Fault tolerant robust flight control system design

Abstract

Bu tezde, asimetrik irtifa dümeni arızaları ile baş edebilecek bir bütünleşik arıza toleranslı kontrol sistemi üzerinde çalışılmıştır. Bu amaca ulaşabilmek için, F-16 uçağı örnek platform olarak seçilmiştir. Öncelikle, bu uçağın detaylı bir doğrusal olmayan dinamik modeli elde edilmiştir. F-16 uçağında irtifa dümeni yüzeyi iki parçadır, sağ ve sol yüzeyler birbirinden bağımsız hareket edebilir. Dolayısıyla, daha gerçekçi ve zor bir senaryo elde edebilmek için irtifa dümeninin asimetrik olarak arızalandığı varsayılmıştır. Klasik kontrolcü yaklaşımının bu arızalar ile baş edemeyeceği gösterilmiştir. Daha sonra, tasarlanan H_∞ tabanlı arıza toleranslı kontrolcü ile bu problem çözülmüştür. Bununla birlikte, klasik kontrolcü ile arıza toleranslı kontrolcü hesaplama karmaşıklığı açısından karşılaştırıldığında, klasik kontrolcü çok yüksek döngü hızları ile çalışabilmektedir. Uçak üzerinde arıza meydana gelmesi, nispeten düşük bir ihtimal olduğu için klasik kontrolcünün bu avantajını kullanan bir bütünleşik arıza toleranslı kontrol sistemi yaklaşımı önerilmiştir. Bu yaklaşımda, sürekli olarak arıza olması durumunu takip eden bir arıza tespit sistemi tasarlanmıştır. Arıza olmayan durumda klasik kontrolcü çalışır. Eğer bir arıza meydana gelirse, arıza toleranslı kontrolcü etkinleştirilir.

In this dissertation, an integrated fault-tolerant control system approach which can cope with asymmetric elevator failures is studied. To achieve this goal, the F-16 aircraft is taken as an example platform. A detailed nonlinear dynamic model of this aircraft is obtained first. In the F-16 aircraft, the elevator surfaces are in two parts, right and left, and can move independently. Therefore, to obtain a more realistic and difficult failure scenario, it is assumed that the elevator is asymmetrically defective. For such failure scenarios, it has been shown that the conventional controller approach cannot cope with the failures. Then, this problem is solved by the designed H_∞ based fault-tolerant controller. However, comparing the conventional controller and the fault-tolerant controller in terms of computational complexity, the conventional controller can operate at very high cycle rates. Since it is relatively unlikely that a failure occurs on the aircraft, an integrated fault-tolerant control system approach using this advantage of the conventional controller is proposed. In this approach, a failure detection system is designed which continuously monitors the failure condition. In the non-failure condition, the conventional controller operates. If a failure occurs, the fault-tolerant controller is activated.