Değişken kanat tespit açısına sahip hafif sınıf bir İHA tasarımı ve boylamsal kontrolü

Bu tez kapsamında, değişken kanat tespit açısına sahip hafif sınıf sabit kanat bir İHA'nın kavramsal ve detay mekanik tasarımı gerçekleştirilmiştir. Kanat, kuyruk, gövde ve iniş takımı boyutları belirlenmiş; motor, pervane, batarya ve elektronik hız kontrolcüsü seçimleri yapılmıştır. Detay tasarım aşamasında her parçanın üç boyutlu modeli SolidWorks ortamında oluşturulmuş ve İHA'nın genel montajı tamamlanmıştır. Parçalara malzeme atanmasıyla gerçekçi bir kütle dağılımı elde edilmiş; model üzerinden kütle (𝑚), ağırlık merkezi konumu ve atalet momentleri (𝐼𝑥𝑥, 𝐼𝑦𝑦, 𝐼𝑧𝑧, 𝐼𝑥𝑧) çıkarılmıştır. Aerodinamik katsayı ve türevlerin elde edilebilmesi için −2∘ ile +6∘ arasında birer derecelik artışlarla dokuz farklı kanat tespit açısına sahip İHA modelleri OpenVSP ortamında hazırlanmıştır. Her bir tespit açısı için hücum açısı −5∘ ile +15∘ arasında değiştirilerek aerodinamik analizler yapılmış ve 9 × 21 boyutunda taşıma katsayısı (𝐶𝐿), sürükleme katsayısı (𝐶𝐷) ve yunuslama moment katsayısı (𝐶𝑚) tabloları oluşturulmuştur. Benzer şekilde, yan kayma açısı −10∘ ile +10∘ arasında değiştirilerek yanal kuvvet katsayısı (𝐶𝑌), roll moment katsayısı (𝐶𝑙) ve yaw moment katsayısı (𝐶𝑛) tabloları elde edilmiştir. SolidWorks ve OpenVSP/VSPAERO programlarından elde edilen veriler MATLAB/Simulink ortamına aktarılarak altı serbestlik dereceli (6-DOF) doğrusal olmayan uçuş modeli oluşturulmuştur. Aerodinamik katsayı tabloları, kanat tespit açısı–hücum açısı ve kanat tespit açısı–yan kayma açısına bağlı iki boyutlu lookup tabloları olarak modele entegre edilmiştir. Böylece kanat tespit açısındaki değişimlerin aerodinamik kuvvet ve moment katsayıları ile 6-DOF model cevabı üzerindeki etkisi incelenmiştir. Kontrolcü tasarımı kapsamında PID kontrolcü oluşturulmuş ve farklı kanat tespit açılarında boylamsal tepkiler değerlendirilmiştir. Ayrıca seçilen trim noktası etrafında boylamsal kanal için durum uzayı modeli elde edilmiş ve bozuntulu ölçüm sinyalleri altında yunuslama açısı tahminini iyileştirmek amacıyla gözlemci tasarımı yapılmıştır. Çalışmada kanat tespit açısının kalkış performansı üzerindeki etkisi de analitik olarak incelenmiştir. Elde edilen sonuçlar, pozitif tespit açısındaki artışın yerden kesilme hızını ve kalkış koşusu mesafesini azalttığını göstermiştir. Bu durum, değişken kanat tespit açısı mekanizmasının kısa pist kalkış performansını iyileştirme açısından önemli bir potansiyele sahip olduğunu ortaya koymaktadır. Sonuç olarak bu tezde, değişken kanat tespit açısına sahip bir İHA'nın mekanik tasarımı, aerodinamik modellemesi, doğrusal olmayan uçuş dinamiği modeli ve boylamsal kontrol sistemi bütünleşik olarak ele alınmıştır.

In this thesis, the conceptual and detailed mechanical design of a light-class fixed-wing UAV with variable wing incidence was carried out. The dimensions of the wing, tail surfaces, fuselage, and landing gear were determined; and the motor, propeller, battery, and electronic speed controller were selected. In the detailed design phase, the three-dimensional model of each component was created in SolidWorks, and the overall UAV assembly was completed. By assigning materials to the components, a realistic mass distribution was obtained, and the mass (𝑚), center of gravity location, and moments of inertia (𝐼𝑥𝑥, 𝐼𝑦𝑦, 𝐼𝑧𝑧, 𝐼𝑥𝑧) were extracted from the model. To obtain the aerodynamic coefficients and derivatives, UAV models with nine different wing incidence values were prepared in OpenVSP by varying the incidence from −2∘ to +6∘ in one-degree increments. For each incidence value, aerodynamic analyses were performed by varying the angle of attack from −5∘ to +15∘, and 9 × 21 tables were generated for the lift coefficient (𝐶𝐿), drag coefficient (𝐶𝐷), and pitching moment coefficient (𝐶𝑚). Similarly, by varying the sideslip angle from −10∘ to +10∘, tables for the side force coefficient (𝐶𝑌), roll moment coefficient (𝐶𝑙), and yaw moment coefficient (𝐶𝑛) were obtained. The data obtained from SolidWorks and OpenVSP/VSPAERO were transferred to MATLAB/Simulink, and a six-degree-of-freedom (6-DOF) nonlinear flight model was developed. The aerodynamic coefficient tables were integrated into the model as two-dimensional lookup tables depending on wing incidence–angle of attack and wing incidence–sideslip angle. Thus, the effects of wing incidence variation on the aerodynamic force and moment coefficients and on the 6-DOF model response were investigated. Within the scope of controller design, a PID controller was developed, and the longitudinal responses at different wing incidence values were evaluated. In addition, a state-space model was obtained for the longitudinal channel around the selected trim point, and an observer was designed to improve pitch angle estimation under noisy measurement signals. The effect of wing incidence on take-off performance was also investigated analytically. The results showed that an increase in positive incidence reduces both the lift-off speed and the take-off ground roll distance. This indicates that the variable wing incidence mechanism has significant potential for improving short-runway take-off performance. Consequently, in this thesis, the mechanical design, aerodynamic modeling, nonlinear flight dynamics model, and longitudinal control system of a UAV with variable wing incidence were addressed in an integrated manner.