Uçuş Kumanda Yüzei Kilitlenme Etkileini Düzeltici Otomatik Pilot Tasaımı Coşku Kasnakoğlu 1, Ünve Kanak 1 Elektik ve Elektonik Müendisliği Bölümü TOBB Ekonomi ve Teknoloji Ünivesitesi, Söğütözü, Ankaa kasnakoglu@etu.edu.t Makine Müendisliği Bölümü TOBB Ekonomi ve Teknoloji Ünivesitesi, Söğütözü, Ankaa ukanak@etu.edu.t Özetçe Uçuş kumanda üzeleinin asa gömesi a da kilitlenmesi duumunda geie kalan kumandalala bi ava aacının eşgüdümlü olmaan uçuş şatlaına olağandışı duum denmektedi. Olağandışı duumda uçağın düz uçuşa devam etmesi ve sonunda ee indiilmesi için geeken insan- vea otomatik-pilot kumanda giiş şatlaının benzetimi uçağın geçekten o şatlaı üetip üetemeeceği, ani göevi tamamlaıp tamamlaacağını tespit etmek ve bunu sağlaıcı otomatik pilot tasaımı açısından geeklidi. Mevcut çalışmada önce tek motolu asimetik özelliklei güçlü bi uçağın düz ve ata uçuşu için geekli denge noktası bulunmuştu. Adından bu uçağın ön dümeni kilitleneek uçağın kontolsüz, açıkçevim (insan pilot) ve kapalı çevim (otomatik pilot) uçuşlaının MATLAB/SIMULINK otamında benzetimlei apılmıştı. Kontolsüz uçuşta uçağın kabedildiği, insan pilotlu uçuşlada uçağın istenilen şekilde kumanda edilemediği, buna kaşılık tasalanan otomatik pilot vasıtasıla düz ve ata uçuşun başaılabildiği gösteilmişti. Anata Kelimele: eşgüdümlü-olmaan aeket, olağandışı duum, uçuş kontol üze aızası, kumanda gücü Abstact Te uncoodinated motion duing fligt caused b damaged o stuck fligt contol sufaces is temed fligt at an unusual attitude. It is cucial to obtain and simulate te fligt contol suface inputs necessa fo sustaining level fligt o fo landing te aicaft at unusual attitudes, since tese kinds of inputs pla ke a ole in te design of an autopilot fo andling suc unusual situations. In tis pape we stud a single engine aicaft wit stong asmmeties intoduced b te popelle. Fist a tim point fo level fligt is obtained using MATLAB/Simulink, followed b te uncontolled, open-loop (uman pilot) and closed-loop (autopilot) simulations wit a stuck udde. It is obseved tat te aicaft is lost unde uncontolled opeation and tat it cannot be contolled as desied unde open-loop. Fo closed-loop opeation oweve, it is seen tat te aicaft is successful in sustaining level fligt. Ke wods: uncoodinated motion, unusual attitude, fligt contol suface failue, contol autoit Giiş Son ıllada uçuş kumanda sistemi bileşenleinin vea üzeleinin asaa uğaması vea sıkışması sebebile göevleini apamamasının çok saıda ölümcül ticai uçak kazasına ol açtığı bilinmektedi [1]. Bunla aasında bilassa dümen aızası dolaısıla oluştuğu gösteilebilen çok saıda ticai uçak kazasından basedilmektedi []. Hasaa uğaan a da sevo aızası. sebebile kumanda üzeleinden bazılaının sıkışaak göev apamaması duumunda, aızanın eine ve büüklüğüne göe, öncelikle aızanın sistem taafından otomatik olaak tanınması, daa sona sağlam kalan kumandalala uçağın kaalı uçuşa devam ettiilmesi, en sonunda da uçağın güvenle ee indiilmesi aatta kalış açısından son deecede önemlidi. Hasalı sistem dışında kalan sağlıklı sistemlein uçağın olağandışı duum da da olsa uçuşunu devam ettiebilip ettiemeeceği, a da angi uçuş zafı dailinde bunu apabileceği aaştıma konusudu []. Üstelik, sistemlede kalan kontol gücü etse dai bunun ugulaması pilot iş ükünü aşıı deecede atımasından dolaı insan pilotun etmeebileceği ve bu duumda otomatik pilota geeksinim duulabileceği bellidi. Bu şatla altında poblemin tanımı olağanüstü duumla altında otomatik pilot tasaımına dönüşmektedi. Dünada bu konuda apılan çalışmala, son ılladaki gelişmelee paalel olaak akıllı kontol ugulamalaı önünde ilelemektedi []. NASA da başlatılan akıllı uçuş kontol ugulamalaı döt başlık altında südüülmektedi: Sistem aızası sebebile oluşan kontol kabı, maddi asa sonucu uçak kaakteistikleinin değişimi, değişen uçuş şatlaı (itifa, ız, Mac saısı), üzga ve atmosfeik tübülans gibi değişen çeve şatlaı. Söz konusu kontol poblemleinin kamaşıklığı dolaısıla geleneksel kontol algoitmalaı eteli olmamakta, optimal kontol, gübüz kontol, doğusal olmaan kontol ve son zamanlada da bulanık, genetik ve sini-ağlaı kontol teknikleine geliştiilmektedi [5]. Poblemin Tanımı Bu çalışmanın amacı, tek motolu ve pevaneli bi uçağın denge (tim) duumundan başlaaak, öneğin dümen kilitlenmesi şeklinde otaa çıkan bi uçuş kumanda sistem aızasının pilot üzeine ükleeceği iş ükünün aşıı olabileceği kabulüle, uçağı düzgün uçuşunu sağlaacak bi
Şekil 1. DHC- Beave uçağının dış göünüşü [6] Kanat açıklığı Kanat alanı 1.6. Otalama aeodinamik vete 1.5875 Kanat ok açısı Kanat diedal açısı 1 Kanat pofili NACA 6 A 16 Gövde uzunluğu 9. Azami kalkış ağılığı 8 Boş ağılık 197 Moto P&W Wasp J. R-985 Azami moto gücü 5 @ pm, Şekil. De Havilland Canada DHC- Beave uçağı teknik özelliklei [6] otomatik pilotun tasaım paameteleini otaa komaktı. Poblemin tanımı geeği dümen kilitlendiğinde uçak nomal duumdan (eşgüdümlü uçuş) olağandışı duuma (unusual attitude) geçecek ve uçuş pilotaj tekniği açısından uçağın içe/dışa sapma (slip/skid) şeklinde uçuşu devam ettiilmee çalışılacaktı. Mevcut çalışmada pevane ana çekme etkilei dail oldukça başaılı bi şekilde açık liteatüde modeli bulunabilen [6] De Havilland Canada DHC- Beave uçağı esas alınmıştı. Bu uçağın dış göünüşü Şekil 1 de, teknik özelliklei de Şekil de veilmişti. DHC- Beave uçağının olağandışı duum uçuş şatlaı için geeken dinamik model en doğu olaak öncelikle geçek uçuş denelei olula vea kapsamlı üzga tüneli denelei olula apılabili. Ancak, geek aeket simülason teknolojisinin geldiği nokta, geekse matematiksel modelleme ve göüntü işleme teknolojisinin geldiği nokta itibaıla ve geçek denelein getieceği maddi külfet göz önüne alındığında, uçuşa pilotlaın da katılacağı uçak simülatölei kullanmak en doğu ol olaak gözükmektedi [7]. Mevcut çalışmada önce Kanak 6 da veilen FDC 1. A SIMULINK Toolbo fo Fligt Dnamics and Contol Analsis benzetim azılımı kullanılaak, edeflenen otomatik pilot için önek işletme noktalaı (opeating points) insan pilot giişi olula esaplanmakta ve DHC- Beave uçağının dinamik davanışı ölçülmektedi. Dinamik davanışın ölçülmesinin adından, ön dümeni (udde) kilitlenmesini gideeek uçağı düzgün doğusal uçuan bi otomatik pilot tasalanmkatadı. Takip eden paagaflada önce FDC 1. A SIMULINK Toolbo fo Fligt Dnamics and Contol Analsis azılımı tanıtılacak, daa sona bu azılım vasıtasıla elde edilen insan ve otomatik pilot uçuşlaı gösteilecekti. Şekil. Uçuş kontol üze açılaı [6]. Olağandışı Duum Uçuş Dinamiği Kontol üzei kabı duumunda eleon ve ön dümeni gibi nomal olaak eşgüdümlü çalışan kumanda üzelei eşgüdümlü-olmaan duuma geçeceğinden, benzetim için doğusal-olmaan uçak modeli kullanılmalıdı. Şekil de uçuş kumanda üzelei aeket önlei ve işaetlei veilmektedi. Öneğin, sola koodine dönüş için eş zamanlı olaak sol löve (sağ eleon aşağı (+) sol eleon ukaı (-) önde açılı) ve sol dümen pedalı (ön dümeni sola (+) açılı) vemek geeki. Buna kaşılık, ön dümeni kilitlenmesinin ine sola olması duumunda, uçağın dönüşünü engellemek üzee eleonla bu sefe tes öne (sağ eleon ukaı (-); sol eleon aşağı (+) önde) açılmalıdı. Bu uçuş duumunda uçak atık simetik uçuşunu kabetmiş ve olağandışı duuma gimişti (buun sola döneken sağ kanat aşağı dönmüştü). Uçağın dümeni gideek daa büük açılada kilitlendikçe uçağın kumanda üzeleinin kontol gücü (contol autoit) ve moto gücü ancak belili seviede koodine-olmaan uçuşa cevap veebili. Bu sıada, FDC 1. Toolbo dailinde modellenen uçak dinamiği de gideek geçeliliğini itiecekti. Geçek sistem dinamiğinin olağandışı duumla için tüetilmesi fevkalade üksek maliet getidiğinden, patikte apa sini ağlaı öntemi kullanılaak, olağandışı duumla için uçuş kaalılık ve kontol paametelei tüetilmektedi [8]. Doğusal Olmaan Uçak Modeli Doğusal olmaan uçak modelinin duum vektöü ugulamaa göe uçak, kaalılık vea üzgâ eksenleinde (bod, stabilit, wind aes) azılabili. En genel alde duum denklemi tot tot (1) f(, F ( t), M ( t)) şeklinde veilmektedi. Denklem 1 de duum vektöünü, F tot ve M tot sıasıla uçağa etki eden toplam dış kuvvet ve dış momentlei göstemektedi. Ugulamada getidiği kolalık bakımından mevcut çalışmada kullanılan üzga vea
kaalılık eksenleinde duum vektöü aşağıdaki şekilde veilmektedi [6],[9]: T () e e,,, p,,,,,,,, Duum vektöü bileşenlei sıasıla üzga eksenleinde veilen toplam ız, α ücum açısı, β sapma açısı, p,,, uçak eksenleindeki açısal ızla, φ, θ, ψ, uçağın ee göe açısal duum Eule açılaı, e, e,, uçağın ee göe koodinatlaı şeklinde tanımlanmaktadı. Toplam dış kuvvet ve momentle F f t ut vt t tot F ( ( ), ( ), ( ), ) (.a) M f t ut vt t tot M ( ( ), ( ), ( ), ) (.b) şeklinde veilmekte olup aeodinamik, itki, eçekimi, atmosfeik etkileden oluşmaktadı. Bunla aasında ealan aeodinamik kuvvet ve moment vektöü F f (,, u ) () aeo aeo aeo olaak veilmekte, kontol gidi vektöü T uaeo e, a,, t (5) şeklinde tanımlanmaktadı. Kontol gidi vektöü bileşenlei sıasıla δ e elevatö açısı, δ a eleon açısı, δ dümen açısı ve δ t gaz kolu mesafesidi. Aeodinamik kuvvet ve moment vektöü bileşenlei (Denk. ) boutsuz katsaıla (kaalılık tüevlei) cinsinden uçak eksenleine göe C C C C C Xa X X X X c C C C C (6.a) X X X f X f f f pb b C Y C a Y C Y CY C p Y b CY a CY CY C Y a c CZ C a Z C Z CZ C Z C C C C Z e Z e e Z f Z f e f f (6.b) (6.c) pb b C l C a l C l Cl C p l C C C (6.d) l a l a l a a c Cm C a m C m Cm C m b C C C C m e e m m f m f (6.e) pb b C n C a n C n Cn C p n c C C C C n a a n n n (6.f) şeklinde veilmektedi [6]. DHC- MATLAB/SIMULINK modeli DHC- Beave uçağının bilgisaa otamında modellemesi için FDC 1. Toolbo paketindeki uçak modelleinden fadalanılaak geliştiilmiş bi MATLAB/SIMULINK modeli esas [11] alınaak eldeki ugulamaa ugun ale getiilmişti. Geliştien modelin ekan göüntüsü Şekil te göülebili. Hazı model üzeinde apılan temel değişiklikle, uçağın elle uçuş eine otomatik olaak uçabilecek ale getiilmesi ve bunun için geekli kontol bloklaının eklenmesidi. Aıca model üzeinde, uçağın istenilen uçuş denge noktalaını sağlaıp sağlamadığının göülebileceği ve bu tü noktalaın otomatik olaak eniileme ve aama metotlaı ile bulunabileceği düzenlemele de geçekleştiilmişti. Düz ve Yata Uçuş Benzetimi Bu çalışmada ele alınan DHC- Beave uçağının oldukça dengesiz ve uçuması zo bi uçak olduğu bilinmektedi. Bunun temel sebebi, uçağın pevanesinin aattığı dönme etkisinin çok kuvvetli olması ve düz uçuşta dai uçağın kuvvetli bi şekilde sola çekmesidi. Uçağın düz olaak uçuulabilmesi için ugun elevatö, eleon, dümen ve gaz veilmesi geekmektedi. Bu değelei deneme anılma öntemlei ile bulmak needese imkânsızdı, çünkü denge noktasından en ufak bi faklılık olması duumunda uçak düz uçuştan sapabilmekte, atta uç duumlada kaasız uçuş davanışlaı gösteeek uçağın kabedilmesine kada giden Şekil. DHC- Beave uçağı için kullanılan MATLAB/SIMULINK modeli
..1.1 p -. 5 5 -.1 5 1 -.1 5 1 pi -5 5 1 teta -1 5 5-1 5 5 5 8-5 5-5 7.5 Şekil 5. SIMULINK Contol Design Linea Analsis işlevi ile DHC- için düz ve ata uçuşun geçekleştiği çalışma noktası bulunması. 6 5-5 5 Şekil 7. Yön dümeni kilitlenmesi duumundaki kontolsüz uçuş için SIMULINK benzetimi sonuçlaı p 5 1- -5 5. -. 5.1 -.1 5 pi - 5 1 5 7 65 6 5 teta 1-1 5 - -.5 5 -.5 5-1 5 Şekil 6. Çalışma noktası etafında apılan SIMULINK benzetimi sonuçlaı olumsuz sonuçla doğuabilmektedi. Bu nedenle uçağın düz uçabileceği bi denge noktası bulabilmek için MATLAB/SIMULINK aaüzü Contol Design Linea Analsis işlevinden fadalanılmıştı. Bunun için Eule açılaının sabit, açısal ızlaın sıfı, uçağın gövdesine göe uzunlamasına ızının sabit, dike ızının küçük ve sabit, ata ızının sıfı, ve üksekliğinin sabit olduğu bi nokta otomatik olaak saısal aama ve eniileme öntemlei ile aanmıştı. Bulunan sonuçla Şekil 5 te göülebili. Buada Actual value ile gösteilen duum vektöünün denge noktasındaki esas değei, Actual d ile gösteilen de denge noktasındaki değişimidi. Şekle bakaak istenilen denge şatlaının sağlanmış olduğu göülebili. Bu denge noktasına kaşılık gelen eleon açısı.6, elevatö açısı.65, dümen miktaı % ve moto devi de pm olaak bulunmuştu. Göüldüğü gibi uçağı düz konumda uçuabilmek için oldukça üksek miktada dümen kullanılması geekmektedi. Uçağın bu denge noktasından başlaaak uçuşunun benzetimlei apılmış, elde edilen sonuçla Şekil 6 da gösteilmişti. Şekilden göüleceği üzee uçak, başlangıç anındaki ufak bi salınımın adından, Eule açılaı sabit, açısal ızla sıfı ve ükseklik 1m civaında sabit kalacak şekilde ileie doğu 65 m/s ızla uçmakta ve bu davanışını südümektedi. Eule açılaının -5 15 1 95 5.6.. 5 (m) 1 5 5 15 1 (m) 5 Şekil 8. Yön dümeni kilitlenmesi duumundaki kontolsüz uçuşun öüngesi tam olaak sıfı olmadığına da dikkat edilmelidi. Bu da ele alınan uçağın oldukça asimetik olduğunu ve uçağın ileie doğu dümdüz bi uçuş için gövdesi etafında belli bi açı ile dönmüş duumda bulunması geektiğini göstei. Yön Dümeni Kilitlenmesi Halinde Kontolsüz Uçuş Benzetimi Yön dümeni kilitlenmesi uçaklada zaman zaman göülen çok telikeli bi mekanik aızadı. Böle bi duumda ön dümeni belli bi açıda sıkışaak uçağın sağa vea sola doğu çekmesine, baş aşağı dönmesine ve itifa kabetmesine ol açabili ve duuma ugun şekilde müdaale edilmezse uçak kabedilebili. Önek olaak bildiide ele alınan DHC- Beave uçağı için ön dümenini miktaının maksimumun %7 inde kilitlendiğini vasaalım. Bu duumda eğe pilot taafından müdaalede bulunulmaz ise otaa çıkacak duumun SIMULINK benzetimi Şekil 7 de, üç boutlu uçuş öüngesi de Şekil 8 de veilmişti. Şekilleden göüldüğü gibi uçak kontolsüz bi biçimde asimetik olaak sola çekeek uçmakta ve devamlı itifa kabedeek sanie sonunda ee vumaktadı. 1 (m) 5 6
p. -. 1 Eşgüdümlü-Olmaan Uçuşun Açık-Döngü Benzetimi p. -. 5 1 pi - 1 15 1 1 8 6 1 teta pi - 5 1 1 5 1 7 6 5 5 1 teta -.5 5 1.5-5 1 1-5 1-5 1 Şekil 9. Yön dümeni kilitlenmesi duumunda (insan) pilotun uçağı düz tutmaa çalıştığı duum için SIMULINK benzetim sonuçlaı..5 -.5 5 1-5 1 1 5 1 5 5 1. -. 1 1-1 1 1 1-1 1 5-5 1 -.5 1 Şekil 1. Yön dümeni kilitlenmesi duumunda kapalı çevim kontol sisteminin düz ve ata uçuşu sağladığı duum için SIMULINK benzetim sonuçlaı.5 1-1 1 15 1 5 1 6 1 Önceki bölümde göüldüğü gibi kontol üzeleinden biinin işlevini itieek kullanılamaz ale gelmesi, eğe geekli müdaale apılmazsa vaim sonuçla doğuabilmektedi. Yukaıdaki önekte olduğu gibi, nomal uçuşta eşgüdümlü olaak çalışan eleon ve ön dümeni üzeleinden biisi kabedildiği takdide atık uçak alışılageldik biçimde uçuulamaz ve eşgüdümlü olmaan bi uçuş geçekleştiilmek duumunda kalını. Önek olaak Şekil 9 de, ukaıda ele alınan senao için (ön dümeninin %75 de kilitlenmesi) bi insan pilotun tes önde aklaşık -1 deecelik bi eleon ugulaaak uçağı düz tutma çabası gösteilmişti. Şekle bakıldığında insan pilotun uçağı düz tutmaı başadığı göülebili (ψ aklaşık sabit). Fakat bunun istenmeen malietlei olduğu da açıkça göülmektedi: Öneğin ψ açısı uçağın ilk uçuş önünden oldukça faklıdı; ani uçak atık başka bi istikamete doğu ol almaktadı. Eleon ile uçağı dengeleme çabası aıca uçağın süekli ükselmesine (şekildeki devamlı atıo) ol açmıştı ki bu da istenmeen bi duumdu. Sıadan bi insan pilotun, üstelik kontol üzei kilitlemesi gibi acil ve alışık olmadığı bi duum altında ve uçak eşgüdümlü olmaan bi biçimde uçaken, bütün bu sıkıntılaı çae bulabilmesi oldukça zo olacaktı. Eşgüdümlü-Olmaan Uçuşun Kapalı-Döngü Benzetimi Önceki bölümde göüldüğü üzee bi kontol üzei kilitlenmesi ve kullanılamaz ale gelmesi duumunda uçak kontolsüz olaak uçmaa başlamakta, bi insan pilot uçağı düz tutmak için duuma müdaale edebilse bile uçuş atık eşgüdümlü olmaacağı için uçağı istenilen biçimde önlendimek ve sabit ükseklikte tutmak zo olmaktadı. Bu gibi alışılageldik olmaan acil duumlada otomatik bi kontol sisteminin pilota adımcı olması işlei kolalaştıacaktı. Bu kısımda böle bi kontol tasaımı üzeinde duulacaktı. Önek olaak kontolöün, ön dümeni kilitlenmesi duumunda iki edefi başamasını istediğimizi vasaalım: 1) Uçak belli bi zaman geçtikten sona istenilen öne (ψ) gitmeli, ) Uçak belli bi zaman geçtikten sona uçması istenilen ükseklikte (m) 5 (m) -5 1 Şekil 11. Yön dümeni kilitlenmesi duumunda kapalı çevim kontol sisteminin düz ve ata uçuşu sağladığı duum için uçuş öüngesi () uçmalı. Bu amaçlaı geçekleştimek üzee aşağıdaki gibi oansal-tüevsel-integal (PID) tipinde iki kontolö tasalanmıştı Δ Ψ (7) Δ H (8) Buada Ψ, Δ,, Δ (s) sıasıla,, ve nin Laplace dönüşümleidi. Kontolö kazançlaı önce Ziegle- Nicols standat PID aalama öntemi ile bulunmuş, bunun adından da istenilen cevaba daa akın tepkile veecek şekilde denesel olaak aalanmıştı. Kontolö kazançlaı 1, 1, 51, 1, 1, ve 1 olaak otaa çıkmıştı. Tasalanan kontolcüle ile oluştuan kapalı çevim sisteminin ukaıda basedilen senao (ön dümeninin %7 te kilitlenmesi) altındaki SIMULINK benzetim sonuçlaı Şekil 1 da, uçuş öüngesi de Şekil 11 de veilmişti. Şekillee bakıldığında tasalanan kontolölein uçağı düz tutmaı başadığı ( sonunda sabit oluo) göülmektedi. Önceki açık 5 (m) 6 7 8 9 1 1 11
çevim duumundan faklı olaak uçak belli bi zaman sona istenilen sapma açısında ( ) uçmakta ve istenilen üksekliğe gelmektedi ( 1 m). Uçak gövde eksenine göe açısal ızladan alpa ızı ve unuslama ızı aklaşık sanie sona, sapma ızı de aklaşık 75 sanie sona süekli ale ulaşmaktadı. Uçağın dinamik modelinin, uçağın asimetik özellikli geçek uçuş kaakteistikleini tam ansıtamamasından dolaı geçici al cevabı uzun sümüştü. Acil duum eğitimi almış bi (insan) pilotun geçek şatlada uçağı düz uçuşa getimesinin daa kısa süeceği beklenebili. Geçek uçak davanışını daa ii modelleen bi dinamik sistem ve akıllı kontol tekniklei kullanıldığında saısal benzetimin de geçici al cevabı kısalacaktı. Simetik uçuş şatlaında elde edilen kaalılık tüevleinin [1], uçak olağandışı duum a sokulduğu için eni değele alması geekmesine ağmen bu çalışmada ala simetik uçuş değelei kullanıldığından dolaı tüevle tam geçeği aksettimemektedi. Geçici al cevabının uzun olmasının sebepleinden bii de budu. Olağandışı duumda kaalılık tüevleinin elde edilmesi için eni bi uçuş test süeci ve ilave maliet geekeceğinden, patik çözüm olaak mümkünse çok gelişmiş uçuş simülatöleinden fadalanmak a da liteatüdeki önekleine benze şekilde apa sini ağlaı öntemini kullanmak geekecekti [5]. Sonuç Bu çalışmada önce tek motolu ve asimetik uçuş özellikleine saip DHC- Beave uçağının düz uçuş apabileceği bi denge noktası bilgisaa benzetimle, saısal aama ve eniileme öntemleile tespit edilmiş ve SIMULINK benzetimlei ile uçağın bu noktada kaalı biçimde uçabildiği göülmüştü. Uçağın asimetik özellikleinden dolaı, uçağın düz ve ata uçuşu için oldukça fazla ön dümeni aalamasına itiaç bulunmaktadı. Bu kontol üzeinin kilitlenip, kullanılamaz ale geldiği duumlada kontolsüz bi uçuş göülmekte ve müdaale edilmezse uçağın kabına dai sebep olabilmektedi. Öncelikle bu duumun bi insan pilot taafından nasıl düzeltilebileceği SIMULINK benzetimlei ile gösteilmişti. Bi insan pilotun uçağı tes önde eleon veeek düzeltebileceği, ancak bu duumun diğe paametelein denge değeleinden istenmeen şekilde sapmalaına ol açabileceği göülmüştü. Daa sona bu olağandışı duumda düz uçuşu sağlamak ve istenilen üksekliği koumak için bi kontolö tasaımı apılmıştı. Tasalanan kontolöün düz ve ata uçuşu başadığı SIMULINK benzetimleile göülmüştü. Gelecek çalışmada, önce apa sini ağlaı kullanılaak olağandışı duum dinamik modeli tüetilecek, daa sona sadece dümen değil tek vea çift eleon kilitlenmesi duumu aaştıılacaktı. Son olaak ualamalı (adaptive) ve model tesleme (model invesion) tekniklei kullanılaak akıllı kontol öntemlei denenecekti. Kanakça [1] National Tanspotation Safet Boad, Aicaft Accident Repot, PB9-916, NTSB/ARR-9/6, United Ailines Fligt, McDonnell Douglas DC-1, Siou Gatewa Aipot, Siou Cit, Iowa, Jul 1989. [] Bad C., Te Rudde Sto, Te Boeing 77 Tecnical Guide, 7. ttp://www.b77.og.uk/udde.tm [] Bucam, Fank W., J., Tindel A. Maine, C. Godon_Fulleton, and Lannie Dean Webb, Development and Fligt Evaluation of an Emegenc Digital Fligt Contol Sstem Using Onl Engine Tust on an F-15 Aiplane, NASA TP-67, Sept. 1996. [] Gund-Bulet, K., Kisnakuma, K., Limes, G., Bant, D., "Augmentation of an Intelligent Fligt Contol Sstem fo a Simulated C-17 Aicaft". JACIC, 15-9 ol.1 no.1 (56-5). [5] Kanesige, Jon, Jon Bull, and Josep J. Tota, Geneic Neual Fligt Contol and Autopilot Sstem, AIAA -81, August. [6] Rau, M., FDC 1. A Simulink Toolbo fo Fligt Dnamics and Contol Analsis, nd Edition, Ma 1, 1, ttp://www.dutcoll.com. [7] Kanesige, Jon and Gund-Bulet, Kaen, Integated Neual Fligt and Populsion Contol Sstem, AIAA- 1-86, August 1. [8] Rsdk, Rolf T., and Anton J. Calise, Fault Toleant Fligt Contol via Adaptive Neual Netwok Augmentation, AIAA 98-8, August 1998. [9] Stevens, B.L. and Lewis, F.L., Aicaft Contol and Simulation, Wile, e,. [1] Tjee, R.T.H., Mulde, J.A., Stabilit and Contol Deivatives of te De Havilland DHC- Beave Aicaft, Repot LR-556, Delft Univesit of Tecnolog, Facult of Aeospace Engineeing, Delft, Te Netelands, 1988 [11] Gage, S., Fl a Plane, Septembe,, MATLAB Cental._ttp://www.matwoks.com/matlabcental/filee cange/11