Meyledebilir Pervaneli DİK İHA Uçuş Kontrolü ve Uçuş Tecrübeleri

Meyledebilir Pervaneli DİK İHA Uçuş Kontrolü ve Uçuş
Tecrübeleri
Zafer Öznalbant1, Mehmet Ş. Kavsaoğlu1
1
Havacılık ve Uzay Bilimleri Fakültesi
Anadolu Üniversitesi, Eskişehir
[email protected]
[email protected]
Özetçe
1. Giriş
Bu çalışmada, özgün olarak tasarlanmış ve imalatı
tamamlanmış sabit kanatlı, meyledebilir pervane sistemine
sahip, dikey iniş kalkış (DİK) yapabilen ve ayrıca
konvansiyonel uçuş kabiliyetlerine sahip bir insansız hava
aracının (İHA) uçuş mekaniği ve uçuş tecrübeleri çalışmaları
belirtilmiştir. Ele alınan uçak sabit kanatlı, çift kuyruk konisi
düzenine sahip uçak konfigürasyonundadır. Kanat uçlarında ve
kuyruk konileri arasına yerleştirilen toplam altı adet sabit
hatveli pervane-motor sistemiyle tahrik edilmektedir. Kanat
uçlarında bulunan motor grupları gövde y-ekseni etrafında 90
derece dönebilmektedirler. Kanat uçlarındaki motorlar dikey
kalkış sonrasında meylederek, uçak, dikey uçuş fazından geçiş
uçuş fazına; son olarak da konvansiyonel uçuş fazına
geçmektedir. Ele alınan uçak, dikey iniş-kalkış uçuş
kabiliyetlerine sahip olmakla birlikte, konvansiyonel iniş kalkış
ve uçuş kabiliyetine de sahiptir. Bu bildiri içerisinde, önceki
çalışmalarda tasarımı ve prototip imalatı tamamlanan uçağın
bazı teknik özellikleri özetlenmiştir. Uçuş mekaniği
denklemleri belirtilerek, askı, geçiş ve seyir uçuşu fazlarındaki
uzunlamasına denge ve kararlılık incelemeleri yapılmıştır.
Geliştirilen kontrol stratejisi tanımlanmış ve yapılan uçuş
tecrübelerinin sonuçları aktarılmıştır.
İnsansız hava araçları (İHA) kullanımı son yarım yüzyıl içinde
hızlanarak artmıştır. Günümüzde İHA’ lar askeri amaçlar, sivil
amaçlar ve sportif amaçlar kapsamında kullanım
bulmaktadırlar. Askeri amaçlar monoton, adi ve tehlikeli
görevler başlıkları altında sınıflandırılmaktadır [1]. Sivil
amaçlar kapsamında, havadan görüntüleme, zirai uygulama,
boru ve elektrik hatları kontrolü gibi çeşitli kullanım alanları
sayılabilir [2]. İHA sistemlerinin bu kadar hızlı yayılmasının
sebeplerinin başında, aynı işi yapacak insanlı uçaklara göre 1/3
oranında daha az ağırlıkta olması, pilot için yaşam destek
sistemlerinin bulunmaması, düşük maliyetli olması ve
kolaylıkla gözden çıkarılabilir olması sayılabilmektedir [2].
Sportif alandaki İHA çalışmaları, özellikle MEMS duyarga
tiplerinin gelişmesiyle hız kazanmıştır. MEMS duyargaların
düşük maliyetli olması, “drone” olarak adlandırılan çok
motorlu döner kanatlı insansız uçakların amatör düzeyde büyük
ilgi uyanmasına sebep olmuştur. İlerleyen dönemlerde sivil
amaçlı İHA kullanımının artacağı öngörülmektedir [3].
Dikey uçuş yapabilen döner kanatlı sistemler ve
konvansiyonel uçuş yapabilen sabit kanatlı sistemlerin
birbirlerine göre belirli üstünlükleri bulunmaktadır. Döner
kanatlı uçaklar pist gerektirmeden dikey iniş kalkış yapabilme
kabiliyetine sahip olmalarının yanı sıra, arama kurtarma
görevlerinde sabit kanatlı uçaklara göre büyük üstünlük
sağlamaktadır. Buna karşın, sabit kanatlı uçaklar uçuş hızı,
seyir irtifası, havada kalma süresi ve faydalı yük/ağırlık
konularında döner kanatlı sistemlere göre üstünlük
göstermektedir. Her iki konfigürasyondaki uçakların
avantajlarının bir araya getirilmesi çalışmaları yarım asırdan
fazla bir süredir yapılagelmektedir. Bu konudaki ilk örnekleri
1920 yıllarda Henry Berliner ve Nikola Tesla’nın
çalışmalarında görmek mümkündür [4]. Dikey iniş kalkış
yapabilen sabit kanatlı uçaklara ABD yapımı Doak VZ4, Bell
Boeing V-22 Osprey, İngiliz yapımı YAV8B, Rusya yapımı
YAK38 ve son olarak müşterek taarruz uçağı F-35B uçakları
örnek olarak gösterilebilir.
Son zamanlarda dikey iniş kalkış kabiliyetine sahip sabit
kanatlı İHA çalışmaları da önemli ölçüde artmıştır. Bu konuda
meyledebilir rotor sistemine sahip Bell Eagle Eye uçağı, V22
Osprey insanlı uçağın insansız versiyonudur. Chungnam
National University’ de yapılan bir çalışmada, meyledebilir
kanat sistemine sahip bir uçağın tasarımı, kontrol stratejisi
geliştirmesi ve uçuş tecrübeleri çalışmaları yapılmıştır [5].
Nanjin Üniversitesinde yapılan bir başka çalışmada yine
Abstract
In this study, flight mechanics and flight demonstration studies
of a novel, fixed wing, tiltable propeller, vertical and
conventional take-off and landing capable UAV have been
presented. The configuration of the aircraft, discussed in this
study, consists of a fixed wing and twin booms. The aircraft has
been driven via six fixed pitch propeller-motor systems placed
on both wing tips and placed between the tail booms. The
motor groups placed on wing tips have a capability of tilting
about ninety degrees around y-axis of the aircraft. After vertical
take-off, the motor groups placed on wing tips, start to tilt and
the aircraft perform the transition flight and eventually the
conventional cruise flight. The aircraft has a capability of
vertical take-off and landing as well as conventional take-off
and landing. In this study, some technical properties of the
aircraft whose design and prototype construction had been
finished in previous works, have been summarized. The general
equations of motion have been represented and the longitudinal
stability characteristics and the trim conditions of hover,
transition and cruise flights have been investigated. The
developed control strategies have been defined and the flight
test results have been discussed.
meyledebilir rotor sistemli bir uçağın gömülü kontrol sistemi
geliştirme çalışmaları yapılmıştır [6]. IAI tarafından geliştirilen
Panther İHA ailesi yine bu çalışmaların örnekleri arasındadır
[7]. NASA Langley Araştırma Laboratuvarı tarafından
geliştirilen GL-10 Greased Lightning uçağı, meyledebilir kanat
ve yatay stabilize yapısına sahip, dikey-iniş kalkış yapabilen ve
toplam 10 adet motorla tahrik edilen özgün tasarım bir DİK
İHA örneği oluşturmaktadır [8]. Ülkemizde dikey iniş kalkış
yapabilen İHA’lar üzerine yapılan çalışmalar oldukça fazladır.
Uğur Özdemir ve arkadaşları tarafından yapılan çalışmalar
sonucunda gövde içinde kanal içi bir itki sistemine ve kanatlar
üzerinde meyledebilen motorlara sahip TURAC İHA adlı
insansız hava aracı tasarımı, uçuş mekaniği ve uçuş tecrübeleri
çalışmaları yapılmıştır [3]. Kaan Taha Öner ve arkadaşlarının
gerçekleştirdiği çalışmada, SUAVİ adı verilen meyledilebilir
kanat sistemine sahip bir İHA’nın matematik modeli
oluşturulmuş, prototip tasarımı ve imalatı gerçekleştirilmiş ve
dikey uçuş testleri sonuçları belirtilmiştir [9]. Benzer şekilde,
Anıl Sami Önen ve arkadaşları tarafından yapılan bir çalışmada
meyledebilir üç motorlu, sabit kanatlı bir İHA nın
modellenmesi ve kontrolcü tasarımı hakkında çalışmalar
yapılmış ve sonuçları belirtilmiştir [10].
Bu çalışmada, özgün bir İHA' nın tasarımı ve prototip
üretimi gerçekleştirilmiştir. Bu insansız hava aracının uçuş
mekaniği özellikleri, teorik ve uçuş testleri ile deneysel olarak
elde edilmiştir. Ele alınan uçak toplam altı adet sabit hatveli
pervane-motor sisteminden oluşmaktadır. Motorlar ikişerli ve
ters dönüş yönlü olarak gruplandırılmışlardır. Motor
gruplarının ikisi kanat uçlarına yerleştirilmiştir. Kanat ucundaki
motorlar
gövde
y-ekseni
etrafında
90
derece
meyledebilmektedir. Diğer ikili motor grubu kuyruk konileri
arasında yerleştirilmiştir. Uçak, kanat uçlarındaki meyledebilir
motorlar sayesinde olduğu yerden dikey olarak kalkış
yapabilmekte, havada geçiş uçuşunu icra ederek konvansiyonel
uçuş gerçekleştirebilmektedir.
Sonraki bölümde, daha önceki çalışmalarda [11] tasarımı ve
imalatı tamamlanan uçağın genel geometrik ve bazı performans
özellikleri özet olarak verilmiştir. Üçüncü bölümde uçağın uçuş
fazlarına göre uzunlamasına kontrol karakteristikleri
tanımlanmış ve geliştirilen kontrol stratejisi gösterilmiştir. Son
bölümde, yapılan uçuş tecrübeleri ve sonuçları derlenerek
sunulmuştur.
2. Uçağın Genel Özellikleri
İlk ağırlık tahmini ve kavramsal tasarımı daha önceki
çalışmalarda tamamlanan uçağın mekanik tasarımı bilgisayar
destekli tasarım yazılımları ile yapılmıştır [11]. Oluşturulan
bilgisayar destekli model (CAD Model) Şekil 1’ de
gösterilmiştir. Yapılan tasarımının ardından prototip uçak
imalatı, Anadolu Üniversitesi bünyesinde bulunan imalat
kabiliyetleri kullanılarak yapılmıştır. İmalatı tamamlanan
prototip uçak Şekil 2’ de gösterilmiştir.
Şekil 2: Prototip uçak, imalat sonucu
Tablo 1’ de tasarlanan uçağa ait teknik özellikler özet olarak
gösterilmiştir.
Tablo 1: Uçak teknik özellikleri
Uçak
Parametre
𝑊𝑒 [g]
5.890
𝑊𝑃𝑟𝑝 [g]
2.700
𝑊𝑝𝑙 [g]
1.227
𝑊0 [g]
9.817
𝑉𝑐𝑟 [m/s]
21
𝑉𝑠𝑡𝑎𝑙𝑙 [m/s]
16
Parametre
S [m2]
Açıklık Oranı
c̅ (ortalama Veter) [m]
𝑥̅𝐴𝐶 (aero. merkez)
λ (daralma oranı)
Λ 𝐿𝐸 (hk ok açısı) [der]
Kanat
0.46
5.13
0.3
0.25
0.714
-10
Yat. Stab.
0.216
3.2
0.25
0.327
0.73
22
Dik.Stab.
0.102
1.81
0.23
0.588
45
3. Uzunlamasına Kararlılık Analizi
3.1. Genelleştirilmiş hareket Denklemleri
Uzunlamasına kararlılık analizi incelemesi için Ref [12] ve
Ref [13] belirtilen genelleştirilmiş hareket denklemleri
kullanılmıştır. Genelleştirilmiş hareket denklemleri denklem
(1)-(6) de verilmiştir.
𝑋 − 𝑚𝑔𝑠𝑖𝑛𝜃 = 𝑚(𝑈̇ + 𝑄𝑊 − 𝑅𝑉)
𝑌 + 𝑚𝑔𝑐𝑜𝑠𝜃𝑠𝑖𝑛𝜙 = 𝑚(𝑉̇ + 𝑅𝑈 − 𝑃𝑊)
𝑍 + 𝑚𝑔𝑐𝑜𝑠𝜃𝑐𝑜𝑠𝜙 = 𝑚(𝑊̇ + 𝑃𝑉 − 𝑄𝑈)
𝐿 = 𝐼𝑥 𝑃̇ − 𝐼𝑧𝑥 𝑅̇ + 𝑄𝑅(𝐼𝑧 − 𝐼𝑦 ) − 𝐼𝑧𝑥 𝑃𝑄
𝑀 = 𝐼𝑦 𝑄̇ − 𝑅𝑃(𝐼𝑥 − 𝐼𝑧 ) + 𝐼𝑧𝑥 (𝑃2 − 𝑅2 )
𝑁 = 𝐼𝑧 𝑅̇ − 𝐼𝑥𝑧 (𝑃̇ − 𝑄𝑅) − 𝑃𝑄(𝐼𝑦 − 𝐼𝑥 )
(1)
(2)
(3)
(4)
(5)
(6)
Denklem (1)-(6) de gösterilen X, Y, Z uçağa dışardan etki
eden kuvvetleri, L, M ve N uçağa dışardan etki eden momentleri
ifade etmektedir. Kuvvet ve momentler genel olarak
aerodinamik ve itki sisteminden kaynaklanan kuvvet ve
momentler olarak tanımlanmıştır.
Aerodinamik kuvvet ve moment bileşenleri denklem (7)-(8)
da belirtilmiştir.
Şekil 1: Prototip uçak, CAD modeli
FA = [
CL qSref Sinα − CD qSref Cosα
CY qSref
]
−CL qSref Cosα − CD qSref Sinα
𝐶𝑙 𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 𝑏
MA = [Cm qSref c̅ ]
Cn qSref b
(7)
(8)
Denklem (7)-(8) geçen aerodinamik kuvvet ve moment
türevlerinin açılımları denklem (9) de tanımlanmıştır [14].
CL = CL0 + CLα α + CLih ih + CLδe δe
CD = CD0 + CDα α
CY = Cy0 + Cyβ β + Cyδa δa + Cyδr δr
Cl = Cl0 + Clβ β + Clδa δa + Clδr δr
(9)
Cm = Cm0 + Cmα α + Cmih ih + Cmδe δe + Cmq Q
Cn = Cn0 + Cnβ β + Cnδa δa + Cnδr δr
Aynı şekilde itki sisteminden kaynaklanan itki ve moment
bileşenleri denklem (10) ve (11) de tanımlanmıştır.
𝑇m 𝛿T1 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 + 𝑇m 𝛿T2 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 + 𝑇a 𝛿T3 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑎
0
𝐹𝑇 = [
] (10)
−(𝑇m 𝛿T1 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 + 𝑇m 𝛿T2 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 + 𝑇a 𝛿T3 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑎 )
𝑀𝑇 =
(𝑇m 𝛿T1 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 − 𝑇m 𝛿T2 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 )𝑙 𝑇𝑚𝑦
[(𝑇m 𝛿T1 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 + 𝑇m 𝛿T2 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 )𝑙 𝑇𝑚𝑥 − 𝑇a 𝛿T3 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑎 𝑙 𝑇𝑎𝑥 ] (11)
(𝑇m 𝛿T1 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 − 𝑇m 𝛿T2 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 )𝑙 𝑇𝑚𝑦
İtki sistemi ile ilgili kuvvet bileşenleri ve kuvvet kolları
Şekil 3 de gösterilmiştir.
Şekil 3: İtki sistemi kuvvet bileşenleri ve moment kolları
Aerodinamik kuvvet ve moment bileşenleri, itki sistemi
kuvvet ve moment bileşenleri, yerçekimi kuvvetleri denklem
(1)-(6) da yerlerine konularak ilgili uçağa ait doğrusal olmayan
hareket denklemleri elde edilmiştir. Doğrusal olmayan hareket
denklemleri denklem (12)-(17) de gösterilmiştir.
𝑋: (𝐶𝐿0 + 𝐶𝐿𝛼 𝛼 + 𝐶𝐿𝑖ℎ 𝑖ℎ + 𝐶𝐿𝛿𝑒 𝛿𝑒 )𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 𝑆𝑖𝑛𝛼 − (𝐶𝐷0 +
𝐶𝐷𝛼 𝛼)𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 𝐶𝑜𝑠𝛼 + 𝑇m 𝛿T1 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 + 𝑇m 𝛿T2 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 +
𝑇a 𝛿T3 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑎 − 𝑚𝑔𝑠𝑖𝑛𝜃 = 0
(12)
𝑌: (𝐶𝑦0 + 𝐶𝑦𝛽 𝛽 + 𝐶𝑦𝛿𝑎 𝛿𝑎 + 𝐶𝑦𝛿𝑟 𝛿𝑟 ) 𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 + 𝑚𝑔𝑐𝑜𝑠𝜃𝑠𝑖𝑛𝜙 =
0
(13)
𝑍: −(𝐶𝐿0 + 𝐶𝐿𝛼 𝛼 + 𝐶𝐿𝑖ℎ 𝑖ℎ + 𝐶𝐿𝛿𝑒 𝛿𝑒 )𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 𝐶𝑜𝑠𝛼 − (𝐶𝐷0 +
𝐶𝐷𝛼 𝛼)𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 𝑆𝑖𝑛𝛼 − (𝑇m 𝛿T1 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 + 𝑇m 𝛿T2 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 +
𝑇a 𝛿T3 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑎 ) + 𝑚𝑔𝑐𝑜𝑠𝜃 = 0
(14)
𝐿: (𝐶𝑙0 + 𝐶𝑙𝛽 𝛽 + 𝐶𝑙𝛿𝑎 𝛿𝑎 + 𝐶𝑙𝛿𝑟 𝛿𝑟 ) 𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 𝑏 + (𝑇m 𝛿T1 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 −
𝑇m 𝛿T2 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 )𝑙 𝑇𝑚𝑦 = 0
(15)
𝑀: (𝐶𝑚0 + 𝐶𝑚𝛼 𝛼 + 𝐶𝑚𝑖ℎ 𝑖ℎ + 𝐶𝑚𝛿𝑒 𝛿𝑒 + 𝐶𝑚𝑞 𝑄) 𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 𝑐̅ +
(𝑇m 𝛿T1 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 + 𝑇m 𝛿T2 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑚 )𝑙 𝑇𝑚𝑥 − (𝑇m 𝛿T1 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 +
𝑇m 𝛿T2 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 )𝑙 𝑇𝑚𝑧 − 𝑇a 𝛿T3 𝑆𝑖𝑛𝜇𝑎 𝑙 𝑇𝑎𝑥 − 𝑇a 𝛿T3 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑎 𝑙 𝑇𝑎𝑧 =
0
(16)
𝑁: (𝐶𝑛0 + 𝐶𝑛𝛽 𝛽 + 𝐶𝑛𝛿𝑎 𝛿𝑎 + 𝐶𝑛𝛿𝑟 𝛿𝑟 ) 𝑞𝑆𝑟𝑒𝑓 𝑏 +
(𝑇a 𝛿T1 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 − 𝑇a 𝛿T2 𝐶𝑜𝑠𝜇𝑚 )𝑙 𝑇𝑚𝑦 = 0
(17)
3.2. Denge Durumu İncelemesi
Denklem (12)-(17) de verilen hareket denklemleri
uzunlamasına ve yanlamasına hareket denklemleri olarak
gruplandırıldıktan sonra uzunlamasına hareket denklemleri
yeniden düzenlenerek Gauss-Seidel iteratif [15] çözümü
uygulanmıştır. Böylece uçağın farklı uçuş fazlarındaki denge
durumu incelemesi yapılmıştır. Uçağın, askı uçuşu, seyir uçuşu
ve geçiş uçuşu fazları denge durumları için elde edilen sonuçlar
Tablo 2 – Tablo’ 4 de sırasıyla verilmiştir.
Tablo 2: Askı uçuşu denge durumu değerleri
𝛿T1
𝛿T2
𝛿T3
𝛿e
0,78
0,78
0,61
0,0
Tablo 3: Seyir uçuşu denge durumu değerleri
İrtifa, m
V∞ , 𝑚/𝑠
𝛼, 𝑑𝑒𝑔
𝛿T1
𝛿T2
𝛿T3
𝛿e
50
20
0,96
0,12
0,12
0,0
13,14
Tablo 4: Geçiş uçuşu için farklı hız değerlerindeki denge
koşulları
𝑽∞
𝝁𝒎
𝜹𝑻𝟏
𝜹𝑻𝟐
𝜹𝑻𝟑
𝜹𝒆
0,1000
89,9998
0,7794
0,7794
0,6186
0,0000
1,0000
89,9845
0,7775
0,7775
0,6184
0,0000
10,0000
87,9412
0,5867
0,5867
0,6001
0,0000
15,0000
83,6208
0,4268
0,4268
0,0000
28,7082
20,0000
44,1357
0,1175
0,1175
0,0000
15,2414
20,7000
16,0975
0,0940
0,0940
0,0000
14,0902
20,8000
11,1325
0,0929
0,0929
0,0000
13,9351
20,9000
6,0672
0,0926
0,0926
0,0000
13,7823
21,0000
0,9789
0,0930
0,0930
0,0000
13,6317
3.3. Uzunlamasına Kararlılık İncelemesi
Denge durumu incelemesinin ardından, İHA nın farklı uçuş
fazları için uzunlamasına kararlık analizi yapılmıştır. Uçağın
uzunlamasına kararlılık karakteristikleri denklem (12)-(17) nin
doğrusallaştırılarak durum uzayı şeklinde gösterilmesi ve
özdeğerlerinin bulunasıyla incelenmiştir [16]. Durum uzayı
gösterimi denklem (18) de verilmiştir.
0
𝑋𝑢
𝑋𝑤
∆𝑢̇
𝑢0
∆𝑤̇
𝑍𝑢
𝑍𝑤
[ ∆𝑞̇ ] = [
𝑀𝑢 + 𝑀𝑤̇ 𝑍𝑢 𝑀𝑤 + 𝑀𝑤̇ 𝑍𝑤 𝑀𝑞 + 𝑀𝑤̇ 𝑢0
0
0
∆𝜃̇
1
𝑋𝛿𝑒
𝑋𝛿𝑡
𝑍𝛿𝑒
𝑍𝛿𝑡
∆𝛿𝑒
[
][
]
𝑀𝛿𝑒 + 𝑀𝑤̇ 𝑍𝛿𝑒 𝑀𝛿𝑒 + 𝑀𝑤̇ 𝑍𝛿𝑡 ∆𝛿𝑡
0
0
−𝑔 ∆u
0 ∆w
0 ] [ ∆𝑞 ] +
0 ∆𝜃
(18)
Askı, seyir ve geçiş uçuş fazları için uçağa ait uzunlamasına
kararlılık özellikleri denklem (18) da verilen sistem matrisinin
özdeğerlerinin bulunmasıyla elde edilmiştir.
Askı durumda tüm özdeğerler orijin üzerinde oluşmuştur.
𝜆1,2,3,4 = 0
Bu durum uçağın askı durumu için kararsız yapıda
olduğunu göstermektedir [17].
Seyir uçuş fazı için yapılan çözümde bulunan sistem
matrisinin özdeğerleri Tablo’ 5 de gösterilmiştir. Köklerin
yerleşiminden de anlaşılacağı gibi seyir uçuşunda uçak
uzunlamasına olarak doğal kararlılık özelliği göstermektedir.
Tablo 5: Seyir uçuşu denge durumu değerleri
𝜆1
𝜆2
−4,1837 ± 3,1255𝑖
−0,02623 ± 0,4639𝑖
Durum
𝑉∞ = 20 𝑚/𝑠
ℎ = 50 𝑚
Geçiş uçuşu uzunlamasına kararlılık incelemesinde uçağın
0.1m/s, 5m/s, 10m/s, 15m/s, 20m/s hız değerlerindeki denge
durumları için hesaplama yapılmıştır. Elde edilen özdeğerler
Şekil 4’ de, sanal eksen takımı üzerinde gösterilmiştir.
Pole Locations for Transition Flight
edebilmek amacıyla bir kontrol stratejisi geliştirilmiş ve buna
bağlı bir oto-pilot tasarımı yapılmıştır.
4.1. Kontrol Stratejisi
Uçağın üç uçuş fazında kontrol edilmesi için gerekli kontrol
bileşenleri Tablo 6’ da gösterilmiştir. Tablo 6’ dan de
anlaşılacağı üzere her üç uçuş fazının farklı bölümlerinde
aerodinamik kuvvet ve momentleri, itki sistemi kuvvet ve
momentleri ayrı ayrı baskın karakter göstermektedir. Bu
nedenle seyir uçuşunda aerodinamik yüzeyler uçağı kontrol
etmek için kullanılırken, askı uçuşunda aerodinamik yüzeyler
yerine motor itki değişimleri kontrol için kullanılmaktadır.
Ayrıca, geçiş uçuşunda hem aerodinamik kontrol yüzeyleri hem
motor itki değişimleri orantılı olarak uçağın kontrolünde
kullanılmaktadır.
Tablo 6’ da belirtilen kontrol stratejisinin yanı sıra uçağın
geçiş uçuşu esnasında yalpa ve istikamet kontrollerinin
birbirine girişimleri bulunmaktadır. Bu nedenle geçiş uçuşunda
bu girişimleri önlemek amacıyla bir kontrol kuralı geliştirilmiş
ve nihai uçak kontrolü için uçuş bilgisayarına kodlanmıştır.
Tablo 6: Uçuş fazına göre kontrol elemanları
Uçuş Fazı
4
:V
= 20 m/s
:V
= 15m/s
:V
= 10m/s
:V
= 5m/s
:V
= 0.1 m/s
FS
3
FS
FS
2
Imaginary Axis
FS
1
FS
0
-1
-3
-4
-5
Askı Uçuşu
Arka motor itki
kontrolü
Geçiş Uçuşu
Arka motor itki
kontrolü +
Elevatör
Konvansiyonel
Uçuş
-2
-4
-3
-2
-1
0
1
Real Axis
Şekil 4: Geçiş uçuşu farklı denge durumları özdeğerleri
yerleşimi
Yapılan hesaplama sonucunda uçağın 13m/s hız
değerindeki durumlarda doğal kararlılığa sahip olmadığı, 13m/s
den daha yüksek hız değerleri için uçağın uzunlamasına hareket
için doğal kararlılığa sahip olduğu görülmüştür.
4. Kontrol Stratejisi ve Oto-Pilot Tasarımı
Bölüm 3 de yapılan denge durumu analizlerinde, askı uçuş
fazı için ve geçiş uçuş fazının 13m/s hızdan daha düşük denge
durumları için uçağın uzunlamasına kararsız olduğu
görülmüştür. Bu nedenle uçağı uzunlamasına harekette suni
kararlı hale getirmek ve uçağı dışarıdan doğru şekilde kontrol
Yunuslama
Kontrolü
Elevatör
Yalpa
Kontrolü
Ana
motorlar
itki
kontrolü
İstikamet
Kontrolü
Ana motorlar
meyil
kontrolü
Ana motorlar itki ve meyil
açısı kontrolü + Aileron
Aileron
Rudder
4.2. Oto-Pilot Tasarımı
Uçağın askı, geçiş ve konvansiyonel uçuş fazlarında
dışarıdan bir kullanıcı tarafından kontrol edilmesine olanak
sağlayacak; ayrıca kararsız denge durumları için uçağı suni
kararlı yapabilecek bir oto-pilot tasarımı yapılmıştır.
Geliştirilen oto-pilot, farklı uçuş fazlarında Tablo 6’ da
belirtilen baskın kuvvet ve momentleri kontrol edebilecek
şekilde tasarlanmıştır. Bu amaçla Ref [16] da verilen, PID
kontrolörü içeren kademeli oto-pilot seçilmiş, gerekli katsayılar
belirlenerek uçuş bilgisayarına yüklenmiştir. Yalpa kontrolü
için oluşturulan kademeli oto-pilot örneği Şekil 5’ de
gösterilmiştir.
Oluşturulan kademeli oto-pilot tasarımı, askı ve geçiş
uçuşları için uçağın kontrolünü sağlamak üzere kodlanarak bir
mikro denetleyici karta gömülmüştür. Yapılan kodlama
işleminin akış diyagramı Şekil’ 6 da verilmiştir.
Şekil 5: Yalpa kontrolü kademeli oto-pilot (PID Kontrolörü)
Başlama
Başlangıç
Değerleri
Atanması
Duyarga
Ham
Verilerinin
Alınması
Verilerin
Filtrelenmesi
Çevrime
Girişi
Kullanıcı
Kontrol
Komutlarının
Alınması
Komutların
Referans
Olarak
Atanması
Motor ve
Eyleyicilere
Gönderilecek
Sinyallerin
Hesaplanması
Kontrol
Sinyallerinin
Gönderilmesi
Uçak Cevabı
Şekil 6: Kontrol kodu akış diyagramı
4.3. Mekanik Belirsizlikler ve Hata Düzeltme
İmal edilen uçağın imalattan ve mekanik sistemlerden
kaynaklı olası hatalarının olması kaçınılmazdır. Yapılan
değerlendirmede meyil açısında oluşacak olası hatalar, yalpa ve
istikamet kontrolü için atanan itki kuvvetlerinde istenmeyen
girişimlere neden olabileceğinden, meyil açısı hataları kritik
olarak değerlendirilmiştir. Bu nedenle ciddi şekilde
sonuçlanabilecek
en
büyük
hatanın
uçak
meyil
mekanizmalarının motor gruplarını mekanik olarak doğru
açılara getirememesi veya her hareket sonucu bu hataların aynı
şekilde tekrarlanamaması olacağı değerlendirilmiştir. Diğer bir
deyişle dikey uçuş fazı için motorların 90 derece,
konvansiyonel uçuş fazı için yine motorların 0 derece açıyla
yerleşmemesi ve bu durum tüm ara değerler için geçerli olması
durumudur.
Olası meyil açısı hatalarının önlenmesi için geliştirilen
kontrol koduna tek çevrimden oluşan bir kapalı PID kontrolörü
eklenmiştir. Bu çevrim, uçağa kullanıcıdan bir komut gitmediği
durumlarda uçağın meyil açılarını ve motor itki değerlerini
otomatik olarak kontrol ederek uçağın istenen durumda
kalmasını sağlamaktadır. Bu kapalı çevrim derlenerek uçak
üzerine koyulan mikro denetleyici karta gömülmüştür.
olarak adlandırılmıştır. Askı uçuşu esnasında çekilen bir
fotoğraf Şekil 9’ da gösterilmiştir.
Şekil 7: Uçuş bilgisayarı yerleşimi
5. Prototip Uçak İmalatı
Yapılan çalışmaların deneysel olarak incelenebilmesi,
geliştirilen kontrol stratejisi ve oto-pilotun başarılı olup
olmadığının görülebilmesi için tasarımı yapılan uçağın prototip
imalatı yapılmıştır. Bunun yanında, geliştirilen kontrol
kodunun uçak üzerinde çalışabilmesi için bir mikro denetleyici
kart üzerine üç eksen jiroskop, üç eksen ivmeölçer ve üç eksen
pusuladan oluşan MEMS duyargalar takımı eklenmiştir.
Ayrıca, hız ve irtifa duyargaları da uçuş bilgisayarına bağlanmış
ve gerekli kodlar derlenerek mikro denetleyici karta
gömülmüştür. Mikro denetleyici kart ve duyargalarla
oluşturulan uçuş bilgisayarı Şekil 7’ de gösterilmiştir.
İlgili mekanik tasarım sonucunda prototip uçağın imal
edilmesi için 16 adet kalıp, 132 alt parça tasarımı yapılmış ve
imalatı gerçekleştirilerek prototip uçağın imalatı bitirilmiştir.
İmal edilen prototip uçak Şekil 8’ de gösterilmiştir.
6. Uçuş Tecrübeleri
Prototip imalatının bitmesinin ardından uçuş testlerine
başlanmıştır. Uçuş testleri, ihtiva edilen uçuş bacaklarına göre
adlandırılmıştır. İç ortam ve dış ortam olmak üzere toplam 56
adet uçuş testi icra edilmiştir. Yapılan uçuş test tipleri ve uçuş
sayıları Tablo 7’ de verilmiştir.
Öncelikli olarak dikey uçuş testleri yapıldıktan sonra
sırasıyla, 80 derece açıyla kalkış-iniş, askı durumundan 80
derece açıya geçiş, konvansiyonel kalkış-iniş ve son olarak askı
uçuşunda konvansiyonel uçuşa geçiş testleri yapılmıştır. 80
derece açılı uçuşlar, genel olarak yarı askı durumu uçuşları
Şekil 8: İmal edilen prototip uçağın farklı görünüşleri
Askı uçuşu ve yarı askı uçuşları sonrasında konvansiyonel
uçuş testleri yapılmıştır. Konvansiyonel uçuş testi, yerden
konvansiyonel kalkış, seyir uçuşu ve konvansiyonel iniş uçuş
bacaklarını kapsamaktadır.
Tablo 7: İcra edilen uçuş tecrübelerinin dağılımı
Uçuş Tipi
Dikey Kalkış – Askı –
Dikey İniş
80der Dikey Kalkış –
80der/Dikey İniş
Dikey Kalkış => 80der
Geçiş - 80der/Dikey İniş
Konv. Kalkış – İniş
Dik Kalkış => Konv.
Geçiş – Konv. İniş
TOPLAM
İç Ortam
Dış Ortam
Toplam
11
15
26
-
10
10
6
2
8
-
3
3
6
3
9
23
33
56
Konvansiyonel uçuş testlerinin ardından geçiş uçuşu testleri
yapılmıştır. Öncelikle iç ortamda yapılan kontrollü deneylerin
ardından dış ortam testlerine geçilmiştir. Geçiş uçuşu esnasında
uçak üzerinde bulunan kameradan alınan görüntü Şekil 10’ de
verilmiştir. Şekil 10’ de motorların yaklaşık 45 derece
meylettiği görülebilmektedir.
Şekil 13’ de verilen grafikte, uçağın askı uçuşundan seyir
uçuşuna geçişi sırasında uçağın hızındaki değişimi
göstermektedir. Bu grafikte uçağın askı uçuşundaki hızı ~3 m/s
civarında ölçülmektedir. Geçiş uçuşuna başlanmasıyla bu hız
artmakta ve seyir uçuşuna başlandığında bu hız 16-17 m/s
mertebesine yükselmektedir. Kullanılan hız duyargasının
ölçüm hassasiyeti ±2m/s civarındadır.
Şekil 9: İmal edilen prototip uçağın askı uçuşu testi
Şekil 12: Dış ortam geçiş uçuşu için motor meyil açısı
(𝜇𝑚 ) ve yunuslama açısı (𝜃) değişimi
Şekil 10: Geçiş uçuşu fazı test uçuşu
Yapılan tüm testlerde, irtifa, oryantasyon, motor ve kontrol
yüzeyleri durumları gibi veriler anlık olarak alınarak yer
bilgisayarına gönderilmiş ve kaydedilmiştir. 56. Test Uçuşu
kapsamında icra edilen dikey kalkış, askı uçuşu, geçiş uçuşu ve
konvansiyonel uçuş testleri verilerinin ilgili bölümleri zamana
bağlı olarak derlenerek Şekil 11 – Şekil 13’ de gösterilmiştir.
Uçuş verileri örnekleme frekansı 10Hz’ dir.
Şekil 11’ de verilen grafikte, askı uçuş fazı için uçağa
gönderilen referans yunuslama açısı ve uçaktan ölçülen
yunuslama açısı değerleri gösterilmiştir.
Şekil 12’ de verilen grafikte, askı uçuşu fazından
konvansiyonel uçuş fazına geçiş esansında motor meyil açıları
ve uçak üzerinden ölçülen yunuslama açıları verilmiştir. Geçiş
uçuşu öncesindeki askı uçuşu fazında uçağın ortalama
yunuslama açısı -20 derece mertebesinde görülürken, geçiş
sonrası yunuslama açısının 20 derece civarına çıktığı
görülmektedir.
Şekil 13: Dış ortam geçiş uçuşu için meyil açısı (𝜇𝑚 ) ve
uçuş hızı (V) değişimi
4. Sonuçlar
Bu çalışmada dikey iniş kalkış yapabilen sabit kanatlı bir
insansız hava aracının tasarımı, uçuş mekaniği hesaplamaları,
oto-pilot tasarımı ve kontrol stratejisi geliştirme çalışmaları
yapılmıştır. Tasarlanan uçağın prototip versiyonu imal
edilmiştir. Ayrıca tasarlanan oto-pilot için uygun algoritma
geliştirilmiş ve uçak üzerine yerleştirilen bir mikro denetleyici
karta kodlanmıştır. Uygun duyargalar, ilgili uçuş bilgisayarına
bağlanarak uçağın kararsız durumları olan askı ve geçiş uçuşu
fazları için uçak suni kararlı hale getirilmiştir. Son olarak, dikey
iniş kalkış, askı, geçiş ve konvansiyonel uçuş testleri başarıyla
gerçekleştirilmiştir. Yapılan test çalışmaları, geliştirilen kontrol
yönteminin uygun şekilde çalıştığını göstermekle beraber
geliştirilmesi gereken noktaların olduğunu da ortaya
çıkarmıştır.
Teşekkür
Şekil 11: Dış ortam askı uçuşu için referans yunuslama
açısı (𝜃𝑑 ) ve uçağın ölçülen yunuslama (𝜃) açısı
Bu çalışma 213M344 numaralı proje ile TÜBİTAK
tarafından, “Campus Plan” kapsamında BOEING Firması
tarafından ve 1308F310 numaralı Bilimsel Araştırma Projesi ile
Anadolu Üniversitesi tarafından desteklenmiştir.
Kaynakça
[1] Gertler, J., U.S. Unmanned Aerial Systems, Congressional
Research Service, January 2012
[2] Austin, R., Unmanned Aircraft Systems: UAVS Design
Development and Deployment, 1st ed., Wiley & Sons, UK,
2010.
[3] Özdemir, U., Aktaş, Y. O., Vuruşkan, A., Dereli, Y.,
Tarhan, A. F., Demirbağ, K., Erdem,A., Kalaycioğlu, G.
D., Özkol, İ., İnalhan, G., “Design of a Commercial
Hybrid VTOL UAV System”, Journal of Intelligent &
Robotic Systems, Vol. 74, No. 1, 2014, pp. 371-393
[4] Maisel, M. D., Giulianetti, D. J., Dugan, D. C., The History
of the XV-15 Tilt Rotor Research Aircraft: From Concept
to Flight, Monographs in Aerospace History #17, the
NASA History Series, Washington, D.C., 2000.
[5] Jeong, J., Yoon, S., Kim, S., Suk, J., “Dynamic Modeling
and Analysis of a Single Tilt-Wing Unmanned Aerial
Vehicle”, 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting, AIAA
2015-1804, Kissimmee, Florida, 2015.
[6] Song, Y., and Wang, H., “Design of Flight Control System
for a Small Unmanned Tilt Rotor Aircraft Longitudinal
Flight Dynamic Analysis of an Agile UAV”, Chinese
Journal of Aeronautics, Vol. 22, 2009, pp. 250-256.
[7] Israel Aerospace Industry, Tactical VTOL UAVs.
URL:http://www.iai.co.il/2013/36719en/BusinessAreas_UnmannedAirSystems.aspx [cited 1
Nov 2015].
[8] Murphy, P.C. ve Landman D., “Experiment Design for
Complex VTOL Aircraft with Distributed Propulsion and
Tilt Wing”, 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting,
AIAA 2015-1804, Kissimmee, Florida, 2015.
[9] Öner, K.T., Çetinsoy, E., Sırımoğlu, E., Hançer, C., Ünel,
M., Akşit, M. F., Gülez, K., Kandemir, İ., “Mathematical
modeling and vertical flight control of a tilt-wing UAV”,
Turkish Journal of Electrical Engineering and Computer
Sciences, Vol.20, No.1, 2012, pp. 149-157.
[10] Onen, A.S., Levent, C., Senipek, M., Mutlu, T.,
Gungor,O., Uzunlar ,I.O., Kurtulus, D.F., Tekinalp, O.
“Modeling and Controller Design of a VTOL UAV”, 2015
International Conference on Unmanned Aircraft Systems
(ICUAS), Denver, Colorado, USA, 2015
[11] Öznalbant, Z., Kavsaoğlu, M. Ş., “Design, Flight
Mechanics and Flight Demonstration of a Tiltable
Propeller VTOL UAV”, 16th AIAA Aviation Technology,
Integration, and Operations Conference, AIAA
Washington DC, ABD, 2015.
[12] Etkin, B., and Reid, L.D., 1996. Dynamics of Flight
Stability and Control, 3rd ed., John Wiley and Sons Press,
Toronto, 1994.
[13] Yechout, T. R., Morris, S. L., Bossert, D. E., and Hallgre
W. F., Introduction to Aircraft Mechanics Perfomance
Static Stability Dynamic Stability and Classical Feedback
Control, AIAA Education Series, Virginia, 2003.
[14] Roskam, J., Airplane Flight Dynamics and Automatic
Flight Controls, Roskam Aviation and Engineering
Corporation, Kansas, 1979.
[15] Chapra, S.C., Canale R. P., (Trans.: Heperkan, H., Kesgin,
U.), Numerical Methods for Engineers (Trans.:
Mühendisler için Sayısal Yöntemler), Literatür Yay., Vol.
4, 2003, İstanbul.
[16] Nelson, R.C., Flight Stability and Automatic Control, 2nd
ed. McGraw Hill Education (Special Indian Edition), New
Delphi, 2007.
[17] Nise, S.N., Cotrol Systems Engineering, 6st ed., John
Wiley and Sons Press, Jefferson City, 2011.