Döngüde Donanımsal Benzetim Yapısı Kullanılarak Hafif Uçak İniş Takımının Yarı Aktif Kontrolü

Bu tezde, manyetoreolojik (MR) sönümleyicili uçak süspansiyon sisteminin titreşimlerini azaltmaya yönelik yarı-aktif Uyarlanabilir Geri Adımlamalı kontrol (UGA) ve aktif Lineer Kuadratik Regülatör (LQR) kontrol tasarımı gerçekleştirilmiştir. LQR yaklaşımından elde edilen aktif kuvvet ters sönümleyici modeli kullanılarak yarı-aktif olarak sisteme uygulanmıştır. Tasarlanan kontrolcülerin etkinliği laboratuvar ortamında kurulan Döngüde Donanımsal Benzetim (DDB) yapısı ile test edilmiştir. UGA ve LQR kontrol yaklaşımlarının etkinliği rastgele yol girdileri altında test edilmiştir. MR sönümleyicinin bağlı olduğu ancak sönümleyiciye herhangi bir gerilim uygulanmadığı sıfır volt durumu karşısında MR sönümleyiciye uygulanan bu kontrol yaklaşımlarının etkinliği test edilmiştir. Önerilen UGA kontrol yaklaşımının, uçak gövdesinin başvurma hareketi, konfor ve süspansiyon çalışma aralığı gibi süspansiyon sistemlerini değerlendirmede kullanılan kriterleri, karşılaştırıldığı durumlara göre iyileştirdiği görülmüştür. Deneysel çalışmaya ek olarak 2 farklı senaryo için kontrol yöntemleri simülasyon ortamında test edilmiştir. Bu simülasyon çalışmalarının ilkinde, uçağın inişi esnasındaki ön tekerin yere çarpma dinamiklerinin ele alındığı durum, bir Çoklu Cisimler Dinamiği programı olan SIMPACK ortamında oluşturulmuş, ardından uçak modeli MATLAB/Simulink ortamına aktarılarak, Skyhook ve Groundhook kontrol yaklaşımlarının bir arada çalıştığı bir Hibrit kontrolcü ve LQR kontrol altında sistemin dinamik davranışı incelenmiştir. İkinci simülasyon çalışmasında ise Newton’un 2. Yasası kullanılarak MATLAB/Simulink ortamında modellenen uçağın taksi hareketi esnasında karşılaşabileceği tümsek ve rastgele yol girişi durumları için önerilen UGA ve LQR kontrol yaklaşımları ile sistemin ivme ve yer değiştirme cevapları bastırılmıştır.

In this thesis, semi-active Adaptive Backstepping (ABS) and active Linear Quadratic Regulator (LQR) control were designed to reduce the vibrations of the aircraft suspension system equipped with a magnetorheological (MR) damper. The designed LQR controller has been applied to the system semi-actively using the inverted version of the active force by inverse damper model. The effectiveness of the designed controllers has been tested with the Hardware-in-the-Loop (HIL) structure established in a laboratory environment. The effectiveness of UGA and LQR control approaches has been tested under random road inputs. In the zero-volt condition where the MR damper is connected but no voltage is applied to the damper, the effectiveness of these control approaches applied to the MR damper has been tested. The proposed UGA control approach has been observed to improve criteria used in the evaluation of suspension systems, such as aircraft body pitch motion, comfort, and suspension working range, compared to the cases it is compared against. In addition to the experimental study, control methods for two different scenarios have been tested in a simulation environment. In the first simulation study, a situation reflecting the dynamics of the front wheel hitting the ground during the aircraft landing was created by using a Multibody Dynamics program, SIMPACK. Then, the created aircraft model was transferred to the MATLAB/Simulink environment, and the dynamic behaviour of the system was examined under the LQR control and Hybrid control which is a combination both of Skyhook and Groundhook control approaches. In the second simulation study, using Newton's 2nd Law, the acceleration and displacement responses of the system were suppressed by LQR control and UGA control for scenarios including the bumps and random road inputs during the taxi movement of the aircraft modelled in the MATLAB/Simulink environment.