalda istenen hava aracı tepkisinin deney hava aracı tarafından takip edildiği sonucuna varılmıştır. Doğrusal kontrolcü tasarımı, tek noktada yapılan tasarım faaliyeti, devamlı uçuş zarfını temsil etmekte yetersiz kalacağından dolayı kazanç ayarlama yöntemi ile uçuş zarfı bu yöntem için de genişletilmiştir. Elde edilen kazanç değerleri irtifa ve hıza bağlı olarak sunulmuştur. Dördüncü bölümün son çalışması olarak, uçuş güvenliğini arttırıcı bir görev tanımı olması ve endüstriyel uygulamalarda kullanılan, mod geçiş anahtarlaması algoritması detaylandırılmıştır. Algoritmaya verilen iki mod için anahtarlama yapılarak mod geçişinin uygunluğu gösterilmiştir. İfade edilen anahtarlama yöntemi, değişken kararlılık sistemine sahip olan deney hava aracı için kendi operasyonel kontrolcüsü ile değişken kararlılık kontrolcüsü arasındaki geçişin sağlanması için tasarlanan iki değişken kararlılık sistemine de dahil edilmiştir. Son bölümde, iki farklı değişken kontrolcü yapısı çeşitlendirilmiş uçuş manevraları ile test edilmiş ve sayısal benzetim sonuçları sunulmuştur. Bu manevralar: mod geçiş anahtarlama, çift darbeli giriş, frekans tarama, izleme görevi, kaygısız uçuş karakteristiği testleri olarak iki farklı değişken kararlılık yapısına uygulanmış ve grafiksel sonuçlar sunulmuştur. Tez çalışması, oluşturulan değişken kararlılık yapısı için gelecek çalışma önerilerin aktarıldığı bölüm ile tamamlanmıştır. Bu çalışmada, yapay zekâ araçları bir yardımcı olarak kullanılmıştır.

Özet (Çeviri)

In this thesis, control architectures for a Variable Stability System (VSS) or Variable Stability Aircraft are studied for an open-source jet aircraft. As a nonlinear control approach, nonlinear dynamic inversion is employed, while linear control techniques are applied in the form of pole placement for the longitudinal axis and eigenstructure assignment for the lateral/directional axes. In addition, model stitching and gain scheduling techniques are implemented for the guest aircraft by utilizing linearized systems across the flight envelope. Finally, a mode transition switch is designed in order to provide flight safety requirements. In the first chapter, a comprehensive review of the scientific literature related to Variable Stability Systems (VSS) is presented. The motivation behind the emergence of variable stability systems, their adaptation to aircraft, and the historical development of adaptation methodologies are discussed in chronological order. The primary objective became the improvement of pilot-perceived dynamics by directly feeding back selected flight responses of the aircraft known as response feedback. As a result, it became possible to obtain the guest aircraft responses rather than the inherent dynamics of the host aircraft. However, this approach was found to be insufficient due to several factors. With the mathematical maturation of the state-space framework, implicit model-following control methods were introduced. Although implicit model-following methods provided higher accuracy compared to response feedback in multivariable systems, they were considered inadequate in eliminating the effects of nonlinearities on flight responses and in accurately reproducing the guest aircraft behavior. Subsequently, with the advancement of nonlinear dynamic inversion and feedback linearization theories, explicit model-following control approaches were adopted for aircraft equipped with variable stability systems. In this thesis, a variable stability aircraft is developed using both linear and nonlinear control laws, and its capability to replicate the responses of the guest aircraft is investigated through various flight test methodologies. In the second chapter, an open-source jet aircraft is introduced. This aircraft is designated as the host aircraft. The modeled aircrafts include the leading-edge flap, coordinate reference frames, actuator model, equations of motion, atmospheric model, aerodynamic model, and the propulsion model. The atmospheric model comprises the fundamental equations used to determine dynamic pressure, speed of sound, and atmospheric gravitational acceleration. The propulsion system is simplified to represent military and maximum thrust levels. Actuator dynamics are modeled using first-order transfer functions. The leading-edge flap is incorporated into the integrated model in order to represent the aircraft with higher fidelity under varying flight conditions. At this stage, the aerodynamic model is formulated based on a wind tunnel report published by NASA. The aerodynamic model is constructed without manipulations to accurately represent the host aircraft. To obtain the guest aircraft model, several manipulations are applied into the aerodynamic data. Through these manipulations, the dynamic behavior of the guest aircraft is intentionally differentiated from that of the host aircraft in both the time and frequency domains. The expected differences are validated in the third chapter. Following the introduction of these differences, the aircraft equipped with the variable stability system is defined as the host aircraft, while the aircraft with manipulated aerodynamic data is defined as the guest aircraft. Finally, a three-axis control architecture for the jet aircraft is developed as presented in the NASA report. The third chapter addresses trim point and linearization techniques. The equilibrium point search is restricted only to straight and steady state level flight conditions. To find the trim, Newton–Raphson algorithm is employed. The methodology is verified through time-domain responses. For linearization, small perturbation theory is applied individually to the input and state variables about the selected equilibrium point at a fixed altitude and airspeed. For control system design purposes, the state variables in each channel are identified and decomposed into longitudinal and lateral–directional channels. The time and frequency domain responses of the trimmed and linearized models for the different channels are presented. Subsequently, the trim and linearization procedures are applied separately to both the host and guest aircraft models at the same trim condition, and the corresponding responses are analyzed in the time and frequency domains. In this manner, the distinct dynamic behaviors targeted in the second chapter are observed to be achieved. Finally, the accuracy of the linearization approach is validated by comparing the time-domain responses of the nonlinear and linearized model. In the first part of the fourth chapter, nonlinear control design technique is introduced for the development of a variable stability system both guest and host aircrafts. The scope of thesis, the model stitching approach is selected to represent guest aircraft dynamics over a wide and continuous flight envelope. Initially, the model stitching approach is designed in a one-dimensional structure at a single altitude as a function of airspeed across the flight envelope. To achieve a continuous flight envelope representation, the model stitching approach is subsequently extended to a two-dimensional formulation dependent on both altitude and airspeed. Finally, the nonlinear controller developed in the second chapter is integrated into the stitched model structure, enabling closed-loop model stitching. As a result, closed-loop stitched guest model is accurately represented the nonlinear guest aircraft. For the host aircraft, nonlinear control methods are presented and NDI is selected as the primary approach. The NDI methodology applied by following several steps: control variables selection, onboard model, and outer-loop controller. The mathematical foundation of the NDI method is presented to establish the theoretical basis of the study. Body-axis angular rate variables are chosen as a control variables for this study. The derivation of the onboard model, which represents the most critical step for achieving effective dynamic inversion, is explained in detail. The corresponding mathematical expressions are derived for the host aircraft, and the performance of the NDI scheme is evaluated. For validation purposes, the desired angular rate commands are applied to the system. The required control surface deflections are obtained through the NDI to achieve the desired angular rates. As a result, the inherent dynamics of the host aircraft are effectively canceled, and achieved the desired angular rates. An outer-loop controller architecture is introduced to mitigate errors and uncertainties arising from onboard model. A proportional–integral (PI) control strategy is adopted for the outer loop. The inclusion of the outer-loop controller is shown to improve the performance of NDI in the presence of system uncertainties. Subsequently, the guest aircraft model generated via model stitching and the host aircraft controlled via NDI architectures are combined. It is demonstrated that, the host aircraft successfully follows the dynamic responses of the guest aircraft. In the second part of the fourth chapter, a linear control approach is presented which is, also referred to as an implicit model-following (IMF) control method. The IMF is implemented using pole placement in the longitudinal axis. In the first step, the guest aircraft model is linearized in the longitudinal channel with respect to the body-axis variables. Subsequently, using the rotational matrices, a linearized structure expressed in terms of angle of attack and true airspeed is obtained due to practical application considerations. The same procedure is repeated for the host aircraft. The derived systems for the host aircraft have a single control input corresponding to the horizontal tail deflection. The method is used to assign the eigenvalues of the host aircraft to those of the guest aircraft. Guest aircraft dynamic behaviors are successfully reflected by the closed-loop structure the host aircraft under linearized conditions by computed gains. When the same approach is applied to the lateral–directional axis, which has two control inputs corresponding to the aileron and rudder, the limitations of the pole placement method are revealed. Although, eigenvalues are assigned correctly, it is shown that the methodology is insufficient for controlling all four state variables using only eigenvalue matching with two control inputs since the system is MIMO. This observation leads to the requirement of assigning not only eigenvalues but also eigenvectors of the host aircraft to those of the guest aircraft. Consequently, the eigenstructure assignment method is adopted, and it is demonstrated that the host aircraft successfully tracks the guest aircraft responses in the lateral–directional channel. Moreover, since linear controller design is performed at a single operating point, it is insufficient to represent a continuous flight envelope. Therefore, gain scheduling is employed to extend the applicability of the linear control approach. The resulting gain values are presented as functions of altitude and airspeed. As the final study in the fourth chapter, a mode transition switching algorithm is detailed. The algorithm is widely used in industrial applications and defined as a flight-safety-enhancing function. Mode transitions are demonstrated by switching between two predefined modes, verifying the suitability of the proposed algorithm. The switching strategy is incorporated into both variable stability system architectures developed in this study. The objective is safe transitions between the baseline operational mode namely, nominal mode and the variable stability controller referred as VSS mode for the host aircraft. In the final chapter, two different variable stability controller architectures are evaluated through a set of defined flight maneuvers, and the corresponding simulation results are presented. These test cases include mode transition switching, doublet inputs, frequency sweep, tracking tasks, and carefree handling qualities evaluations. These test cases are applied to both variable stability system configurations. The resulting responses are discussed. Finally, the thesis is concluded with a section that outlines recommendations for future work. In this study, AI tools are used to assist the research process.

Benzer Tezler

Tez No
786621
F-16 hava aracının doğrusal olmayan dinamik tersleme tabanlı dayanıklı kontrol yöntemleri ile kontrolü
Control of F-16 aircraft with nonlinear dynamic inversion based robust control methods
BUSE EMİNE DURMAZ ÇALICIOĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Uçak Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET TURAN SÖYLEMEZ
Tez No
14423
Adaptif kontrol sistemleri ve bir mikrokontrolör ile simülasyonu
Adaptive control systems and simulation by a microcontroller
CANAN MÖRÜ
Yüksek Lisans
Türkçe
1991
Elektrik ve Elektronik Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
DOÇ.DR. LEYLA GÖREN
Tez No
842514
Analysis of turbulent combustion and stability characteristics in liquid propellant rocket engines
Sıvı yakıtlı roket motorlarında türbülansı yanma ve kararlılık karakteristiği analizi
MUSA ONUR ÖZTÜRKMEN
Doktora
İngilizce
2023
Havacılık ve Uzay Mühendisliği Orta Doğu Teknik Üniversitesi
Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. YUSUF ÖZYÖRÜK
Tez No
393043
Çok makineli güç sisteminde açısal kararlılık analizi ve kontrolör parametre optimizasyonu
Angular stability analysis and controller parameter optimization in multi-machine power system
SERDAR EKİNCİ
Doktora
Türkçe
2015
Elektrik ve Elektronik Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Elektrik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. AYŞEN DEMİRÖREN
Tez No
867671
DÖRT ROTORLU İNSANSIZ HAVA ARAÇLARI İÇİN VERİYE DAYALI KONTROL SİSTEM TASARIMI
DATA DRIVEN CONTROL SYSTEM DESIGN FOR QUADROTOR UNMANNED AERIAL VEHICLES
ATAKAN YILDIZ
Yüksek Lisans
Türkçe
2024
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol İstanbul Teknik Üniversitesi
Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. AFİFE LEYLA GÖREN

Geri Dön