dc.contributor.advisor | DEMİRCİOĞLU, Hüseyin | |
dc.contributor.author | AKTAN, Hüseyin | |
dc.date.accessioned | 2019-04-12T08:26:13Z | |
dc.date.available | 2019-04-12T08:26:13Z | |
dc.date.issued | 2018-03-19 | |
dc.date.submitted | 2018-03-09 | |
dc.identifier.uri | http://hdl.handle.net/11655/6540 | |
dc.description.abstract | Autopilot and flight control systems have an extremely important place in today’s
aviation and defense technologies. To be able to accomplish long and successful
missions with aircrafts, decreasing or even eliminating the human workload is one
of the major research areas of aerospace industry and many R&D studies are
available about flight control systems for this purpose. These studies are rlying on
different control methods and high performance military aircrafts are just one of the
application areas.
Primary goal of this thesis is to contribute to the autopilot and flight control systems
of the 5𝑡��ℎ generation fighter aircraft which will be the outcome of newly started and
ongoing Turkish Fighter aircraft project (TF-X). For this purpose, as a high
performance military aircraft, F-16 is chosen to design a flight control system. The
main reasons for choosing F-16 as the aircraft model in this thesis are its being in
use in Turkish Air Forces and being in production in Turkey. Also, there are many
resources available about F-16. Firstly, a nonlinear model of F-16 is built with using
high fidelity aerodynamic database then trim conditions and linear model are
iv
obtained from the nonlinear model. After obtaining the linear model, a comparison
and validation is done with the nonlinear model and both pilot suported and semiautonomous
flight control system are designed with using this linear model.
Continuous time Generalized Predictive Control (CGPC) method is used as a
control law. CGPC is a powerful control method which is based on prediction of the
system output. The reason for choosing the CGPC method is that it is a high
performance controller and easy to choose the controller paramaters to obtain a
desired performance.
All the flight controller designs are done with regard to criteria’s about the flight
quality, handling quality and military standards and a detailed analysis is perfomed
with this respect. In order to reduce the pilot workload and also have successful
missions, satisfying the handling criterias while designing flight controller is so
important, especially for the manned aircraft. Moreover, controller designs must be
done to stay out of the PIO phenomenon which defines the mismatch between the
pilot and the flight control system. So, flight control systems to support the pilot are
designed with regard to these criterias.
With the designed controllers, aircraft lateral-directional and longitudinal stability are
achieved and each controller tracking performance are analyzed for both time and
frequency domains. To be able to make more realistic simulations, sensor models,
actuator models and extra time delays associated with software and hardware, are
added into the nonlinear model. | tr_TR |
dc.description.tableofcontents | İÇİNDEKİLER
Sayfalar
ÖZ ........................................................................................................................... İ
ABSTRACT ........................................................................................................... İİİ
TEŞEKKÜR ............................................................................................................ V
İÇİNDEKİLER ........................................................................................................ Vİ
ŞEKİLLER DİZİNİ .................................................................................................. İX
TABLOLAR DİZİNİ .............................................................................................. XİV
SİMGELER VE KISALTMALAR DİZİNİ ................................................................ XV
1. GİRİŞ .............................................................................................................. 1
1.1 Motivasyon ................................................................................................ 2
1.2 F-16 Savaş Uçağı...................................................................................... 4
1.3 Literatür Taraması ..................................................................................... 6
1.4 Tezin Kapsamı .......................................................................................... 9
2. F-16 UÇAĞININ MATEMATİKSEL MODELİ ................................................. 11
2.1 Platform Özellikleri .................................................................................. 11
2.2 Referans Eksen Takımları ....................................................................... 13
2.2.1 Yer Eksen Takımı ............................................................................. 13
2.2.2 Gövde Eksen Takımı ........................................................................ 14
2.2.3 Kararlılık Eksen Takımı ..................................................................... 15
2.2.4 Rüzgâr Eksen Takımı ....................................................................... 16
2.2.5 Eksen Takımları Arası Dönüşümler .................................................. 16
2.3 Aerodinamik Veri Tabanı ......................................................................... 19
2.4 Motor Modeli ........................................................................................... 21
2.5 Atmosferik Model .................................................................................... 24
2.6 Oynar Yüzey Modelleri ............................................................................ 25
vii
2.7 Algılayıcı Modelleri .................................................................................. 26
2.8 Doğrusal Olmayan Model ........................................................................ 28
2.8.1 Dinamik Denklemler .......................................................................... 29
2.8.2 Kinematik ve Konum Denklemleri ..................................................... 33
2.8.3 Bütünleşik Doğrusal Olmayan Model ................................................ 34
2.9 Doğrusal Model ....................................................................................... 39
2.9.1 Denge Koşuluna Getirme ................................................................. 40
2.9.2 Denge Koşulu Etrafında Doğrusal Model Çıkarımı ........................... 41
2.9.3 Doğrusal Olmayan Model ile Doğrusal Model Karşılaştırılması ........ 42
2.9.4 Doğrusal Boylamsal Model ............................................................... 49
2.9.5 Doğrusal Yanal-Dikey Model ............................................................ 50
3. HAVA ARACI UÇUŞ DENETİM SİSTEM TASARIMI .................................... 52
3.1 Uçuş Denetim Sistemleri ......................................................................... 52
3.1.1 Kararlılık Arttırıcı Sistem ................................................................... 53
3.1.2 Denetim Arttırıcı Sistem .................................................................... 55
3.1.3 Tutuş Otopilotu ................................................................................. 56
3.2 Pilot Destekleyici Uçuş Denetim Sistemi Mimarisi ................................... 56
3.3 Yarı Otonom Uçuş Denetim Sistemi Mimarisi ......................................... 58
3.4 Uçuş Kalitesi Ölçütleri ............................................................................. 60
3.5 Gürbüzlük ve Kararlılık Ölçütleri .............................................................. 67
3.6 PIO ve Kullanım Kalitesi Ölçütleri ............................................................ 69
3.6.1 Neal-Smith Ölçütü ............................................................................. 71
3.6.2 Bant Genişliği (Bandwidth) Ölçütü .................................................... 75
3.6.3 Evre Oranı ve Kazanç Evre Şablonu Ölçütü ..................................... 77
4. SÜGÖNDE YÖNTEMİ İLE DENETLEYİCİ TASARIMI .................................. 81
4.1 SÜGÖNDE Yöntemi ................................................................................ 81
viii
4.2 pCAS ve Kayış Açısı Tutuş Otopilotu Tasarımı ....................................... 88
4.3 qCAS Tasarımı ...................................................................................... 100
4.4 Baş Açısı Tutuş Otopilotu Tasarımı ....................................................... 110
4.5 Hız Tutuş ve İrtifa Tutuş Otopilotu Tasarımı .......................................... 117
5. BENZETİM ÇALIŞMASI VE BAŞARIM SONUÇLARI ................................. 128
5.1 Pilot Destek Uçuş Denetim Sistemi Başarım Sonuçları ......................... 128
5.1.1 pCAS Testleri.................................................................................. 129
5.1.2 qCAS Testleri.................................................................................. 133
5.1.3 Kayış Açısı Tutuş Otopilotu Testleri ................................................ 137
5.2 Yarı Otonom Uçuş Denetim Sistemi Başarım Sonuçları ....................... 140
5.2.1 Hız Tutuş Otopilotu ......................................................................... 142
5.2.2 İrtifa Tutuş Otopilotu ....................................................................... 149
5.2.3 Baş Açısı Tutuş Otopilotu ............................................................... 156
6. SONUÇ ....................................................................................................... 164
5.3 Gelecek Çalışmalar ............................................................................... 167
KAYNAKLAR DİZİNİ .......................................................................................... 169
EKLER ............................................................................................................... 172
EK-A İngilizce – Türkçe Terimler Sözlüğü....................................................... 172
EK-B F-16 Aerodinamik Katsayıları ................................................................ 175
EK-C Cooper Harper Pilot Oylama Yöntemi ................................................... 178
ÖZGEÇMİŞ ........................................................................................................ 179 | tr_TR |
dc.language.iso | tur | tr_TR |
dc.publisher | Fen Bilimleri Enstitüsü | tr_TR |
dc.rights | info:eu-repo/semantics/openAccess | tr_TR |
dc.subject | F-16 | tr_TR |
dc.subject | SÜGÖNDE | |
dc.subject | Otopilot | |
dc.subject | Uçuş denetim sistemi | |
dc.subject | Uçuş kalitesi | |
dc.subject | Kullanım kalitesi | |
dc.subject | Askeri standartlar | |
dc.subject | PIO | |
dc.title | Sürekli Zaman Genelleştirilmiş Denetleyici İle F-16 Uçuş Denetim Sistemi Tasarımı | tr_TR |
dc.type | info:eu-repo/semantics/masterThesis | tr_TR |
dc.description.ozet | Günümüz havacılık ve savunma teknolojilerinde otopilot ve uçuş denetim sistemleri
son derece önemli bir yer tutmaktadır. Hava araçları ile uzun ve başarılı görevler
yapabilmek için insan yükünün azaltılması ve hatta kaldırılması söz konusu olup bu
bağlamda otopilot ve uçuş denetim sistemleri üzerine hem akademik hem
endüstriyel birçok AR-GE çalışması yapılmıştır. Bu çalışmalar farklı denetleyici
yöntemleri ile hala devam etmekte olup yüksek başarımlı savaş uçakları uygulama
alanlarından sadece bir tanesidir.
Bu tez çalışmasının birincil amacı ülkemizde başlamış olan Milli Muharip Uçak
(MMU) projesi ile tasarlanacak olan 5. nesil savaş uçağına otopilot ve uçuş denetim
sistemleri için katkı sağlamaktır. Bu kapsamda uçuş denetim sistem tasarımı için
yüksek başarımlı bir savaş uçağı olan F-16 modeli seçilmiştir. Bu uçak modelinin
başlıca seçilme sebepleri ülkemizde kullanılıyor ve üretiliyor olmasıdır. Ayrıca F16
ile ilgili birçok kaynak mevcuttur. İlk olarak hava aracının yüksek doğrulukta
aerodinamik veri tabanı kullanılarak doğrusal olmayan dinamik modeli oluşturulmuş
sonrasında ise bu model üzerinden uçuş denge koşulları ve doğrusal modeli elde
edilmiştir. Elde edilen doğrusal modelin karşılaştırma ve doğrulaması yapılmış ve
ii
bu model kullanılarak hem pilot destekleyici hem de yarı otonom olmak üzere iki
farklı uçuş denetim sistemi tasarlanmıştır. Denetleyici tasarımlarında Sürekli Zaman
Genelleştirilmiş Öngörülü Denetim (SÜGÖNDE) yöntemi kullanılmıştır. SÜGÖNDE
yöntemi, sistemin çıkışının öngörülmesine dayanan güçlü bir denetim yöntemidir.
Bu denetleyici yönteminin seçilmesinin sebebi yüksek başarıma sahip olması ve
denetleyici parametreleri seçiminin sistem tepkisi ile fiziksel ilişki kurulabilmesinden
dolayı kolay olmasıdır.
Tasarımlar, uçuş kalitesi, kullanım kalitesi ve askeri tasarım standardı dokümanları
kılavuzluğundaki ölçütler göz önüne alınarak gerçekleştirilmiş ve ayrıntılı analizleri
yapılmıştır. Özellikle insanlı uçaklarda pilotların iş yükünün azaltılması ve daha
başarılı ve hassas görevler yapılabilmesi için tasarlanacak olan uçuş denetim
sisteminin kullanım kalitesi bakımından belirlenen ölçütlere uyması son derece
önemlidir. Ayrıca pilot ve uçuş denetim sistemi arasındaki uyumsuzluğu betimleyen
PIO durumundan uzak kalınacak şekilde tasarım yapılmalıdır. Pilota destek
sağlayan uçuş denetim sistemi tasarımı bu ölçütler dâhilinde yapılmıştır.
Tasarlanan denetleyiciler ile hava aracının boylamsal ve yanal-dikey eksenlerde
kararlılığı sağlanmış, her bir denetleyici döngüsünün takip başarımları açıkça
belirtilerek zaman ve frekans bölgelerinde incelenmiştir. Uçuş denetim sistemleri ve
doğrusal olmayan model ile yapılan benzetim çalışmalarına algılayıcı modelleri,
eyleyici modelleri, donanımsal ve yazılımsal zaman gecikmeleri eklenmiş olup
mümkün olduğunca çalışmanın gerçeğe yakın olması sağlanmıştır. | tr_TR |
dc.contributor.department | Elektrik –Elektronik Mühendisliği | tr_TR |
dc.contributor.authorID | 10184829 | tr_TR |