Dört rotorlu hava araçları için duruş ve açısal hız kontrol sistemleri tasarımı ve benzetimi
Design and simulation of attitude and angular rate control systems for quadrotor aerial vehicles
Yazar: MUHAMMED ÖZDEMİR
Danışman: DR. ÖĞR. ÜYESİ MUMİN TOLGA EMİRLER
Yıldız Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol = Computer Engineering and Computer Science and Control ; Havacılık ve Uzay Mühendisliği = Aeronautical Engineering

Özet:
Bu tez, dört rotorlu insansız bir hava aracının gereksinimler ve performans kriterleri doğrultusunda kontrol sistem tasarımına odaklanmaktadır. Yapısı gereği kararsız olan bu sistem, günümüzde kontrol alanında büyük bir öneme ve çalışma alanına sahiptir.
Çalışma, hava araçları için hayati önem taşıyan duruş kontrolü ve açısal hız kontrolüne yoğunlaşmaktadır. Temel hedef, gimbal kilidinden kurtulmak için kuaterniyon tabanlı bir duruş kontrol mekanizması kullanmak ve açısal hız kontrolcüsüyle iç çevrimi kontrol etmektir. Araştırma, iç içe geçmiş bir kontrol yapısına sahiptir. Dışarıdan, duruş kontrolcüsü açısal hız kontrol sisteminin komutlarını belirler. İç çevrim için tasarlanacak doğrusal kontrol tekniği, sistem dengesi noktasında doğrusallaştırılıp açısal hız çevriminin transfer fonksiyonu elde edilmiştir. İç çevrim açısal hız kontrolcüsünün kazanç değerleri, D–kararlılığını, kazanç payı ve faz payı gereksinimlerini sağlayan parametre uzayı çözüm alanından seçilmiştir. Ayrıca, sistemin bozucu etkiler altındaki performans kaybını engellemek amacıyla bozucu kestirimi sisteme entegre edilmiştir. Bu şekilde, sistemden beklenen performans kriterleri ve hava aracının istenilen hareketleri gerçekleştirmesi sağlanmıştır.
Elde edilen doğrusal modelde kontrolcü yapısı ve kazanç değerleri, MATLAB/Simulink ortamında hava aracının doğrusal olmayan modelini taklit ederek simülasyon modeli oluşturmak için kullanılmıştır. Bu sayede, sistem performansı gerçek dünyaya daha yakın olan doğrusal olmayan simülasyon test ortamında test edilebilecektir.
Gerçekleştirilen simülasyon testlerinde, farklı kontrol teknikleri kullanılarak elde edilen kazanç değerleri ile sonuçlar karşılaştırılmıştır. Kontrol yapısının doğrusal ve doğrusal olmayan durumlardaki performans sonuçları incelenmiştir.

Abstract:
This thesis focuses on the design of a control system for a quadrotor unmanned aerial vehicle (UAV) in line with its requirements and performance criteria. Being inherently unstable, this system holds significant importance and serves as a substantial area of study within the field of control today.
The research concentrates on critical aspects of UAVs, primarily on attitude control and angular velocity control. The primary objective is to employ a quaternion-based attitude control mechanism to eliminate gimbal lock and manage the inner loop through an angular velocity controller. The study embraces an interlinked control structure where the attitude controller externally determines commands for the angular velocity control system. A linear control technique, designed for the inner loop, is linearized around the system's equilibrium point to derive the transfer function of the angular velocity loop. The gain values of the angular velocity controller are chosen from the parameter space solution domain, meeting requirements such as D-stability, gain margin, and phase margin. Additionally, disturbance estimation is integrated into the system to prevent performance degradation under external disturbances, ensuring the system achieves the anticipated performance criteria and executes the desired UAV maneuvers.
The controller structure and gain values obtained from the linear model were utilized in MATLAB/Simulink to replicate the nonlinear model of the UAV, creating a simulation model. This approach allows testing the system's performance in a nonlinear simulation environment, closely resembling real-world conditions.
In the conducted simulation tests, gain values obtained from various control techniques were compared alongside their respective outcomes. The performance results of the control structure in both linear and nonlinear scenarios were thoroughly analyzed.