Yaygın olmayan dört rotorlu bir hava aracı için uçuş kontrol sistemi tasarlanması

In this thesis, design of a flight control system for an uncommon quadrotor aerial vehicle is discussed. This aerial vehicle consists of two counter-rotating big rotors on longitudinal axis to increase the lift capacity and flight endurance, and two counter-rotating small tilt rotors on lateral axis to stabilize the attitude. Firstly, full nonlinear dynamic model of this vehicle is obtained by using Newton-Euler formulation. Later, derived approximate linear model around hover is statically decoupled to simplify the flight dynamics. Resulting diagonal model is mainly based on physical principles and it does not include dynamics such as uncertain parameters, sensor delays, flexible modes of the structure and inexact decoupling. Therefore, a system identification method is used, and more accurate model is estimated from flight tests when this vehicle is stabilized by PI controllers with sufficient performance and stability margins. Secondly, relative importance of the parameters in the linear hover model is investigated. It is assumed that each parameter of the dynamic model has some uncertainty. Structured singular value sensitivity analysis determines the important parameters in terms of robust stability. Maximum tolerable uncertainties of parameters are also computed. High performance control design requires accurate model that is suitable for subsequent robust control design. Therefore, robust control criterion is considered during system identification step. System model is defined in terms of coprime factors which are identified by solving corresponding least squares problem using data-dependent orthonormal polynomials to achieve optimal numerical conditioning. Next, validation-based uncertainty modeling is used to compute the frequency dependent uncertainty upper bound. Using the uncertainty upper bound and specific coprime factorization of the stabilizing controller, robust-control-relevant model set is obtained which facilitates high performance robust controller synthesis. Finally, performances of the PI controller with sufficient stability margins and the designed robust controller are analyzed. Attitude stabilization and torque disturbance rejection performances are compared. Results of several flight experiments show attitude control performance improvement with the designed robust controller compared to the standard PI controller.Bu tezde, yaygın olmayan dört rotorlu bir hava aracı için uçuş kontrol sistemi tasarımı anlatılmıştır. Bu hava aracı kaldırma kapasitesini arttırmak için uzunlamasına eksende ters yönde dönen iki büyük rotordan ve yönelim kararlılığını sağlamak için yanlamasına eksende ters yönde dönen iki küçük eğilebilen rotordan oluşmaktadır. İlk olarak Newton-Euler formülasyonu kullanılarak bu aracın tam doğrusal olmayan dinamik modeli elde edilmiştir. Sonra havada sabit konum çevresinde çıkarılan yakın doğrusal model statik olarak ayrılarak uçuş dinamikleri basitleştirilmiştir. Elde edilen diyagonal model temel olarak fiziksel prensiplere bağlıdır ve belirsiz parametreleri, algılayıcı gecikmelerini, yapının esnek modlarını ve hatalı ayırma gibi dinamikleri içermez. Bu nedenle sistem tanılama metodu kullanılmıştır ve daha doğru model bu araç yeterli performans ve kararlılık dereceleri veren PI denetleyiciler ile kararlı haldeyken yapılan uçuş testlerinden kestirilmiştir. İkinci olarak, sabit konum doğrusal modelindeki parametrelerin önem dereceleri araştırılmıştır. Dinamik modeldeki her parametrenin belirli belirsizliği olduğu kabul edilmiştir. Yapılandırılmış tekil değer duyarlılık analizi gürbüz kararlılık bakımından önemli olan parametreleri belirlemiştir. Parametrelerin tahammül edilebilir belirsizlikleri de hesaplanmıştır. Yüksek performanslı denetleyici tasarımı için sonraki gürbüz denetleyici tasarımına uygun olan doğru model gereklidir. Bu nedenle sistem tanılama aşamasında gürbüz kontrol kriteri düşünülmüştür. Sistem modeli en uygun numerik şartlanma için veribağımlı birimdik polinomlar kullanılarak elde edilen doğrusal en küçük kareler probleminin çözümüyle kestirilen aralarında asal bölümlerle tanımlanmıştır. Sonra onaylama temelli belirsizlik modelleme yapılarak frekansa bağlı belirsizlik üst sınırı hesaplanmıştır. Belirsizlik üst sınırı ve kararlılık sağlayan denetleyicinin özel asal bölümleri kullanılarak yüksek performanslı denetleyici sentezini kolaylaştıran gürbüz kontrol amaçlı model set elde edilmiştir. Son olarak yeterli kararlılık dereceleri veren PI denetleyici ile tasarlanan gürbüz denetleyicinin performansları analiz edilmiştir. Yönelim kararlılığı ve tork bozucu bastırma performansları karşılaştırılmıştır. Birçok uçuş deneyi tasarlanan gürbüz denetleyicinin PI denetleyici ile karşılaştırıldığında yönelim kontrol performansı artışı verdiğini göstermiştir.Ph.D. - Doctoral Progra