Dönme çırpınması kararlılığının pıd kontrollü kontrol yüzeyleri ile artırılması
Whirl flutter stability augmentation via pid-controlled control surfaces
- Tez No: 997597
- Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ ALİ TATAR
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Savunma ve Savunma Teknolojileri, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Defense and Defense Technologies, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2026
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Modern havacılık teknolojileri, daha yüksek seyir hızlarına ulaşma, faydalı yük kapasitelerini maksimize etme ve operasyonel havada kalış sürelerini uzatma hedefleri doğrultusunda sürekli bir evrim geçirmektedir. Bu performans hedefleri, uçak tasarımcılarını özellikle gövde yapısal verimliliğini en iyileştirmeye yöneltmiş; bu süreç ise Yüksek İrtifa Uzun Havada Kalışlı (HALE) İnsansız Hava Araçları (İHA) ve yeni nesil elektrikli uçaklarda, yüksek açıklık oranına sahip, narin ve hafif kanat yapılarının yaygınlaşmasını beraberinde getirmiştir. Aerodinamik ve itki verimliliği açısından büyük avantajlar sunan bu esnek yapılar,“aeroelastisite”olarak adlandırılan; aerodinamik kuvvetler, atalet dinamikleri ve elastik yapısal deformasyonlar arasındaki karmaşık etkileşimleri daha kritik hale getirmektedir. Bu etkileşimlerin en tehlikeli tezahürlerinden biri, pervane tahrikli uçaklarda görülen ve“dönme çırpınması”(whirl flutter) olarak bilinen dinamik kararsızlık problemidir. Dönme çırpınması, dönen pervanenin veya rotorun, esnek motor askı yapısı (pilon/nacelle) ve kanat ile girdiği dinamik etkileşim sonucunda ortaya çıkan, kendi kendini besleyen ve sönümlenmeyen bir yalpalama hareketidir. Bu olay, klasik sabit kanat çırpınmasından farklı olarak, pervanenin ürettiği jiroskopik momentlerin ve kararsız aerodinamik kuvvetlerin, sistemin rijitlik ve sönümleme karakteristiklerini aşmasıyla tetiklenir. Tarihsel olarak 1960'larda Lockheed L-188 Electra uçaklarının yaşadığı trajik kazalarla havacılık literatürüne giren bu problem, günümüzde daha hafif malzemelerin kullanılması ve Yayılı Elektrik İtkisi (DEP) gibi konseptlerin kanat uçlarına motor yerleşimini zorunlu kılmasıyla yeniden kritik bir tasarım kısıtı haline gelmiştir. Geleneksel mühendislik yaklaşımı, bu kararsızlığı önlemek için motor pilonlarının ve kanat kirişlerinin yapısal rijitliğini artırmayı öngörür. Ancak bu pasif yöntem, hava aracına önemli miktarda yapısal ağırlık eklenmesine neden olur. Enerji yoğunluğunun ve hafifliğin hayati olduğu HALE sınıfı İHA'lar ve elektrikli uçaklar için eklenecek her ilave ağırlık, menzil ve görev başarısını olumsuz etkiler. Bu tez çalışması, yapısal iyileştirmeler ile ağırlık artışı dezavantajına sebep olabilen pasif yöntemlere ve eğik plaka mekanizması (swashplate) gibi maliyetli donanımlar içeren aktif yöntemlere alternatif olarak; tamamen yazılım tabanlı bir aktif bastırma stratejisi önermektedir. Çalışmanın temel hipotezi, uçağın mevcut birincil uçuş kontrol yüzeylerinin dönme çırpınmasını bastırmak için gereken aerodinamik sönümlemeyi sağlayabileceği üzerinedir. Bu yaklaşım, sistemin karmaşıklığını artırmadan ve bakım maliyetlerini yükseltmeden, sadece uçuş kontrol bilgisayarına entegre edilecek akıllı algoritmalarla aeroelastik kararlılık sınırlarının genişletilmesini hedeflemektedir. Yöntem olarak, çift motorlu bir İHA konfigürasyonu için bir aeroelastik benzetim ortamı geliştirilmiştir. Bu modelleme süreci altı serbestlik dereceli (6-DoF) doğrusal olmayan rijit gövde uçuş dinamiği modeli ve Reed'in klasik dönme çırpınması formülasyonunun genelleştirilmiş bir versiyonu olmak üzere iki ana bileşenin entegrasyonuna dayanmaktadır. Uçağın kütle merkezi etrafındaki hareketi Newton-Euler denklemleriyle ifade edilirken, pervane ve motor yapısının yunuslama (pitch) ve sapma (yaw) eksenlerindeki elastik hareketleri, Houbolt ve Reed tarafından tanımlanan yarı-kararlı aerodinamik türevler kullanılarak modellenmiştir. Modelde, dönen pervanenin oluşturduğu jiroskopik momentler, P-faktörü kaynaklı aerodinamik kuvvetler ve motorun yapısal sönümleme/rijitlik özellikleri detaylı bir şekilde hesaba katılmıştır. Ayrıca, motorun titreşim hareketinden kaynaklanan atalet kuvvetlerinin uçağın ağırlık merkezine transferi sağlanarak, gövde dinamiği ile aeroelastik modlar arasındaki çift yönlü etkileşim tam olarak yansıtılmıştır. Geliştirilen bu matematiksel model üzerinde, dönme çırpınması kararsızlığını aktif olarak bastırmak amacıyla bir Oransal-İntegral-Türev (PID) kontrol mimarisi tasarlanmıştır. Kontrolcü, motor yapısının anlık yunuslama ve sapma hızlarını ölçerek, bu salınımlara ters yönde moment üretecek kanatçık (aileron) ve kuyruk dümeni (rudder) sapma komutlarını hesaplar. Kontrolcü tasarımında, teorik optimizasyonun ötesinde pratik uygulanabilirlik de göz önünde bulundurulmuş; özellikle servo eyleyicilerin fiziksel sınırlamaları (hız ve pozisyon limitleri) modele dahil edilmiştir. Eyleyici dinamiği, ikinci dereceden bir transfer fonksiyonu ile modellenmiş ve sistemin yüksek frekanslı komutlara vereceği tepkilerdeki faz gecikmeleri ve genlik düşüşleri benzetime yansıtılmıştır. Yapılan benzetimler, ele alınan İHA modelinin 58.3 m/s (yaklaşık 113 knot) hava hızında kritik kararlılık sınırına ulaştığını göstermiştir. Ardından, önerilen PID tabanlı aktif kontrol sistemi devreye alınarak (kapalı çevrim) aynı senaryolar tekrarlanmıştır. Önerilen aktif kontrol sistemiyle, nominal servo eyleyicilerin kullanıldığı senaryoda, kritik çırpınma hızı 58.3 m/s'den 66.77 m/s'ye yükseltilmiştir. Bu artış, uçuş zarfında %14.53'lük bir genişleme kazandırmaktadır. 64 m/s gibi, açık çevrimde kararsız olan hızlarda bile, kontrolcü salınımları 1.5 saniye gibi kısa bir sürede sönümlemeyi sağlamıştır. Çalışmanın özgün katkılarından biri, eyleyici performansındaki bozulmaların sistem üzerindeki etkisinin incelenmesidir. Servo motorların yaşlanması, arızalanması veya daha düşük maliyetli/yavaş eyleyicilerin kullanılması durumunu modellemek amacıyla, eyleyici hız limiti 450°/s'den, 200°/s'ye düşürülerek dayanıklılık testleri yapılmıştır. Beklentilerin aksine, bu kısıtlı senaryoda dahi kontrol sistemi etkinliğini büyük ölçüde korumuş ve kritik hızı 66.45 m/s seviyesine taşıyabilmiştir. Bu bulgu, önerilen kontrol stratejisinin sadece ideal koşullarda değil, donanım kısıtları altında da çalıştığını ve düşük maliyetli İHA platformlarında kullanılabileceğini göstermektedir. Sonuç olarak bu tez; dönme çırpınması probleminin çözümünde pasif yapısal güçlendirme paradigmasından, aktif kontrol paradigmasına geçişin uygulanabilirliğini ve verimliliğini ortaya koymuştur. Geliştirilen sistem, ek yapısal ağırlık eklemeden veya aerodinamik tasarımı değiştirmeden, aktif kontrol yöntemi ile uçuş güvenliğini artırmakta ve operasyonel hız sınırlarını genişletmektedir. Elde edilen bulgular, özellikle savunma sanayiinde kullanılan uzun menzilli İHA'ların ve geleceğin elektrikli hava araçlarının tasarımında, aeroelastik kısıtların aşılması için oldukça kritiktir. Gelecek çalışmalarda, esnek kanat yapısal modeli ve kararsız aerodinamik modelinin entegrasyonu ile analizin daha da derinleştirilmesi ve sonuçların rüzgâr tüneli ya da uçuş testleri ile doğrulanması önerilmektedir. Ayrıca, sonuçları daha da iyileştirmek adına geleneksel PID kontrolcü yerine modern kontrol yaklaşımlarının performansa katkısının incelenmesi tavsiye edilmektedir.
Özet (Çeviri)
The continuous evolution of modern aviation is characterized by a persistent quest for higher cruise speeds, increased payload capacities, and extended operational endurance. These stringent performance requirements have driven aircraft designers to optimize structural efficiency, leading to the widespread adoption of high-aspect-ratio, lightweight, and consequently more flexible wing structures, particularly in High Altitude Long Endurance (HALE) Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) and next-generation electric aircraft. While offering significant aerodynamic and propulsive advantages, these flexible structures introduce complex multidisciplinary challenges known as“aeroelasticity,”where the interaction between aerodynamic forces, inertial dynamics, and elastic structural deformations becomes critical. Among the various forms of aeroelastic instabilities, propeller-driven aircraft face a unique and potentially catastrophic phenomenon known as“whirl flutter.”Whirl flutter is a dynamic instability characterized by a self-excited, unstable precessional motion of the propeller or rotor hub, arising from the coupling between the gyroscopic and aerodynamic forces of the rotating propeller and the elastic modes of the engine suspension system (pylon/nacelle) and the wing. Unlike the classical fixed wing flutter, whirl flutter is driven by the intricate interplay of gyroscopic moments and unsteady aerodynamic forces that destabilize the pitch and yaw modes of the engine installation. Historically highlighted by the fatal accidents involving Lockheed L-188 Electra turboprops in the 1960s, this phenomenon has recently re-emerged as a critical design constraint due to the shift towards lightweight composite structures and Distributed Electric Propulsion (DEP) configurations that place propulsion units at wingtips, thereby altering the inertial characteristics of the wing. The traditional engineering solution to mitigate this instability involves increasing the structural stiffness of the engine pylons and wing spars. However, this passive approach inherently incurs a significant weight penalty. For HALE UAVs and electric aircraft, where energy density and structural weight are paramount, such a penalty directly compromises range, endurance, and mission success, representing an unacceptable trade-off. This thesis proposes and validates an innovative active stability augmentation strategy that serves as a weight-efficient alternative to passive structural stiffening or complex mechanical solutions (e.g., active swashplates). The central hypothesis of this research is that the aircraft's existing primary control surfaces, specifically the ailerons and the rudder, can be utilized to generate the necessary aerodynamic damping to suppress whirl flutter. This software-centric approach aims to extend the aeroelastic stability boundaries without adding hardware complexity or increasing maintenance costs, effectively functioning as a“software upgrade”to the flight control computer. The research methodology involves the development of a comprehensive and high-fidelity aeroelastic simulation framework for a twin-engine UAV configuration. This modeling process integrates two core components, a six-degree-of-freedom (6-DoF) non-linear rigid body flight dynamics model and a generalized version of Reed's classical whirl flutter formulation. While the aircraft's rigid body motion is governed by Newton-Euler equations, the elastic pitch and yaw motions of the propeller-nacelle system are modeled using quasi-steady aerodynamic derivatives as defined by Houbolt and Reed. The model rigorously accounts for the gyroscopic moments generated by the rotating propeller, the destabilizing aerodynamic forces induced by the P-factor, and the structural stiffness and damping characteristics of the engine mount. Furthermore, the inertial forces resulting from the vibration of the engine mass are transformed to the aircraft's center of gravity, ensuring a full two-way coupling between the rigid body flight dynamics and the high-frequency aeroelastic modes. Within this mathematical framework, a Proportional-Integral-Derivative (PID) control architecture is designed to actively suppress whirl flutter instability. The control strategy utilizes angular rate feedback derived from the structural vibrations at the engine pivot point. Rate feedback is preferred over position feedback because whirl flutter is fundamentally a“negative damping”phenomenon, and a control effort proportional to velocity directly introduces artificial damping into the system. The controller measures the instantaneous pitch and yaw rates of the engine nacelle and computes the necessary deflection commands for the ailerons and rudder to generate opposing aerodynamic moments. Thus, ailerons are modulated to damp vertical (pitch) oscillations, while the rudder is employed to counteract lateral (yaw) oscillations. A critical aspect of the controller design is the consideration of practical implementation constraints, specifically the physical limitations of servo actuators. The actuator dynamics are modeled using a second-order transfer function, incorporating rate and position saturation limits to accurately simulate the phase lags and amplitude attenuation that occur during high-frequency control inputs. In the numerical analysis phase, extensive time-domain simulations were conducted within the MATLAB/Simulink environment. Initially, the stability boundaries of the uncontrolled (open-loop) system were established. The analysis revealed that the baseline UAV model reaches its critical stability limit at an airspeed of 58.3 m/s (approximately 113 knots). Beyond this speed, any external perturbation (such as turbulence or a pulse input) causes the oscillations in the engine nacelle to grow exponentially or settle into high-amplitude oscillations, thereby defining a strict limit on the operational flight envelope. Subsequently, the proposed PID-based active control system was activated (closed-loop), and the same flight scenarios were repeated. The results demonstrated a significant enhancement in the system's damping ratio. In the nominal scenario utilizing high-performance servo actuators with a rate limit of 450°/s, the critical flutter speed was increased from 58.3 m/s to 66.77 m/s. This extension represents a 14.53% expansion of the safe flight envelope, a substantial improvement in aeronautical engineering standards. Even at super-critical speeds such as 64 m/s, where the open-loop system is unstable, the active controller successfully damped the oscillations within 1.5 seconds. The analysis of actuator usage showed that the maximum deflection rates required at these speeds remained around 150°/s, well within the capabilities of the nominal hardware. One of the unique contributions of this study is the rigorous analysis of system robustness against actuator performance degradation. To simulate scenarios involving component aging, failure, or the use of lower-cost hardware, the actuator rate limit was artificially restricted to 200°/s. Remarkably, even under these degraded conditions, the control system maintained its effectiveness, stabilizing the aircraft up to a speed of 66.45 m/s. This finding highlights the robustness of the proposed control strategy, proving that it can operate reliably not only under ideal conditions but also in the presence of significant hardware constraints, making it a viable solution for cost-sensitive UAV platforms. In conclusion, this thesis demonstrates the feasibility and efficiency of shifting from a passive structural reinforcement paradigm to an active control paradigm for solving the whirl flutter problem. The developed system enhances flight safety and expands operational speed margins without adding structural weight or altering the aerodynamic design. The findings provide valuable guidelines for the design of long-endurance defense UAVs and future electric aircraft, offering a pathway to overcome aeroelastic constraints through intelligent control. For future work, further detailing the analysis by integrating a flexible wing model with an unsteady aerodynamic model, and validating the results via wind tunnel or flight tests is recommended. Additionally, to further improve the results, investigating the performance contribution of modern control approaches instead of a conventional PID controller is recommended. Future studies should focus on refining the analysis by coupling a flexible wing model with an unsteady aerodynamic model, and validate these findings via wind tunnel or flight tests. Additionally, investigating the efficacy of advanced control strategies over the baseline PID architecture could significantly enhance overall system performance.
Benzer Tezler
- Antakya tarihi ticaret merkezi mekansal yapı değişim ve gelişim sürecinin kent ticaret merkezi planlamasına etkinliği
The Effectiveness of spatial structural chance and development period of the historical trade center of Antakya in the urban trade planning
NEVİN TURGUT
Yüksek Lisans
Türkçe
1986
Şehircilik ve Bölge PlanlamaGazi ÜniversitesiŞehir ve Bölge Planlama Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. NURCAN UYDAŞ
- İzmir'de bazı yolların kapatılarak yaya bölgeleri oluşturma da kent peyzajını geliştirme açısından yeniden planlanması üzerinde araştırmalar
Başlık çevirisi yok
BAHAR TÜRKYILMAZ
Yüksek Lisans
Türkçe
1985
Şehircilik ve Bölge PlanlamaEge ÜniversitesiŞehir ve Bölge Planlama Ana Bilim Dalı
- Pik demiri ve karbon çeliğinin sulu çözeltiler içindeki korozyon hızının tayini
Determination of the rate of corrosion of the cast iran and carbon steel in the aqueous solutions
EMİNE NAZAN ÜNAL
Yüksek Lisans
Türkçe
1985
Kimya MühendisliğiGazi ÜniversitesiKimya Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. HAYRİ YALÇIN
- Helisel yayların statik karakteristiklerini ölçme ve kontrol etme cihazının tasarımı ve imalatı
Design and manufacture of a device measuringand controlling the static characteristics of helical springs
MUAMMER MUSULLUOĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
1987
Makine MühendisliğiGazi ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. FEVZİ ERCAN