Please use this identifier to cite or link to this item: https://hdl.handle.net/20.500.11851/3515
Title: Doyum noktalarında çalışan 4-boyutlu uçak otopilotu için engelden kaçma performans ölçüleri
Other Titles: Performance measure for obstacle avoidance of a 4-dimensional aircraft autopilot with anti-windup feature
Authors: Kasnakoğlu, Coşku
Coşkun, Kemal Çağlar
Keywords: Sabit-kanat
Engelden kaçma
4-boyutlu seyrüsefer
Gürbüz kontrol
Çoklu-döngü
İntegral yığılması
Fixed-wing
Obstacle-avoidance
4-dimensional navigation
Robust control
Multi-loop
Anti-windup
Issue Date: 2019
Publisher: TOBB University of Economics and Technology,Graduate School of Engineering and Science
TOBB ETÜ Fen Bilimleri Enstitüsü
Source: Coşkun, K. (2019).Doyum noktalarında çalışan 4-boyutlu uçak otopilotu için engelden kaçma performans ölçüleri. Ankara: TOBB ETÜ Fen Bilimleri Enstitüsü. [Yayınlanmamış yüksek lisans tezi]
Abstract: Sabit kanatlı hava araçları için engelden kaçma literatüründe, kaçınma yörüngesi hesaplayan birçok algoritma bulunabilir. Bu çalışmada, bu tarz algoritmalar tarafından hesaplanan yörüngeleri 3 uzaysal boyutta ve zaman boyutunda takip edebilen bir kontrolcü tasarlanmıştır. Kontrolcü iki negatif geribesleme döngüsü ile tasarlanmış olup, iç döngüde hava aracının ataletsel dengesini kontrol eden, gürbüz ve çok giriş çok çıkışlı bir durum uzayı kontrolcüsü kullanılmıştır. Dış döngüde ise hava aracının 4 boyuttaki seyrüseferini yaptıran birkaç PID kontrolcü kullanılmıştır. Engelden kaçma uygulamaları sırasında hava aracına agresif manevralar yaptırıldığı için eyleyiciler doyum noktalarına ulaşabilmektedir ve integral yığılması denilen problem sebebiyle kontrolcülerin durum değişkenlerinde istenilmeyen birikmeler olabilmektedir. Hava araçlarında bu durum özellikle itiş kuvveti eyleyicisinde yaşanmaktadır çünkü itiş kuvveti eyleyicisi ile hava sürati arasındaki dinamikler diğer eyleyicilere kıyasla yavaştır. Diğer taraftan iç geribeslemesinde kullanılan kontrolcünün de olduğu çok giriş çok çıkışlı durum uzayı kontrolcülerinde integral yığılması çözümleri karmaşıktır ve düzeltici nitelikte oldukları için performans düşürürler. Bu çalışmadaki kontrolcü için itiş kuvveti eyleyicisinin doyum noktalarını benimseyen ve bu probleme çözüm getiren bir durum makinası kurulmuştur. İtiş kuvveti eyleyicisinin doyuma uğradığı durum, yığılma probleminin çözümüne direk olarak entegre edildiği için performansı yüksektir. Üstelik çözümün tasarımı görece basittir ve kolayca anlaşılabilir, uygulanabilirdir. İntegral yığılmasını çözen durum makinası sistemi ile desteklenmiş kontrolcü sisteminin istenilen 4 boyutlu hedeflere başarıyla ulaşabildiği örnek benzetimlerle gösterilmiştir. Kurulan sistem hem yüksek performansıyla hem de varış zamanlarını doğru bir şekilde takip edebilmesi özelliğiyle engelden kaçma algoritmaları için özellikle uygun niteliktedir. Bu tezin katkıları arasında, literatürdeki engelden kaçınma algoritmalarının ürettiği yörüngeleri takip eden bir kontrolcü sistemi tasarlamanın yanı sıra bu yörüngelerin takip edilebilir olup olmadığının anlaşılabilmesi için bir engelden kaçma performans ölçüsü tanımlanması da vardır. Engelden kaçma manevraları için öncelikle bir agresiflik parametresi tanımlanmış, bu agresiflik parametresi ile tanımlanmış manevraların ne doğrulukta gerçekleştirilebildiğine Monte-Carlo testleri ile bakılmış, belli bir doğruluk ihtiyacına sahip olan uygulama için bir performans ölçüsü belirlenebilmiştir. Böylelikle engelden kaçınma manevralarına ihtiyaç duyabilecek uygulamalarda, hava aracına yaptırılacak kaçınma manevrası için maksimum noktalardaki 4 boyutlu hedef noktaları belirlenebilmiştir. Tezin üslubu uygulamalı yazılmıştır. Kontrol sistemleri tasarımlarının, integral yığılmasını önleyen sistem tasarımlarının ve performans ölçülerini bulan Monte-Carlo testlerinin hepsinde örnek olarak Cessna 172 uçağı üzerinden çalışılmıştır.
Lots of algorithms that calculate an obstacle avoidance route for fixed-wing aircraft can be found in the literature. In this work, a controller was designed that can track the route given by these algorithms in the 3 spatial dimensions and the time dimension. The controller was designed with two negative feedback loops. A robust and multi-input multi-output state-space controller was used in the inner loop to control the attitude of the aircraft whereas PID controllers were used in the outer loop to navigate the aircraft in 4-dimensional space. Since the aircraft is maneuvered aggressively during obstacle avoidance procedures, the actuators can saturate, which leads to a deterioration of the state variables of the controller due to a phenomenon called windup. This problem is specifically observed at the thrust channel of aircraft controllers since the dynamics between the thrust and the airspeed of the aircraft are slower relative to the dynamics related to the other actuators. Unfortunately, anti-windup solutions for state-space controllers, which our controller in the inner loop also belongs to, are complicated and lack performance since such solutions are corrective. In this work, an anti-windup scheme is realized in the form of a state machine, which embraces the saturated form of the controller. Since the saturated form is directly integrated into the anti-windup scheme, the resulting system has high performance. Furthermore, the design of the scheme is relatively basic and easily understandable, easily applicable. It is shown through sample tests, that the whole controller system assisted by the anti-windup scheme can track the 4-dimensional waypoints successfully. The devised system is particularly well suited for obstacle avoidance algorithms given its high performance and its ability to correctly track time of arrival requirements. The contributions of this theses do not only include a control system that successfully tracks routes created by avoidance algorithms found in the literature, but they also include the design of a test system that determines a performance measure to quantify whether those routes are trackable. In this system, an aggressivity parameter is initially designed based on the position of targets. Next, Monte-Carlo tests are performed to determine the accuracy of the controller, which are used to quantify a performance measure for the controller, given an application with a certain accuracy requirement. This way, for applications that require obstacle avoidance maneuvers, constraints in the 4-dimensional space can be determined for the position of the final targets. The writing style of this thesis is application-oriented. All designs and tests, including the control system designs, the anti-windup scheme designs and verifications, and the Monte-Carlo tests for finding the performance measures are studied on the Cessna 172 airplane as an example.
URI: https://tez.yok.gov.tr/UlusalTezMerkezi/tezSorguSonucYeni.jsp
https://hdl.handle.net/20.500.11851/3515
Appears in Collections:Elektrik-Elektronik Mühendisliği Yüksek Lisans Tezleri / Electrical & Electronics Engineering Master Theses

Files in This Item:
File Description SizeFormat 
608367 (1).pdfKemal Çağlar Coşkun_Tez4.19 MBAdobe PDFThumbnail
View/Open
Show full item record

CORE Recommender

Page view(s)

14
checked on Dec 26, 2022

Download(s)

38
checked on Dec 26, 2022

Google ScholarTM

Check


Items in GCRIS Repository are protected by copyright, with all rights reserved, unless otherwise indicated.