BİR İNSANSIZ HAVA ARACINDA KONTROL YÜZEYİ KİLİTLENMESİNİ TAKİBEN OTOMATİK DÜZELTME VE ÖZERK UÇUŞ YETENEĞİ. Ankara,

Transkript

1 BİR İNSANSIZ HAVA ARACINDA KONTROL YÜZEYİ KİLİTLENMESİNİ TAKİBEN OTOMATİK DÜZELTME VE ÖZERK UÇUŞ YETENEĞİ Coşku KASNAKOĞLU (a), Ünvr KAYNAK (b), Abullah Giray YAĞLIKÇI (a), Fahrttin KOÇ (a), Arif Önr IŞIKMAN (a) (a) TOBB Ekonomi v Tknoloji Üniv. Elktrik Elktronik Müh. Böl., 656, Ankara, kasnakoglu@tu.u.tr (b) TOBB Ekonomi v Tknoloji Üniv. Makin Müh. Böl., 656, Ankara, ukaynak@tu.u.tr ÖZET Çok sayıa uçak kazasının uçak sistm arızası ya a srvo kilitlnmsi sbbiyl uçuş kontrol ytnğinin kaybilmsi nticsin oluştuğu bilinmkt/şüphlnilmktir. Bu çalışmaa, hasarlı bir insansız hava aracının (İHA) harktinin otomatik üzltilmsi v özrk syrüsfri göstrilmktir. Örnk olarak bir yön ümni kontrol srvosu kilitlnn insansız uçağın harktinin otomatik üzltilmsi v özrk syrüsfri için bir otopilot tasarımı üzrin urulmaktaır. Dğişik snaryolara ayalı bnztimlr, yni otopilotun bu kabil urumlara uçuşu mniytl vam ttirbiliğini v özrk syrüsfr sağlayabiliğini göstrmktir. Anahtar Klimlr: Srvo kilitlnmsi, otomatik üzltm, özrk syrüsfr, oğrusal olmayan inamik mol, ümn kilitlnmsi, alışılmaık urum, şgüümsüz harkt ABSTRACT Loss of flight control authority in rsult of a systm amag or an actuator jam is known or suspct to b th potntial caus of many aviation accints. In this stuy, automatic rcovry an autonomous guianc of a isabl unmann air vhicl (UAV) is monstrat. As an xampl th cas of a rur actuator jam is consir an an autopilot sign is carri out for automatic rcovry an autonomous navigation of th aircraft. Diffrnt scnario bas simulations show that th nw autopilot sign is capabl of sustaining saf flight an autonomous navigation unr such malfunctions. Kywors: Srvoactuator jam, automatic rcovry, autonomous navigation, nonlinar ynamic mol, rur failur, unusual attitu, uncoorinat motion. GİRİŞ Son yıllara oluşan çok sayıa uçak kazasının kontrol yüzy hasarı ya a kilitlnmsi sonucu myana gliği bilinmktir []. Bilhassa yön ümni

2 kilitlnmsi bu konua başta gln şüphli urumur [2-3]. Bir uçağın kontrol yüzyi kaybına uğraması urumuna takip n uçuş urumuna alışılmaık urum nmkt olup uçuş sas olarak şgüüm ışıır. Bunun sbbi sağlam kalan kontrol yüzylrinin, ortaya çıkan anormal kuvvt v momntlri karşılamak üzr, normal olarak açılmaları grkn yönün trs yönün açılmaları grkmsiir. Buna normal urumlar âhilin n güzl örnk yan rüzgâr altına iniş yapan bir uçağın yaptığı kayma harktini sağlamak için kontrol yüzylrinin yönlriir. Kontrol yüzyi srvo kilitlnmsi vya hasarı oluştuğuna, hasarın rkn vya otomatik tşhisi, kalan yüzylri kullanarak uçuşa vam ilmsi v nihayt uçağın salimn yr inirilmsi hayatı iam açısınan çok önmliir [4]. Hangi hasar urumuna kalan kontrol ytnğiyl uçuşun vam ttirilbilcği hususu a önmli bir husus olup, kalan kontrol ytnği ytrli bil olsa pilot için grkn iş yükü aşırı olabilir v bu urumu karşılayan bir otomatik pilot tasarımı grkir. Bu konua yapılan çalışmalar aha ziya akıllı kontrol yönün glişmktir [5]. Bunlar arasına bilhassa gürbüz kontrol, oğrusal olmayan kontrol v son zamanlara bulanık, gntik v sinir ağı kontrol tkniklri göz çarpmaktaır [6]. 2. PROBLEMİN TANIMI Bu çalışmaa bir insansız hava aracı için alışılmamış (olağanışı) urumları karşılayacak uçuş kontrol yasalarını kapsayan bir otomatik pilot tasarlanacaktır. Bu otopilotun bir yön ümni kilitlnmsini takibn uçağı otomatik olarak üzltbilcği v uçağın sabit irtifaa bir manvra yaparak yakınaki bir havaalanının yaklaşma hattına girbilcği göstrilcktir. Bu amaçla, uçuş kontrol yasalarını türtmk için srbstç bulunabiln FDC.2 A SIMULINK Toolbox for Flight Dynamics an Control Analysis [7] bilgisayarlı bnztim v kontrol yazılımı kullanılacaktır. Bnztimlr Airlib kütüphansinki RQ-2 Pionr insansız hava aracının oğrusal olmayan inamik moli kullanılacaktır [5]. 3. DOĞRUSAL OLMAYAN UÇAK MODELİ Doğrusal olmayan uçak molinin urum uzayı şkli uçak göv, kararlılık v rüzgâr ksnlrin () vrilmiştir. Buraa x urum vktörü, F tot v M tot sırasıyla ış kuvvt v momntlrir. x = f( xf, tot( t), Mtot( t)) () Durum vktörü rüzgâr ksnlrin T x= [ V, α, β, pqr,,, ϕqy,,, x, y, h] (2) şklin vrilmkt olup buraa V toplam hızı α v β hücum v kayış açıları, p, q, r göv açısal hızları, φ, θ, ψ Eulr açıları, x, y v h yr bağlı ataltsl ksnlrir [7]. Aroinamik, itkisl, yrçkimi v atmosfr kuvvtlri Ftot = ff ( xt ( ), ut ( ), vt ( ), t) (3) Mtot = fm ( xt ( ), ut ( ), vt ( ), t) (4) şklin vrilmkt olup, örnğin aroinamik kuvvt v giri vktörlri

3 F = f ( xxu,, ) (5) aro aro aro [,,, ] aro a r t T u = δ δ δ δ (6) şklinir. Buraa δ lvatör açısını, δa lron açısın, δr yön ümni açısını v δt gaz kolu msafsini tmsil tmktir. Aroinamik kuvvt v momntlr is kararlılık türvlri aı vriln boyutsuz katsayılarla (C Xa, C Ya, C Za, C la, C ma, C na ) tanımlanırlar [7]. Örnğin, uzunlamasına ksn aroinamik kuvvt aşağıaki gibi vrilir: 2 3 qc C = C + C a + C a + C a + C + C δ + C δ + C aδ (7) Xa X X a X 2 X 3 Xq X r X f X f a a δ r δ f aδ f V Pionr insansız hava aracının bilgisayar moli için FDC yazılımı için MATLAB/SIMULINK in Airlib [5] moli kullanılmaktaır. 4. OLAĞANDIŞI UÇUŞ DURUMU İÇİN OTOMATİK PİLOT TASARIMI Bu bölüm örnk olarak uçak 4 m/ s hızla v m yüksklikt normal uçuşunu grçklştirirkn yön ümninin on rclik bir açıa (yani r = =.745 ra ) sıkıştığı urum inclncktir. Kontrolsüz uçuş urumu için Airlib kütüphansi âhilinki oğrusal olmayan Pionr İHA moli kullanılarak grçklştiriln SIMULINK bnztim sonuçları Şkil görülbilir. Şkiln görülbilcği üzr uçak kni ksni trafına önmy başlamakta, irtifa kaybtmkt v 4 saniyn aha kısa bir sür için yüksk bir hızla yr vurmaktaır. Bu sür bir insan pilotun uçağı kurtarmak için uygun bir tpki göstrbilmsi için olukça kısa v ytrsiz bir sürir. Bu a, böyl acil urumlara müahal ck bir otomatik pilot tasarımının büyük faya sağlayacağının bir göstrgsiir. Otomatik pilot tasarımı için ilk aım, istniln şartları sağlayan bir çalışma noktası hsaplanmasıır. Bunun için MATLAB altınaki Control an Estimation Tools Managr aracınan v Airlib kütüphansinki fonksiyonlaran fayalanılmıştır. Uçağın yön ümninin on rcy kilitlniği uruma, sağlanması grkn şartlar aşağıaki gibi ifa ilbilir v = 4 m / s, z = m, δr =.745 ra, α β p q r ψ θ φ z (8) = = = = = = = = = t t t t t t t t t Bu şartları sağlayan bir çalışma noktası aşağıaki gibi hsaplanmıştır x = v, αβ,, pqr,,, yqφ,,, x, y, z = [ ] [ 4,.68633,.525,,,,, -.525,.9395,,,] u = [ F, δ, δ, δ ] = [ 276.9, 556, -.249,. 7453] (9) x a r.27 Yön ümni kilitlnmsi urumuna İHA, istniln hız v yüksklikt uçmaya

4 v (m/s) alpha (ra) bta (ra). 2 p (ra/s) q (ra/s) r (ra/s) psi (ra) -5 thta (ra) -.5 z (m) phi (ra) -2 2 z (m) 2 Ay (g) chi (ra) y (m) 2 x (m) 3 Şkil. Doğrusal olmayan uçak molinin v = 4 m/ s hıza v h m = yüksklikt yön ümni sıkışması urumu altınaki kontrolsüz SIMULINK bnztimlri. vam bilmk için olağanışı bir uruma uçmak zorunaır. Bu urumu aha nt anlayabilmk için yana kayma açısı β ( ra ) v yatış açısı φ ( ra ) ğrlrinin sıfıran farklı oluğu gözlmlnbilir ki bu a uçağın yana yatmış oluğu v kayarak uçmakta oluğu anlamına glmktir. Yön ümni kilitlnmsi urumuna griy kullanılabilck sac üç tan giriş ( F x, δ v δ a ) kalığı için bu girişlri kullanarak n fazla üç çıkışı kontrol tmk mümkün olacaktır. Bu çıkışlar uçağın hızı vm ( / s, ) yükskliği z( m ) v uçuş yönü χ( ra ) = ψ + β olarak sçilmiş olup, bu uruma çıkış vktörü y= [ vz,, χ ] olarak ifa ilbilir; buraa ψ ( ra ) uçağın sapma açısıır. Uçuş yönünü ( χ ) ğiştirmk için uçağın yana yatırılması (yani φ açısının ğiştirilmsi) grkliir. Bu nnl önc yatış açısı φ yi istniln bir ğr gtirck bir iç kontrolör tasarlanıktan sonra, uçuş yönünü istniln bir c açısına gtirmk için grkn φ yatış açısını ürtck bir ış kontrolör oluşturulacaktır (bkz Şkil 2). İç kontrolörün tasarımı için önc oğrusal olmayan uçak moli çalışma koşulları olan ( x, u ) noktası trafına oğrusallaştırılmıştır. Bu işlmin sonucuna aşağıaki gibi bir oğrusal urum uzayı sistmi ortaya çıkmıştır x = Ax + Bu G () y = Cx + Du

5 v, z, A, y, c + - Dış + Kontrolcü - φ İç Kontrolcü Uçak Moli y χ vz,, A, φ y Şkil 2. Otopilot tasarımı için kullanılan kapalı çvrim sistminin yapısı. Buraa çıkış vktörü y kontrol ilmsi istniln sinyallrn oluşmaktaır, yani y= [, vz, φ]. Bu aşamaa amaç, G sistmi için vriln bir, y = ( v, z, c ) rfransını takip ck bir kontrolcü tasarlamaktır; bunun için çvrim şkillnirm tkniği kullanılacaktır. Kısaca öztlmk grkirs çvrim şkillnirm tkniği il tasarlanan K kontrolcüsü, kapalı çvrim sistmini kararlaştıracak v GK transfr fonksiyonun sigma çizgsinin şklini istniln bir G şklin mümkün oluğuna yakın kılacak bir H kontrolörür [24]. Elki kontrolör tasarımı için istniln çvrim şkli aşağıaki gibi sçilmiştir G ( s) = iag,,, () s s s s Buraa iag kısaltması köşgn (iyagonal) matris için kullanılmıştır. Yukarıa sçiln çvrim şklinin l ilmsi mk, ( v, z,, φ ) rfranslarınan (, vz, φ ) çıkışlarına tanımlanan kapalı çvrim transfr fonksiyonu matrisi T() s nin yaklaşık olarak aşağıaki gibi olması mktir ( ) ( )[ ( )] iag,,, T s = G s I + G s (2) s+ s+ s+ s+ Bu a köşgnlr kalan kanalların 5τ = 5s için bir yakınsaması, köşgn ışı kanalların a sıfıra kalması mktir. Bu a istniln rfrans takiplrinin başarılması, bunun yanına ilgisiz komutlar v tpkilr arasınaki tkilşimin ortaan kalırılması anlamına glir. Sonraki aım, istniln bir uçuş yönünn ( c ) grkli yatış açısı komutunu ( φ ) ürtn bir ış kontrolör tasarlanması v yukarıa l iln iç kontrolörün çvrsin sarılmasıır (bkz. Şkil 2). Bu iş için ihtiyaç uyulan kontrolcü tk giriş v tk çıkışlı bir kontrolcü oluğunan, basit bir oransal türvsl intgral (PID) kontrolcü kullanılması uygun görülmüştür. Sistmin fiziksl olarak aha grçklnbilir olması v türvn gln gürültü tkilrinin G

6 azaltılabilmsi için türv trimin bir filtr klnmiştir. Öztl, kullanılan kontrolcü aşağıaki biçimir Φ ( s) Ki Ks = K p + + (3) Χ ( s) s s/ N + Buraa kontrolcü katsayıları nysl olarak K p = 4, K i = 3, K = 3 v N = biçimin blirlnmiştir. Son olarak bu ış kontrolcü, aha yukarıa tasarlanan iç kontrolcü v oğrusal olmayan Pionr İHA moli Şkil 2 göstriliği gibi bağlanarak SIMULINK bnztimlri yapılmıştır. Bnztimlr l alınan snaryo aşağıaki gibiir: Pionr İHA p currnt = (,) konumuna ikn, c currnt = yönün v = 4 m/ s hızla v z = m yükskliğin ilrlrkn t = anına yön ümni srvosu sıkışmış v yön ümni lik bir açıya kilitlnmiştir. Bu uruma İHA nın acil iniş yapması grkliir. İHA nın inbilcği n yakın pist p = (3299 m,25 m) konumuna runway bulunmaktaır v pist yaklaşma yönü 3 rcir. Amaç İHA nın hızını v yükskliğini muhafaza rk aracı pist n az 5 m uzaklıkta bir hf noktaya gtirmk v bu noktaaki uçuş yönünü pist yaklaşma yönü il uyumlu hal gtirmktir; yani bu noktaaki uçuş yönü χ targt = 3 =.5236 ra olmalıır. Bu hf nokta basit gomtrik hsaplamalar il ptargt = (2 m, 2 m) olarak l ilbilir. Uçağı başlangıç noktası p currnt an hf nokta p targt a yönlnirck manvralar yin gomtrik bağıntılar vya grafiksl yöntmlr il aşağıaki gibi l ilbilir: ) t [,2] aralığına açıyı χ = an χ =.57 ra a oğrusal olarak ğiştir, 2) t [2,585] aralığına açıyı χ =.57 ra a sabit tut. 3) t [585,775] aralığına açıyı χ =.57 ra an χtargt.5236 ra a oğrusal olarak ğiştir. Kapalı çvrim sistminin yukarıa anlatılan snaryo altınaki SIMULINK bnztim sonuçları Şkil 3-4 t görülbilir. Uçağın yükskliği z = m sabit oluğu için yörüngnin sac x v y bilşnlri göstrilmiştir. Bu şkillrn uçağın istniln yörüngyi olukça yakın bir biçim takip ttiği v n sonuna istniln uzaklıkta (5 m ) pist il hizalanığı görülmktir. 5. SONUÇLAR VE GELECEKTEKİ ÇALIŞMALAR Bu çalışmaa, hasarlı bir insansız hava aracının harktinin otomatik üzltilmsi v özrk syrüsfri için alışılmaık urumları kapsayan bir otomatik pilot gliştirilmiştir. Otomatik pilot tasarımı çvrim şkillnirm tkniklri kullanılarak yapılmış olup uzunlamasına v yanlamasına harktlrin tkilşimi açık olarak l alınmıştır. Glck çalışmaa, yön ümni srvosu

7 v (m/s) alpha (ra) bta (ra) p (ra/s) q (ra/s). r (ra/s) psi (ra) thta (ra) phi (ra).2.5 z (m).5 Ay (g) -.7 chi (ra) Şkil 3. Doğrusal olmayan uçak molinin v = 4 m/ s hıza v h = myüksklikt yön ümni sıkışması urumu altınaki kontrollü SIMULINK bnztimlri. x y (m).5 Esas Gzing Rfrans Gzing Hf Nokta Hf Pist kilitlnn bir insansız hava aracının yan rüzgâr altına otomatik inişi göstrilcktir. TEŞEKKÜR x (m) x 4 Şkil 4. Doğrusal olmayan uçak molinin v = 4 m/ s hıza v h m = yüksklikt yön ümni sıkışması urumu altınaki kontrollü SIMULINK bnztimlri. Yazarlar Th Flight Dynamics an Control (FDC) Toolbox için Dr. Marc Rauw v Airlib toolbox için Dr. Giampiro Campa ya tşkkür rlr.

8 KAYNAKÇA [] National Transportation Safty Boar, Aircraft Accint Rport, PB9-946, NTSB/ARR-9/6, Unit Airlins Flight 232, McDonnll Douglas DC-, Sioux Gatway Airport, Sioux City, Iowa, July 989. [2] Th Joint Unmann Combat Aircraft Systms (J-UCAS) program sponsor by DARPA. [3] Bray C., Th Rur Story, Th Boing 737 Tchnical Gui, [4] Burcham, Frank W., Jr., Trinl A. Main, C. Goron_Fullrton, an Lanni Dan Wbb, Dvlopmnt an Flight Evaluation of an Emrgncy Digital Flight Control Systm Using Only Engin Thrust on an F5 Airplan, NASA TP-3627, Spt [5] Guny-Burlt, K., Krishnakumar, K., Lims, G., Bryant, D., "Augmntation of an Intllignt Flight Control Systm for a Simulat C7 Aircraft". JACIC 24, Vol. no.2 ( ). [6] Kanshig, John, John Bull, an Josph J. Totah, Gnric Nural Flight Control an Autopilot Systm, AIAA 2-428, August 2. [7] Rau, M., FDC.2 A Simulink Toolbox for Flight Dynamics an Control Analysis, 2n Eition, May, 2, [8] Rysyk, Rolf T., an Anthony J. Calis, Fault Tolrant Flight Control via Aaptiv Nural Ntwork Augmntation, AIAA , August 998. [9] Stvns, B.L. an Lwis, F.L., Aircraft Control an Simulation, Wily, 2, 23. [] Tj, R.T.H., Mulr, J.A., Stability an Control Drivativs of th D Havillan DHC-2 Bavr Aircraft, Rport LR-556, Dlft Univrsity of Tchnology, Faculty of Arospac Enginring, Dlft, Th Nthrlans, 988 [] Gag, S., Fly a Plan, Sptmbr 22, 24, MATLAB Cntral._ [2] L, V.X., an Safonov, M.G., Rational matrix GCD's an th sign of squaring-own compnsators--a stat spac thory. IEEE Trans. Autom.Control, AC-36(3): , March 992. [3] Guny-Glovr, K., an McFarlan D., Robust stabilization of normaliz coprim factor plant scriptions with H-boun uncrtainty. IEEE Trans. Autom. Control, AC-34(8):82-83, August 992. [4] Chiang, R.Y., an Safonov, M.G., H-infinity synthsis using a bilinar pol-shifting transform. AIAA J. Guianc, Control an Dynamics, 5(5):5, Sptmbr-Octobr 992. [5] Campa, G., Airlib Toolbox, Fbruary 3, 23, MATLAB Cntral._