Sabit Kanatlı İHA için Çevik Kontrolcü Tasarımı ve Uçuş Denemeleri Controller Design for Agile Maneuvering Fixed-Wing UAV and Flight Tests

Transkript

1 Sabit Kanatlı İHA için Çevik Kontrolcü Tasarımı ve Uçuş Denemeleri Controller Design for Agile Maneuvering Fixed-Wing UAV and Flight Tests Ferit ÇAKICI 1, M. Kemal Leblebicioğlu 2 1 Elektrik-Elektronik Mühendisliği Bölümü Ortadoğu Teknik Üniversitesi, Ankara feritcakici@yahoo.com.tr 2 Elektrik-Elektronik Mühendisliği Bölümü Ortadoğu Teknik Üniversitesi, Ankara kleb@metu.edu.tr Özetçe Bu çalışmada, dikine kalkış-iniş yapabilen, düz uçuş kabiliyetine sahip bir kuyruk üzerine oturan İnsansız Hava Aracı (İHA) platformunun tasarımı ve geliştirilmesi ele alınmıştır. Ayrıca, hava aracının dikine kalkış-iniş yapmasını, havada asılı kalmasını, düz uçuşunu, bu modlar arasında geçişini ve dalış-halka gibi çevik manevraları yapabilmesini sağlayacak bir kontrolcü tasarımı yapılmıştır. Karşılaştırma maksatlı olarak dikine havalanan İHA nın yanında çok rotorlu bir İHA tasarımı gerçekleştirilmiştir. Denge noktaları bulunduktan sonra yapılan doğrusal sistem analizleri, hava araçlarının kararsız fakat kontrol edilebilir olduğunu ve kontrolcü tasarımını mümkün olduğunu göstermiştir. PID ve LQR yöntemleriyle tasarlanan kontrolcüler farklı görev senaryoları için test edilerek, hava araçlarının kontrolcü ile kararlı hale getirildiği ve görevdeki uçuş noktalarını takip edebildiği gözlemlenmiştir. Uçuş simülasyon sonuçları, kapalı döngü kararlılık garanti altına alındığında kontrolcü değişimi yapılmasının mümkün olduğu göstermiştir. Son olarak, kontrolcü değiştirme algoritmasının gerçekleştirilmesinden sonra, performans değerlendirmesini müteakiben dikine havalanan İHA ya uygulanarak bazı uçuş testleri yapılmıştır. Abstract In this thesis, design and development of a vertical takeoff-landing UAV with level flight capability is considered. Also, the challenging problem of designing and implementing a controller that makes the aircraft perform vertical takeoff and landing, hover, level flight, transitions between hover and level flight and agile maneuvers like dive and loop will be investigated. Along VTOL UAV, a multirotor UAV is designed for comparison purposes. Linear analysis around trim points showed that both aircrafts are unstable and controllable. PID and LQR controllers are designed and evaluated for different mission scenarios. Flight simulation results proved the applicability of controller switching for mode transitions, when the closed loop stabilities are ensured. Finally, a method for controller switching is required to be design. After evaluating the performance of controller switching, the designed controllers have been tested in real flight using the VTOL UAV platform which has been constructed. 1. Giriş Günümüzde İnsansız Hava Araçları (İHA), sınırlandırılmış açısal limitlerde, gözlem ve gözetleme maksadıyla kullanılmaktadır. İHA lar genellikle sıkıcı, kirli ve tehlikeli görevler için kullanılırken, çevik manevra kabiliyeti uçuş güvenliğini artırması ve kısıtlı alanlarda üç boyutlu hareket kabiliyeti sağlaması açısından avantaj sağlamaktadır. Görev gereksinimlerine göre, İHA lardan dikine iniş kalkış, havada asılı kalma, yatay uçuş, uçuş modları arasında geçiş, dalma, hızlı dönüş, mekanik basitlik, güvenilirlik ve idame edilebilirlik gibi özellikler beklenmektedir. Bu çalışmada, dikine iniş kalkış yapabilen ve yatay uçuş kabiliyetine sahip bir İHA platformu modellenecek, sistem parametreleri belirlenecek, kararlılık analizi yapılacak ve çevik manevra yapabilmeyi mümkün kılan kontrolcü tasarımı gerçekleştirilecektir. Bu alandaki mevcut çalışmalar [1-4] incelendiğinde; itki sisteminin oluşturduğu hava akımı içindeki kontrol yüzeyleriyle kararlılığı sağlayan ve çevik manevra kontrolcüsüne sahip bir VTOL İHA platformunun eksikliği tespit edilmiştir. Çevik manevra kontrolcüsü havada asılı kalma, yatay uçuş, yükseliş, alçalış, dalış ve çember gibi manevraları sağlayan 1

2 kontrolcü modlarından oluşarak bu modlar arasında geçişleri sağlamaktadır. Çalışma sonucunda elde edilecek kontrolcü tasarımının bir görev senaryosu dâhilinde gereksinimleri yerine getirebilmesi hedeflenmektedir. 2. İHA Platformu Çevik manevra kabiliyetinin gösterimi ve kontrolcü tasarımının doğrulanması maksadıyla başlangıç platform tasarımı gerçekleştirilmiştir. Hava aracı (Şekil 1) bir pervane, motor, gövde, ana kanat ve simetrik kontrol yüzeylerinden oluşmaktadır. Pervane Motor Gövde Ana Kanat Kontrol Yüzeyleri Şekil 1: Kuyruk üzerine oturan İHA platformu. Hava aracında pervanenin açısal hızı ve kontrol yüzeylerinin açısal konumu olmak üzere 5 değişken bulunmaktadır. Uçuş kontrolcüsünün itki komutu hız kontrolcüsü aracılığıyla motora, dolayısıyla pervaneye uygulanmaktadır. Dört adet kontrol yüzeyinin komutları ise uçuş kontrolcüsünün yalpalama, yunuslama ve yönelme komutlarının birleştirilmesiyle (Şekil 2) elde edilmektedir. uthr (İtki) RPM (Pervane) urol (Yalpalama ) upit (Yunuslam a) uyaw (Yönelme) Açı 1 (Yüzey 1) Açı 2 (Yüzey 2) Açı 3 (Yüzey 3) +- Açı 4 (Yüzey 4) Şekil 2: İHA platformunun kontrol karıştırması. 2

3 Havada asılı kalma manevrasında kontrol yüzeylerinin açılarının değişimiyle kararlılığın sağlanması hedeflenmektedir. Dikey uçuşun motorun açısal hızının kontrolü ve düz uçuşun ise gövdenin yere paralel hale getirilerek (Şekil 3) uçak gibi uçuşu planlanmaktadır. Kontrol yüzeyleri, pervanenin oluşturduğu hava akımının içinde bulunmasından dolayı sürekli ve değişken bir hava akışına tabidir. Hava aracının geometrik tasarımına, uçuş için gerekli olan batarya, elektrik sistemi ve aviyonik sistemler eklendiğinde elde edilmesi hedeflenen kütle (1) ve eylemsizlik momenti değerleri (2): m b 2, 923 kg, (1) I b kgm (2) Havada Asılı Kalma Modu Geçiş Modu Düz Uçuş Modu Şekil 3: Kuyruk üzerine oturan İHA uçuş modları. 3. Modelleme Hava aracının ile kontrol sistemi tasarımının oluşturulması ve gerçek uçuş öncesinde sistem doğrulamasının yapılabilmesi maksadıyla modelleme yöntemi kullanılmıştır. Öncelikle hava aracında bulunan her alt parça fiziksel, aerodinamik ve elektriki olarak modellenmiş, müteakiben bu parçalar hava aracının geometrisinde birleştirilerek nihai model elde edilmiştir. Kuyruk üzerine oturan İHA nın modelleme, tasarım, simülasyon ve analiz safhalarının gerçekleştirilmesi ve diğer tip (döner-rotorlu, çok rotorlu, dikine kalkan uçak, vb.) hava araçlarıyla karşılaştırılmasının yapılabilmesi maksadıyla, etkileşimli bir arayüz programı hazırlanmıştır (Şekil 4). Şekil 4: Modelleme, tasarım, simülasyon ve analiz programı. 3

4 3.1. Dinamik Model Hava aracının dinamik modelinin oluşturulmasında kanat elemanları teorisi ile momentumun korunumu prensibinden faydalanılarak pervanenin açısal hız-itki, ana kanadın ve kontrol yüzeylerinin hava hızına göre kaldırma-sürtünme-moment, gövdenin ise sürtünme değerleri elde edilmiştir. Hava aracındaki durum değişkenlerinin ve kontrol girdilerinin durumuna göre elde edilen kuvvet ve momentler ağırlık merkezinde toplanarak, Newton nun ve Euler in hareket denklemleri [5 ve 6] kullanılmasıyla dinamik model elde edilmiştir Harcanan Güç Modellemesi Hava aracında enerji kaynağı olarak batarya kullanıldığından, parça bazında verimli çalışma alanlarının belirlenerek en iyi uçuş performansının elde edilmesi maksadıyla parça seçiminin yapılabilmesi maksadıyla elektriki model oluşturulmuştur. Bu modelde temel parametreler olarak harcanan güç ve verimlilik ele alınmıştır. Bu çerçevede bataryanın, motor hız kontrolcüsünün, motorun [7] ve aviyonik sistemlerin (dc-dc regülatör, uçuş kontrol birimi, küresel konumlama sistemi, telemetri sistemi vb.) girdi-çıktı modelleri deneysel olarak elde edilmiştir. Sonuç olarak uçuş durumuna göre kalan batarya kapasitesi, aviyonik sistem tarafından harcanan güç, hız kontrolcüsü tarafından motora aktarılan güç ve motorun karakteristiğine göre pervaneye aktarabildiği güç hesaplanarak gerçekçi bir model elde edilmiştir. 4. Doğrusal Analiz Hava aracının dinamik modeli kullanılarak, farklı uçuş durumlarına göre durum değişkenlerinin ve kontrol girdilerinin denge noktaları hesaplanmıştır. Bu denge noktaları için doğrusallaştırılan modelin kararlılık ve kontrol edilebilirlik analizi gerçekleştirilmiştir. Seyrüsefer değişkenlerinin (doğrusal hız ve açısal yönelme hızı) sabit olarak alındığı uçuş durumları için, hava aracındaki toplam kuvvet ve momentlerin sıfır olması için gerekli kontrol girdileri hesaplanarak Tablo 1 de sunulan denge durumları elde edilmiştir. Tablo 1: Kuyruk üzerine oturan İHA denge noktaları. Mod Havada Asılı Kalma Seyrü. Değiş. V xyz 0m s Durum Değiş. 90 Kontrol Yüzeyleri Pervane Hızı (RPM) 7519 Geçiş V x 5m s Düz Uçuş V x 12 m s Farklı seyrüsefer değişkenleri için elde edilen denge noktalarında Taylor serileri açılımı ile doğrusallaştırılan modelin kararlılık ve kontrol edilebilirliği incelendiğinde, hava aracının her durumda kararsız olduğu, ancak kontrol edilebilir halde bulunduğu tespit edilmiştir. 4

5 Şekil 5: Doğrusallaştırılmış modelin karalılık analizi. 5. Kontrol Sistemi Hava aracının kontrol sistemi tasarımında PID (proportinal-integral-derivative, doğrusal-integral-türev) ve LQR (linear quadratic regulatör, doğrusal quadratik ayarlayıcı) kullanılmıştır. Bir denge noktası için parametreleri ayarlanan doğrusal kontrolcülerin etkinliğinin denge noktasından uzaklaştıkça azaldığı ve uzaktaki denge noktaları için sistemi kararlı hale getiremediği (Şekil 6 ve 7) için kullanılamaz hale geldiği gözlemlenmiştir. Şekil 6: Havada asılı kalma kontrolcüsünün komşu denge noktalarına göre ve kararlılığı (yeşil: kararlı, kırmızı: kararsız). 5

6 Şekil 7: Geçiş kontrolcüsünün komşu denge noktalarına göre ve kararlılığı (yeşil: kararlı, kırmızı: kararsız). Havada asılı kalma durumu için tasarlanan kontrolcünün düz uçuşta sistemi kararlı hale getirememesi ve düz uçuş için tasarlanan bir kontrolcünün ise havada asılı kalma modu için kullanılamayacağı tespit edildiğinden dolayı, bütün uçuş zarfında uçuşun sağlanabilmesi maksadıyla kontrolcü geçir yöntemi oluşturulmuştur. Bu yöntemde mevcut durumdaki kontrolcü ile geçiş yapılacak durumuna ait kontrolcünün kararlı hale getirdiği durumlar arasında kesişim kümesi bulunduğu halde, her iki kontrolcünün sürekli çalıştırılarak denge noktalarına olan mesafelerine göre ağırlıklandırılmasıyla geçiş sağlanmakta, kesişimin bulunmaması durumunda ise kontrolcülerin kararlı hale getirdiği alanlar arasında geçiş yapabilmek için limitlerde kontrol uygulanmaktadır. 6. Uçuş Simülasyonları Hava aracının ve tasarlanan kontrolcünün performans gösteriminin yapılması maksadıyla uçuş simülasyonları gerçekleştirilmiştir. Uçuş planlamasında 10x10 m lik bir uçuş parkuru oluşturularak; birinci durumda yalnızca havada asılı kalma kontrolcüsü kullanılmış, ikinci durumda ise kontrolcünün havada asılı kalmadan düz uçuşa geçmesini sağlayacak şekilde uçuş modu değişimine izin verilmiştir. Uçuş planlamasına göre birinci durumu için yalnızca havada asılı kalma kontrolcüsü kullanılarak yapılan uçuş simülasyonunda (Şekil 8) hedef noktasına saniye içinde ulaşılabilmiştir. Hava aracının çok rotorlu bir İHA platformu gibi, yunuslama açısı küçük ve hava aracı yere paralel olacak şekilde uçuşu gerçekleştirdiği gözlemlenmiştir. Şekil 8: Havada asılı kalma kontrolcüsü ile uçuş simülasyonu. 6

7 Aynı uçuş planlamasına göre kontrolcü değişimine izin verilerek yapılan simülasyonda (Şekil 9) hedef noktasına 9.52 saniyede ulaşılabilmiştir. Bu uçuşta hava aracı havada asılı kalma durumunda düz uçuş moduna geçişi sağlayarak, hedef noktasına daha kısa zamanda ulaşılabilmesini sağlamıştır. Şekil 9: Geçiş kontrolcüsü ile uçuş simülasyonu 7. Sonuç Bu çalışmada kuyruk üzerine oturan bir İHA platformunun tasarımı, modellemesi, kontrol sistemi tasarımı ve uçuş simülasyonu gerçekleştirilmiştir. Hava aracı için havada asılı kalma, geçiş ve düz uçuş modları için kontrolcü tasarımı gerçekleştirilerek, mod geçişinin sağlanması durumunda görevin daha kısa zamanda ancak daha fazla enerji harcanarak gerçekleştirilebileceği gösterilmiştir. Sonuç olarak mod geçiş kontrolcüsünün, görev bölgesine intikal zamanını kısaltacağı ve toplamda tüketilen enerji miktarını azaltacağı değerlendirildiğinden, geleceğe yönelik uygulamalarda kullanılabileceği değerlendirilmektedir. Teşekkür Bu çalışma 114E149 kodlu TÜBİTAK 1001 projesi dâhilinde desteklenmiştir. Bu vesile ile TÜBİTAK na teşekkürlerimizi arz ederiz. Kaynakça [1] K. C. Wong and J. A. Guerrero, Attitude Stabilization in Hover Flight of a Mini TailSitter UAV with Variable Pitch Control, The International Conference on Intelligent Robots and Systems, [2] A. Oosedo and A. Konno, Design and Simulation of a Quadrotor Tailsitter Unmanned Aerial Vehicle, SI International, s , [3] C.A. Kök, Quadrotor VTOL UAV Prototype Development and Control Translator Dynamic Modeling, Auckland University of Technology, Y. Lisans Tezi, [4] S.B. Heinzen, Development of a Passively Varying Pitch Propeller, North Carolina State University, Doktora Tezi, [5] B. Etkin, Dynamics of Atmospheric Flight. Toronto, Canada: John Wiley and Sons Inc., [6] D. Allerton, Principles of Flight Simulation, John Wiley and Sons Ltd. Pub., s ,

8 [7] S.W. Colton, Design and Prototyping Methods for Brushless Motors and Motor Control, Y. Lisans Tezi, Massachusetts Institute of Technology,