F16 uçağının boylamsal hareketinin dayanıklı kontrolü
Robust control of longitudinal motion of F16 aircraft
- Tez No: 151340
- Danışmanlar: Y.DOÇ.DR. TURAN SÖYLEMEZ
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Elektrik ve Elektronik Mühendisliği, Electrical and Electronics Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2004
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
F16 UÇAĞININ BOYLAMSAL HAREKETİNİN DAYANIKLI KONTROLÜ ÖZET F16 savaş uçağının uçuş denklemi, boylamsal hareket ve yanal-doğrusal hareket olmak üzere temel 2 hareketin bileşiminden oluşur. Bu temel hareketlerin birbirleri ile olan ilişkisi koparılarak boylamsal hareket ve yanal-doğrusal hareket ayrı ayrı incelenmektedir. Fİ 6 savaş uçağına ait uçuş denklemi non-lineerdir. Kontrolör tasarımı için bu denklemin lineer hale getirilmesine ve sistemin lineer zamanla değişmeyen modelinin çıkarılmasına ihtiyaç duyulur. Bu çalışmada, parametre uzay yaklaşımı kullanılarak F16 savaş uçağının boylamsal hareketini oluşturan kısa periyot modunu ve fügoid modunu dayanıklı r kararlı kılacak geri besleme kazanç katsayıları hesaplanmıştır. F16 uçağının [5000, 20000] feet yükseklik değeri, [400, 800] feet/saniye hız değeri ve [1, 5] derece/saniye dönüş hızı değeri sınırları ile belirlenen uçuş zarfında lineer olmayan uçuş denklemleri sürekli dönüş hareketi için 135 ayrı uçuş koşulunda lineer hale getirilmiştir. Böylece F16 uçağının uçuş zarfındaki değişik noktalan için doğrusal harekete ait lineer zamanla değişmeyen modelleri elde edilmiştir. 12000 feet yükseklik, 600 feet/saniye uçak hızı ve 1 derece/ saniye dönüş hızı değerleri için elde edilen lineer denklem nominal denklem kabul edilmiştir. Diğer durumların nominal değerden sapmaları nominal sistem matrisine giren yapısal belirsizlikler olarak kabul edilerek, A sistem matrisine ait belirsizlik kutuları hesaplanmıştır. A matrisine ait 9 adet belirsizlik parametresi bulunmuştur. B giriş matrisi nominal değeri ile hesaplamalara alınmıştır. Dayanıklı kontrolör tasarımı için PARADISE toolbox'i kullanılmıştır. Öncelikle belirsizlik parametrelerinin minimum ve maksimum değerleri arasındaki değişime rağmen, uçağın boylamsal hareketini dayanıklı kararlı kılan kazanç katsayıları bulunmuş, daha sonra kararlılık analizi ile bulunan bu kazanç katsayılarının sistemi çalışma bölgesinde dayanıklı kararlı yapıp yapmadıkları kontrol edilmiştir. Tasarım sonunda açık çevrim sistem çıkışları ile kapalı çevrim sistem çıkışları karşılaştırılmış ve bulunan kazanç katsayılarının sistem cevabını istenilen şekilde düzelttiği görülmüştür. Sistem cevabmdaki bu iyileşme belirsizlik parametrelerinin değişimine rağmen korunmuştur. Belirsizlik parametrelerinin değişiminin ve kazanç katsayılarının sistem çıkışlarına etkisini gösterebilmek amacı ile basit bir toolbox programı hazırlanmıştır. Bu programda ayarlanabilir silindirler yardımı ile belirsizlik parametreleri minimum ve maksimum noktaları arasındaki değerlerde hareket ettirilerek uçağın uçuş zarfındaki herhangi bir noktadaki durumu simule edilir. Değişik kazanç katsayıları kendilerine ayrılan kutulara yazılarak bu katsayıların kapalı çevrim sistem çıkışlarına yaptığı etki takip edilebilir. Böylece hem belirsizlik parametrelerinin hem de kazanç katsayılarının kapalı çevrim sistem çıkışma etkisi kolayca görülür. XII
Özet (Çeviri)
ROBUST CONTROL OF LONGITUDINAL MOTION OF F16 AIRCRAFT SUMMARY The flight equation of F16 aircraft consists of 2 basic motion which are called as longitudinal motion and lateral-directional motion. The coupling between these 2 motion breaks off and each motion examine seperately. The flight equation belongs to F16 aircraft is non-linear. It is needed to linearize this non-linear flight equation and obtain Linear Invariant Model of flight for controller design. In this study the feedback gain matrix that provide robust T stability of short period mode and phugoid mode of F16 airplane longitudinal motion is obtained by using parameter space approach. The flight envolpe used for design in this study limited by the boundaries of (5000, 20000) feet altitude value, (400, 800) feet/second speed value and (1, 5) degree/second turning rate. The non-linear flight equation of F16 airplane is linearized at 135 different flight conditions at the steady state turning motion in the speed-altitude fligth envolpe. The lineer equation of 12000 feet, 600 feet/second and 1 degree turning rate is taken as the nominal flight condition. The other flight conditions are represented by uncertainties on the nominal flight equation. The uncertainty boxes are obtained by analysing the variations of the coefficients of A system matrix of logitudinal motion in different 135 flight conditions in the base of nominal flight equation. There are 9 uncertainty boxes belong to A system matrix. B input matrix is taken as the nominal value in the design. PARADISE toolbox is used to obtain feedback gain coefficents and the calculated coeffcients are checked for all uncertainty parameter stability planes which is called stability analysis. The responses of the open-loop system and the closed-loop system are compared and it is seen that the feedback gain matrix suggested improve the robustness of the system with respect to uncertain parameter variations. A simple toolbox program is written to point how the variation of uncertainty parameters and control gain coefficients affect the closed loop system outputs. Any flight condition in the design fligh envolpe is simulated by adjusting the sliders between its maximum and minimum values. The control gain coefficients is written on the boxes in frame and the program run. The outputs of closed loop system are displayed on the program so the effect of the variation of unceratinty parameters and control coefficents on the system outputs can be seen easily. xm
Benzer Tezler
- Computational fluid dynamics analysis of store separation
Harici yük ayrılmasının hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile analizi
ÖZGÜR DEMİR
Yüksek Lisans
İngilizce
2004
Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF.DR. NAFİZ ALEMDAROĞLU
- Aircraft icing detection, identification and reconfigurable control based on Kalman filtering and neural networks
Kalman filtresi ve yapay sinir ağları ile uçak buzlanmalarının tespiti, teşhisi ve yeniden şekilllendirilebilir kontrol
RAHMİ AYKAN
Doktora
İngilizce
2005
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiHavacılık Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF.DR. ÇİNGİZ HACIYEV
Y.DOÇ.DR. FİKRET ÇALIŞKAN
- F-16 uçağının model referans adaptif ve bulanık kontrolü
Model reference adaptive control and fuzzy control of an F-16 aircraft
ERDAL DEMİRTAŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2001
Savunma ve Savunma Teknolojileriİstanbul Teknik ÜniversitesiYRD. DOÇ. DR. FİKRET ÇALIŞKAN
- F-16 burun iniş takımının pist pürüzlülüğüne karşı davranışının analizi
Başlık çevirisi yok
HAMDİ TAPLAK
- Türkiye`de 1980 sonrası dönemde savunma harcamalarının ekonomik kalkınma üzerindeki etkileri
The Effect of defence expenditures on economical growth of Turkey (1980- )
MURAT LÜTFİ KAŞIKARA