BİR İNSANSIZ HAVA ARACI İÇİN TASARLANAN YÖN KONTROLCÜSÜ VE YATAY EKSENDE HAREKET ALGORİTMALARI

Transkript

1 BİR İSASIZ HAVA ARACI İÇİ TASARLAA YÖ KOTROLCÜSÜ VE YATAY EKSEDE HAREKET ALGORİTMALARI Meve Hanköylü 1,2, Seçkin Aıbal 1,2, Kemal Leblebicioğlu 2 1 TUSAŞ- Tük Havacılık ve Uzay Sanayii AŞ., Fethiye Mahallesi, Havacılık Bulvaı, o:17, 698, Kazan, Ankaa, TÜRKİYE, mhankoylu@tai.com.t, saibal@tai.com.t ÖZET Bu çalışmada insansız bi hava aacının (İHA) doğusal olmayan modeli için tasalanan iniş otoilotunun yanal kontol algoitmalaından bahsedilmişti. Yanal haeket için geekli olan yön (baş açısı) kontolcüsü ve bunun daha üzeinde ye alan yatay eksende haeket kontol algoitmalaı oluştuulmuş ve efomanslaı kaşılaştıılmıştı. Yön kontolcüsü tasaımında önce PID kontolcü oluştuulmuş daha sona efomansını kaşılaştımak amacı ile kutu yeleşim metodu ile yeni bi kontolcü tasalanmıştı. Yön kontol algoitmasının oluştuulmasının adından uçağın yatay eksende istenen haeketlei yeine getiebilmesi için bii geçiş izi mesafesi (coss distance) kontolcüsü, diğei de yatay ota (Lateal Tack) kontolcüsü olmak üzee 2 faklı yatay haeket algoitması eklenmişti. Bu çalışmala MATLAB/Simulink otamında geçekleştiilmişti. Anahta Kelimele: Yön Kontolü, Yatay Haeket Kontolü 1. GİRİŞ Bilindiği üzee bi uçuşta iniş fazı en fazla isk taşıyan evedi ve yaılan aaştımala da bu savı desteklemektedi. Otomatik sistemlein geliştiilmesi ile bu isk oldukça azaltılmıştı. He ne kada otomatik olsa da sistemle üzeindeki sınıla ve olumsuz çevesel etkile hala kazalaa neden olmaktadı. Ancak yine de klasik ya da akıllı kontol algoitmalaı kullanılaak bu olumsuzluklaa ağmen güvenli uçuşla sağlanmaya çalışılmaktadı [4, 6, 7, 9]. Bilinen uçak dinamik modellei doğusal olmadığından, geçeğe yakın analizle yaabilmek için tasalanan kontolcülein de bu doğusal olmayan modellee uygun olması beklenmektedi [13]. Bunun için ise kazanç tablolama [8] ya da daha akıllı kontol metotlaı kullanılmaktadı [5]. Bi iniş otoilotu oluştuuluken uçağın yükseklik kontolünün yanı sıa hız ve yatay eksendeki ozisyonunun da kontol edilmesi geekmektedi. Buada ana fiki uçağın yatay eksendeki ozisyonunu kontol etmek için güdüm siteminden göndeilen efeans nokta ya da sinyallei taki edecek şekilde uygun yön komutunun üetilmesidi. Genelde gidilecek yolu (efeans) elde etmek için yol güzegah noktası (WP) taki edilse de ek çok başka yöntem kullanılmaktadı [2, 1, 11, 14]. İHA sistemlei kazandıılan kabiliyetlei nedeni ile oldukça güçlü bi yatay eksen kontolüne ihtiyaç duymaktadıla. Tabii ki eklenen bu sistemlein kamaşıklığı göev ofiline uygun olaak yani İHAnın askei ya da sivil olmasına göe değişkenlik göstemektedi [1]. Oluştuulan 2 Elektik-Elektonik Mühendisliği Bölümü ODTÜ, Ankaa kleb@metu.edu.t sistemle İHA için zaman, yakıt, güzegâh gibi kıstaslaa göe otimize edilmiş bi yol tayin edilmesini ayıca uçağın da yol üzeindeki muhtemel engelleden kounmasını sağlamaktadı [3, 12]. Bu çalışmada İHA için tasalanmış yatay eksen kontolcüleinin ve yatay eksende haeket kontol (güdüm) algoitmalaının efomanslaı kaşılaştıılmıştı. 2. YATAY EKSE KOTROLCÜSÜ Bu çalışmada, IAI Pionee RQ-2 tii 6 sebestlik deecesine sahi doğusal olmayan bi İHA modelinin iniş fazı dahilinde yatay eksendeki ozisyonun kontolünün nasıl sağlandığı anlatılmıştı. Bunun için öncelikle PID kontolcü mantığı ile bi yön (baş açısı) kontolcüsü tasalanmıştı. Oluştuulan bu sistemin efomansından emin olmak için ayıca kutu yeleşim metodu kullanılaak faklı bi kontolcü daha üetilmişti. He iki duumda da sistemde yadımcı bi yönelim açısı değişme hızı kontolcüsü bulunmaktadı. Bahsedilen uçak modeli hazı bi MATLAB kütühanesinden alınmıştı. Ayıca tüm tasaım çalışmalaı MATLAB/Simulink ve bazı yadımcı m-file kodlaı ile geçekleştiilmişti. Tablo 1 IAI Pionee RQ-2 Uçağına Ait Teknik Özellikle Ağılık Yakıt Uzunluk Genişlik Yükseklik Çalışma Yüksekliği Maksimum Yükseklik Maksimum Menzil Maksimum Havada Kalma Süesi Maksimum Hızı Minimum Hızı Stall Hızı omal Seyi Hızı ounds 47 lites 1 Octane AVGAS 14 feet 16.9 feet 3.3 feet 12, feet 15, feet 185+ KM 5+ hous 11 KIAS (Knots Indicated Aiseed) 65 KIAS (MIAG Autoilot softwae limit) 4-45 KIAS 7 KIAS Tasalanan yatay eksen kontolcüleini denemek için uçağın iniş esnasında iste yaklaşmasının faklı yatay mesafelede ve faklı açılala yaıldığı vasayılmıştı. Genel tasaım ensileine uygun olaak öncelikle İHA nın doğusal modeline uygun bi otoilot tasalanmıştı. Bunun için ise uçağın denge noktasındaki (tim oint) hız, 249

2 Elektik-Elektonik ve Bilgisaya Semozyumu 211 yükseklik, süzülüş açısına göe sistem duum değişkenlei ve kontol gidilei elde edilmişti. Bu çıktıla daha sonaki model doğusallaştıma ve doğusal olmayan modelin kontolü aşamalaında kullanılmaktadı. Sistem duum değişkenlei hız, hücum açısı, savulma açısı, açısal hız bileşenlei, otasyon açılaı ve uçağın koodinatlaıdı. x = [V, α, β,,q,, Ψ,θ,Φ,xe, ye, H] Sistem kontol gidilei ise aeodinamik güç ve moment bileşenlei ile yüzeyle üzeindeki samaladı. u = [Fx, Fy, Fz, Mx, My, Mz,δe, δa, δ, δf] Daha sona doğusal olmayan model doğusallaştıılmış ve duum uzayı matislei elde edilmişti. Sistem kontolcüsünün tekisine göe yatay ve dikey eksen bileşenleinin ayı ayı incelenmesinin uygun olacağı belilenmişti (decouled system). Bu sayede oluştuulan yön (baş açısı) kontolcüsü ve yatay eksen ozisyon kontolcüsünün (güdüm) tekilei daha kolay incelenebilmişti. Benzetim modelinde ilgili kontol yüzeyleinin (kanatçık ve dümen) sama değelei ±3 deece olaak belilenmişti. Buna göe de PID tii yön ve yadımcı olaak da yönelim açısı değişme hızı kontolcülei tasalanmıştı [9, 13]. Dengeleme işlemi ve buna bağlı olaak doğusal model kontolcü tasaımı, otoilotun kaalılığını attımak için faklı denge noktalaında tekalanmıştı (3 m/s ve 6 m/s olaak belilenen asgai ve azami hız limitlei). Çünkü genel olaak doğusal olmayan sistemde sadece belili bi hız değeine göe dengelenen sistem kontolcü kazançlaı kullanılıken sistem başka bi hız değei ile çalıştııldığında kontol edilememektedi. Ancak yaılan çalışmala sonucunda üzeinde çalışılan sistemin yatay eksen haeketinin hız değişiminden etkilenmediği ve ayışık sistem analizine uygun olaak bu kısımda kazanç tablolama metodu na ihtiyaç duyulmadığı göülmüştü Yatay eksen kontolcüsü tasaımı Basitleştiilmiş ayışık sistemlee göe yatay eksen duum uzayı matislei aşağıda veilmişti. x T ( t) = [ v φ ψ ] (duum değişkenlei) (1) T u = [ ξ ζ ] = [ ] (kontol gidilei) (2) v& Yv U g cosθ v Yδ R (3) & Lv L LδA LδR δa & = + v δa δr & δr φ 1 φ ψ& 1 ψ 1 1 y( t) = Ix( t) = 1 v 1 φ 1 ψ (4) Bu model üzeindeki biimle Tablo 2 de gösteilmişti. Bi uçağın yatay eksen haeketini sağlamak için uçak üzeindeki kanatçık ve yön dümeni kontol yüzeylei kullanılmaktadı. Uçak haeket edeken yatay eksende oluşabilecek samalaı önlemek ya da asıl gidilecek yol üzeine otuabilmek için böyle bi sistem bulunması elzemdi [13, 14]. Oluştuulan kontolcülede oluşan baş açısı hatası sayesinde kanatçık yüzeyine göndeilecek sama elde edilmektedi. Yönelim açısı değişme hızı kontolcüsü ise dümen yüzeyini kontol etmek için kullanılmaktadı PID ile Yön Kontolcüsü Tasaımı: Bu kısımda iç ve dış döngüleden oluşan katlı bi kontolcü uygulanmıştı. İlk iç döngüde (yatış açısı değişme hızı) kontolcüsü efeans yatış açısı değişme hızına bakaak kanatçık yüzeyine uygulanacak samayı üetmektedi. Bu efeans sinyal bi üst seviye kontolcü olan hi (yatış açısı) kontolcüsü taafından üetilmektedi. En dışaıdaki döngüde ise efeans baş açısı ile sistemin çıktısı olan yönelim açısı kaşılaştıılmakta ve bi kazanç katsayısı ile çaılaak efeans hi (baş açısı) üetilmektedi. Sisteme ait blok gösteim Şekil 1de veilmişti. Şekil 1 Yön Kontolcüsü Blok Gösteimi Daha sona sistemin basamak sinyale olan tekisi doğusal model üzeinde gözlemlenmişti. Şekilde göüldüğü üzee oldukça başaılı bi kontolcü oluştuulmuştu. Şekil 2 Baş Açısı Kontolcüsünün Basamak Sinyale Olan Tekisi (Doğusal Sistem Modeli Üzeinde) Yönelim açısı değişme hızı kontolcüsü Yatay eksende haeket kontolünü sağlamaya yadımcı olması için bi de yönelim açısı değişme hızı kontolcüsü tasalanmıştı. Buada basit bi oantısal kazanç katsayı kullanan bi kontol döngüsü oluştuulmuştu. Sisteme veilen efeans sinyal uçak modelinin çıkış sinyalidi (sensö datası). Blok gösteimi Şekilde veilmişti. Şekil 3 Yönelim Açısı Değişme Hızı Kontolcüsünün Blok Gösteimi Kontolcünün efomansını gömek için yön kontolcüsü ile beabe çalıştıılmıştı. Bunun için teka yön kontolcüsüne basamak sinyal uygulanmıştı. Yön kontolcüsü ile beabe yönelim açısı değişme hızı kontolcüsünün de başaılı bi şekilde çalıştığı gözlemlenmişti. Göüldüğü üzee 25

3 yön kontolcüsü değişik sinyalle üettiği esnada yönelim açısı değişme hızı kontolcüsü de dalgalanmıştı ancak efeans sinyale ulaşıldığı anda üetilen sabit yön sinyali için yönelim açısı değişme hızı kontolcüsü sıfıda kalmıştı. İki kontolcünün bileştiilmesi ile bu çalışmada elde edilen ilk yatay eksen haeket otoilotu Şekil 4 te veilmişti. Şekil 4 Yatay eksen Haeket Otoilotu Tablo 2 Uçağın Yatay Eksen Haeket Bileşenlei IAI Pionee RQ-2 Uçağına Ait Teknik Özellikle Yeni kutu değelei atanmadan önce sistemin kontol edilebililiği incelenmişti. Atanan yeni kutu değelei; dol =[-5-1, ]; Yeni duumda lace komutu ile elde edilen kazanç değelei; K = [-.183,, ] Ancak yaılan denemelede sistemin bu katsayılala uygun çalışmadığı gözlemlenmiş ve PID katsayı ayalamasına benze şekilde katsayıla teka düzenlenmişti. Elde edilen değelele sistemin düzgün çalıştığı gözlemlenmişti. K = [-.183, -1, ] Yine sistemin basamak sinyale vediği teki Şekil 6 da gösteilmişti. Ψ Roll angle Yatış açısı Yaw angle Yönelim (sama) açısı δa Aileon deflection Kanatçık saması δr Rudde deflection Dümen saması L Rolling moment Aeodinamik kuvvetle Yawing moment Roll ate Açısal Hız Bileşenlei Yaw ate V Lateal velocity Şekil 6 Baş Açısı Kutu Yeleşimi Metodu Sonuçlaı (Doğusal Model Üzeinde) Bahsedilen kontolcüle doğusal olmayan model üzeinde de denenmiş ve olumlu sonuçla elde edilmişti. Bununla ilgili sonuçla ise bi sonaki kısımda anlatılacak olan yatay eksende haeket algoitmalaı ile bileştiileek veilmişti Kutu yeleşim (ole lacement) metodu ile yön kontolcüsü tasaımı Bilindiği üzee sistemin kutu noktalaı sistemin kaalılığı ve kontol edilebililiği üzeinde etkilidi. Bu nedenle kutu noktalaının s-düzleminde mümkün olduğunca sol taafta olması istenmektedi. Yine bu kontolcü de önce doğusal sistem üzeinde uygulanmıştı. Buna göe oluştuulan sistem modeli Şekil 5 te veilmişti. Şekil 7 Ye Değiştime Esnasında Baş Açısı Kutu Yeleşimi Metodu Sonuçlaı (Doğusal Olmayan Model Üzeinde) Şekil 8 Ye Değiştime Esnasında Baş Açısı PID Kontolcüsünün Sonuçlaı (Doğusal Olmayan Model Üzeinde) Şekil 5 Kutu yeleşim ile Yatay Eksen Kontolcüsü Blok Gösteimi Şekilde de gösteildiği üzee sistem duum uzay matis modeli teka düzenlenmişti. Yeni duumda yön kontolü sistem bileşenleinin (, si, hi) sadece bi kontol yüzeyini (kanatçık) kullandığı kısmi duum gei beslemesi ile sağlanmıştı. Buada en önemli kısım kazanç matisi K nın elde edilmesidi. Bunun için MATLAB daki lace komutu kullanılmıştı. Sistemin ilk duumuna ait kökle; = [, , ] 3. YATAY EKSEDE HAREKET ALGORİTMALARI Çalışmanın bu kısmında uçağın yatay eksendeki haeketleini kontol etmek için oluştuulan yatay güdüm algoitmalaı yön kontolcüsü üzeine eklenmişti. Yöntemledeki ana fiki uçağın ozisyonun x-y ekseninde istenen yee getimek ve tutmaktı. Dolayısı ile sistemin x-y eksenindeki ozisyon bilgilei çıktısı değelendiileek sonuçta elde edilen baş açısı sinyali yön kontolcüsüne iletilmektedi. 251

4 Elektik-Elektonik ve Bilgisaya Semozyumu Geçiş izi mesafesi (coss distance) kontolcüsü: Yön kontolcüsü olan bi İHA nın y ekseninde ozisyonunu sabit tutabilmesi için bu eksendeki haeketleinde meydana gelecek samalaı tolee edebilecek bi üst sistem oluştuulması geekmektedi. Buada efeans y ozisyonu ile ölçülen y-ozisyon bilgisi aasındaki fak beklenen yatay sama ile kaşılaştıılmaktadı (Şekil 9). Sonuçta da yön kontolcüsüne göndeilmek üzee bi baş açısı komut bilgisi üetilmektedi. Şekil 9 Yatay Sama Kontolcüsünün Blok Gösteimi Önek olaak yatay eksende y= çizgisi üzeinde olması geeken bi İHA nın y=-2m den efeans ozisyona ulaşıken sistemin göstediği efomans Şekil 1 da veilmişti. Şekil 1(a) da uçak istenen ozisyona geliken yön kontolcüsünün tekisi, Şekil 1(b) de ise uçağın bu esnada izlediği yol gösteilmişti. (a) [11] de veilen efeansa göe oluştuulan kontolcü de uçağın yatay eksendeki ozisyon bilgisi ve hız bilgisi aasında oluştuulan basit bi eşitlik (5) oantısal bi kazanç katsayısı ile çaıldıktan (7) sona elde edilen yönelim açısı değişme hızı, sama açısına (8) dönüştüüleek geeken baş açısı komut sinyali elde edilmektedi. X & kx Y& ky = (5) [3.1] sıfıa eşitleneek bi system hatası elde ediliyo; Eo = ky X X& Y & (6) = Oantısal bi gei besleme kazancı ile yönelim açısı değişme hızı komut sinyali elde ediliyo; sat( K ( ky& X X& Y )) comm = (7) Yönelim açısı değişme hızı siyali system kontolcü katsayısı ile yönelim açısına dönüştüülüyo. = ( comm= K ( ky& X X& Y )) ψ comm (8) Buada hız bilgilei sistemin çıktısı olan ozisyon bilgileindeki samalaın tüevi alınaak elde edilmişti. k and K R ise sistemde kontolü sağlayan aameteledi. Bu çalışmada yönelim açısı değişme hızı.26 ad/sn alınmıştı. k katsayısı uçağın haeketinin keskinliğini ayalamaktadı. k 1iken beklenen haeket uçağın doğudan bitiş noktasına uçmasıdı. Kontolcünün Simulink modeli de Şekil 12 de gösteilmişti. (b) Şekil 1 Geçiş İzi Mesafesi Kontolcüsünün Sistem Tekisi 3.2. Yatay Rota Kontolcüsü İHA nın iniş duumuna geçtiği nokta iniş noktası, flae başlangıç noktası ise bitiş noktası kabul edildiğinde aslında izlenen otanın basit bi uçuş bacağı olduğu göülmektedi. Bu kontolcü tasaımında amaç uçağın inişini bitimeden önce ya da bacağı geçmeden önce bitiş noktasını yakalamasıdı. Yine bunun sağlanabilmesi için LT kontolcüsünün yön kontolcüsü için uygun baş açısı komut sinyalini üetmesi beklenmektedi. Şekil 12 Yatay Sama Kontolcüsünün Simulink Gösteimi Bu kontolcü için hazılanan senayoda uçağın (x,y) başlangıç koodinatlaı (, -2) iken, (1, 3) noktasına vaması beklenmektedi. Alınan sonuçlaa bakıldığında Şekil 13(a) da uçağın y eksenindeki haeketi Şekil 13(b) de ise bu haeketin oluşmasını sağlayan baş açısı sinyali veilmişti. Bu kontol işleminde göülen, kontolcü istenen noktaya eişebilmekte ancak sisteme taki edilecek ikinci bi nokta ya da bi zaman kısıtı veilmediğinde kontolcüden ek de uygun sonuçla alınamamaktadı. Şekil 11 Yatay Rota Kontolcüsünden Beklenen Pefomansın Gösteimi 4. SOUÇLAR Bu çalışma içeisinde sunulduğu üzee uçağın yatay eksendeki haeketini kontol etmek özellikle iniş fazında hehangi bi sama meydana geldiğinde ya da faklı noktaladan yaklaşma fazı başlatıldığında istin yakalanması 252

5 için oldukça önemlidi. Öncelikle yön kontolünün simulasyon otamında en temel PID kontolcülele sağlanabildiğini gödükten sona oluştuulan sistemin efomansını test etmek üzee ikinci bi kontolcü oluştuulmuştu. Tasalanan kontolcülele benze şekilde oldukça iyi sonuçla elde edilmişti. Çalışmanın devam eden kısmında doğusal olmayan uçak modeli ile oluştuulan iniş otoilotunda, sistemin üzgâ etkisine kaşı dayanıklılığı da gösteilebilmişti. (a) (b) Şekil 13 Uçağın y-eksenindeki Haeketi ve Yön Kontolcüsünün Teki Gafiği Uçağın yatay eksende istenen hedefe ulaşabilmesi ise yatay eksendeki haeket kabiliyetini tamamlayan temel unsudu. Aksi takdide veilecek yön komutu dizisinin daha önceden belilenmiş olması geekmektedi. Çalışmada anlatılan ilk haeket kontolcüsünde uçağın belilenen bi efeans yola eişmesi daha doğusu efeans yol ile uçağın taki ettiği yolun ötüştüülmesi amaçlanmıştı. Diğeinde ise uçağa komut olaak göndeilen hedef noktala aasında bi yede ilgili yolu yakalayaak hedef noktaya ulaşması sağlanmıştı. Daha önce de belitildiği üzee ikinci yöntemde komut süekliliği ya da zamanlama ile ilgili veile geektiğinden çalışmanın ileleyen kısımlaında (iniş senayolaı denemelei) ilk kontolcü kullanılmıştı. Bu çalışma, uçulan alana uygun olaak yatay eksendeki uçuş noktalaını (way oint) o esnada üetebilecek bi sistem haline getiileek geliştiilebili. [5] S. Suesh,. Kannan, Diect Adative eual Flight Contol System fo an Unstable Unmanned Aicaft Elsevie, Alied Soft Comuting vol. 8, , 28. [6] J.G. Juang, H.K. Chiou, L.h. Chien, Analysis and Comaison of Aicaft Landing Contol Using Recuent eual etwoks and Genetic Algoithms Aoaches, Elsevie, euocomuting, vol. 71, , 28. [7] V. Kagın, Design of an Autonomous Landing Contol Algoithm fo a Fixed Wing UAV, M.Sc. Thesis, METU, 27. [8] J. Juang, B. Lin, K. Chin, Intelligent Fuzzy Systems fo Aicaft Landing Contol, I. Wang, Y. Jin (Eds.) Lectue otes in Comute Science, Singe-Velag Belin Heidelbeg, vol. 3613/25, , 25. [9] R.S. Chistiansen, Design of an Autoilot fo Small Unmanned Aeial Vehicles, M.Sc. Thesis, Bigham Young Univesity, 24. [1] S. Pak, J. Deyst, and J. How, A ew onlinea Guidance Logic Fo Tajectoy Tacking, Poceedings of the AIAA Guidance, avigation and Contol Confeence, AIAA, Pae 24-49, August 24. [11] M. iculescu, Lateal Tack Contol Law Fo Aeosonde UAV, 39th AIAA Aeosace Sciences Meeting and Exhibit Reno, V, AIAA Pae 21-16, 21. [12] J.Z. Ben-Ashe, V. Heymann, Aicaft Tajectoy Otimization in the Hoizontal Plane, Poceedings of the 34th Confeence on Decision & Contol ew Oleans, LA, , [13] D. McLean, Automatic Flight Contol Systems, Pentice Hall,199. [14] MIT Oen Cousewae, Lectue12: Aicaft Lateal Autoilots, URL: htt://ocw.mit.edu/couses/aeonautics-and- astonautics/ aicaft-stability-and-contol-fall- 24/lectue-notes/lectue_12.df as accuate Januay 29th, KAYAKLAR [1] A. Baientos, P. Gutiéez, J. Coloado, Advanced UAV Tajectoy Geneation: Planning and Guidance, Univesidad Politécnica de Madid (Robotics and Cybenetics Gou) Sain, Aeial Vehicles, InTech, 29. [2] G.J.J. Ducad, Fault-Toleant Flight Contol and Guidance Systems Pactical Methods fo small Unmanned Aeial Vehicles, H oua et al. (Eds.), AIC (Advances in Industial Contol), Singe-Velag, London, 29. [3] M.D. Adema, B. C. Asuncion, Flight Path Otimization at Constant Altitude, G. Buttazzo, A. Feidiani (Eds.), Vaiational Analysis and Aeosace Engineeing, Singe Otimization and its Alications, vol. 33, , 29. [4] F. Küeksiz, A Real Time Test Setu Design and Realization fo Pefomance Veification of Contolle Designs fo Unmanned Ai Vehicles, M.Sc. Thesis, METU,