ISSN 1019-1011

Ç.Ü.J.FAC.ENG.ARCH. VOL.23 NO.2

KÜÇÜK ÖLÇEKL Đ ĐNSANSIZ HEL ĐKOPTER KONTROL DENEY SET Đ TASARIMI VE S ĐMULASYONU

Ercan KÖSE, Serhan YAMAÇLI, Y.Gürcan ÜLTANIR ME.Ü.Tarsus Teknik Eğitim Fakültesi, Tarsus/Türkiye

Bekir ÖZÇEL ĐK

Ç.Ü., Fizik Bölümü, Adana/Türkiye

Murat AKSOY Ç.Ü., Elektrik-Elektronik Mühendisliği Bölümü, Adana/Türkiye

ÖZET : Bu çalışmada PIC 16F84A mikrodenetleyici kullanılarak küçük ölçekli

insansız helikopter deney seti gerçekleştirilmi ştir. Gerçekleştirilen deney seti sayesinde helikopter üzerindeki tork etkisi ve anti tork etkisi gözlemlenebilmektedir. Sistemin matematiksel modellemesi oluşturularak MATLAB/Simulink programıyla simülasyon sonuçları elde edilmiş ve deneylerde elde edilen sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Anahtar kelimeler: Mikro denetleyici, Helikopter, Simülasyon, Tork

DESING OF A SMALL SCALE UNMANNED HELICOPTER CONTROL EXPERIMENT SET AND ITS SIMULATION

ABSTRACT : In this paper, we have prototyped an experiment set which is a

design of a small-scale unmanned helicopter system using PIC 16F84A microcontroller. The effect of torque and anti torque power at the helicopter could be observed by means of the experimental test unit. A mathematical model are formed at the system. Simulation results were obtained with MATLAB/Simulink programs and compared with the experiments result. Keywords:Microcontroller, Helicopter, Simulation, Torque

Aralık December

Ç.Ü.MÜH.M ĐM.FAK.DERG ĐSĐ CĐLT.23 SAYI.2

2008

247

KÖSE, YAMAÇLI, ÜLTANIR, ÖZÇELĐK ve AKSOY

248

1. GĐRĐŞ Küçük ölçekli insansız helikopterler, acil durumların üstesinden gelmekte, insanlara

kapalı olan tehlikeli bölgelerde, örneğin depremlerde, sellerde, aktif volkanlarda veya nükleer felaketlerde kullanılmaktadır (1).

Çok yüksek devir sayılarına ulaşabilen helikopter ana pervanesi helikopterin dikey iniş-kalkışını, ileri-geri uçuşunu ve sağa sola hareket etmesini sağlamaktadır (2). Kuyruk kısmında bulunan küçük pervane ise helikopterin kendi gövdesi etrafındaki dönüşünün kontrol edilmesi için kullanılmaktadır.

Bir birine paralel ve zıt yönde bulunan ve cisme iki eşit dönme etkisi yapan kuvvete tork denir. Tork cisimlerin ya dönmesine neden olur ya da dönmeye engel olur. Şekil-1’de görüldüğü gibi tork helikopterlerde ana pervanenin dönmesiyle ortaya çıkan bir kuvvet olup, Newton’un 3.yasası olan etki-tepki prensibine göre pervane palelerini döndüren milin bağlı olduğu dişli kutusu üzerinden, helikopterin gövdesi üzerine bir kuvvet oluşturur. Bu kuvvet helikopterin gövdesini pervanenin dönüş yönünün tersi istikamete doğru döndürmek ister (3).

Ana Pervane Dönü ş Yönü

Tork Etkisiyle Helikopter Gövdesi Dönü ş Yönü

Şekil 1. Helikopter üzerindeki tork etkisi

Tork etkisi uçaklarda da görülür. Örneğin bir uçağın burnunda saat yönünde dönen

bir pervaneye karşılık, uçağın gövdesi de saatin tersi yönde dönmek isteyecektir. Bu tork etkisini yok etmek için pervaneleri saat yönünde dönen uçaklarda, sol kanadın gövdeye takılma açısı sağ kanada göre daha yüksek bir açıda tutulur. Bu da sol kanat da daha fazla kaldırma kuvveti yaratarak, uçağın sola doğru döndürme eğilimini ortadan kaldırır.

Helikopter havalanmak için ana pervanenin havayı kesmesinden faydalanır. Aşağı doğru yüksek hızla itilen hava, helikopterin havalanmasını sağlar. Fakat havanın pervaneye karşı gösterdiği direnç helikopter gövdesinde bir tork etkisi oluşturur ve ana pervane saat yönünde dönerken gövde de saat yönünün tersi yönde döner. Gövdenin saat yönünün tersine dönüşünü engellemek için helikopterin kuyruk kısmına konulan pervane veya fan anti-tork etkisi yaratarak (havayı keserek) gövdenin sabit durmasını sağlar.

KÜÇÜK ÖLÇEKLĐ ĐNSANSIZ HELĐKOPTER KONTROL DENEY SETĐ TASARIMI VE SĐMULASYONU

249

Diğer taraftan, DC motorlar kolay kullanılmaları nedeniyle birçok uygulama da tercih edilmektedir. DC motor hız kontrolü, alan direnç kontrolü, armatür gerilim kontrolü veya armatür direnç kontrolü ile yapılabilir (4). Bu çalışmada, DC motorun hız kontrolü armatür gerilim kontrolü değiştirilerek yapılmaktadır.

Gerçekleştirilen bu küçük ölçekli insansız helikopter modeliyle tork ve anti-tork kuvvetlerinin gözlemlenebilmesi ve daha anlaşılır olması hedeflenmiştir.

MATLAB/Simulink programı birçok mühendislik alanında sistemlerin davranışlarının incelenmesinde sanal bir ortam sağlaması nedeniyle yaygın olarak kullanılmaktadır (5). Örneğin güç sistemlerinde, güç sistemlerinin kararlı hal davranışları, geçici durumlarda yeterlilikler gibi birçok durum analiz edilebilmektedir.

Bu çalışma da, MATLAB/Simulink programı yardımıyla matematiksel modellemesi oluşturulan sistemin, simülasyon analizleri yapılmış ve DC motorun dinamik davranışları incelenmiştir.

2. SĐSTEMĐN MODELLENMES Đ

Helikopter üzerinde helikopter ana pervanesi ve kuyruk pervanesinde kullanılan toplam iki adet DC motor bulunmaktadır.

L1

B82412A1103K000

R1

0R1

Va Vb

IaTork (T1)

W(t)

Kfw(t)

Pervane Yükü, J+

-

+

-

Sürtünme Kayıpları

T1(net)

L2

B82412A1103K000

R2

0R1

V2

Tork (T2)W(t)

Kfw(t)

Pervane Yükü, J+

-

+

-

Sürtünme Kayıpları

T2(net)V1

T1(net)=T2(net)Ib

Şekil 2. DC Motorların matematiksel modellemesi

KÖSE, YAMAÇLI, ÜLTANIR, ÖZÇELĐK ve AKSOY

250

Şekil 2’de görüldüğü gibi ana pervaneyi döndüren DC motorun oluşturduğu motor torku T1, armatür akımı Ia ve tork sabiti Ka ise

aa IKT =1 (1) Üretilen gerilim Vb ise açısal hız,

==dt

dKKV amab

θω (2)

Newton yasası ve Kirchoff yasası birleştirilirse,

aaIKdt

db

dt

dJ =

+

θθ2

2

(3)

−=+

dt

dKVRI

dt

dIL aa

a θ (4)

Sistemin transfer fonksiyonu, Laplace dönüşümünün (3) ve (4) denklemlerine uygulanmasıyla

)()()(2 sIKsbssJs aa=+ θθ (5)

)()()()( sKssVsRIsLsI aa θ−=+ (6) (6)’dan Ia(s) bulunursa,

sLR

sKssVsI a

a +−= )()(

)(θ

(7)

elde edilen bu denklem (5)’de yerine konulursa,

LsR

sKssVKsbssJs a +

=+ )()()()(2 θθθ (8)

Giriş gerilimi Va(s), çıkışta açısal hız ω(s) ise transfer fonksiyonu

211

1))(()(

)()(

a

a

s KbJssLR

K

sV

sWsG

+++== (9)

KÜÇÜK ÖLÇEKLĐ ĐNSANSIZ HELĐKOPTER KONTROL DENEY SETĐ TASARIMI VE SĐMULASYONU

251

Đkinci DC motor için parametreler, Kb, R2 ve L2 şeklinde olduğu için transfer fonksiyonu,

222

2))(()(

)()(

b

b

s KbJssLR

K

sV

sWsG

+++== (10)

olarak verilir.

1Ls R++++

Ka

Ka

1Js b++++

1s

( )aV s

( )aI s ( )1T s ( )W s ( )Q s

Şekil 3. DC motor kapalı döngü kontrol sistemi 3. SĐSTEMĐN TASARIMI

Deney seti üzerinde, ana pervane ve kuyruk pervanesinin dönmesinde kullanılan iki adet DC motor, pervanelerin dönüş devir sayıları ve hızlarını ölçmek için tasarlanan iki adet lazerli sensör sayıcı devresi, pervane devir sayıları ve hızlarını göstermek için bir adet LCD ekran, DC motor sürücü devreleri, PIC 16F84A mikrodenetleyici ve kontrol kartı ile şarj edilebilir güç kaynağı kullanılmıştır. Şekil 4’de deney setinin görünüşü, Şekil 5 ve Şekil 6‘da ise elektronik devre şemaları görülmektedir.

Şekil 4. Helikopter deney setinin görünüşü.

KÖSE, YAMAÇLI, ÜLTANIR, ÖZÇELĐK ve AKSOY

252

D1INFERRUJ-LED

D2ALICI-LED

R1100R

R210k

R3

1k

3

26

74 1 5

U1

UA741

R410k

R510k

R6

680R

R7680R

Q1BC237

R8330R

VI3 VO 1

GN

D2

U278L05

ÇIKIŞ

Şekil 5. Devir sayıcı sensör devresi

D7

14D

613

D5

12D

411

D3

10D

29

D1

8D

07

E6

RW

5R

S4

VS

S1

VD

D2

VE

E3

LCD1LM016L

OSC1/CLKIN16

RB0/INT 6

RB1 7

RB2 8

RB3 9

RB4 10

RB5 11

RB6 12

RB7 13

RA0 17

RA1 18

RA2 1

RA3 2

RA4/T0CKI 3

OSC2/CLKOUT15

MCLR4

U1

PIC16F84A

C1

22p

C2

22p

R1

4k7

R2

10k

X1CRYSTAL

D1

10BQ015

D2

10BQ015

D3

10BQ015

D4

10BQ015

D5

10BQ015

D6

10BQ015

Q1BC238BP

Q2BC238BP

Q3BC238BP

Q4BD139

Q5BD139

Q6BD139

BAT15V

BAT25V

BAT3

5V

R311k

R411k

R511k

R64k7

R74k7

+88.8

kRPMBAT47V

Şekil 6. Motor sürücü ve LCD devresi

KÜÇÜK ÖLÇEKLĐ ĐNSANSIZ HELĐKOPTER KONTROL DENEY SETĐ TASARIMI VE SĐMULASYONU

253

Tasarlanan sistem pervanelerin dönüş hızı, dönüş zamanları ve helikopterin denge durumu için dönüş yönleri görülebilmektedir Yazılım için Basic dili kullanılmıştır. Daha sonra bu program .hex kodlara çevrilerek 16F84A’nın hafızasına yüklenmiştir.

Sistemde ilk önce ana pervane saat yönünde döndürülmektedir. Kuyruk pervanesi durduğu için tork etkisine bağlı olarak helikopter gövdesi saat yönün tersine dönmektedir. Yazılan programa göre bu durum iki saniye sürmektedir. Bu iki saniyenin sonunda ana pervane dönerken, kuyruk pervanesi yirmi saniyelik süre boyunca yüksek hızla devreye girmektedir. Arkasında kuyruk pervanesinin hızı yavaş yavaş azaltılarak denge durumuna getirilmektedir. Yani, gövdenin tork etkisiyle dönüşü, anti-tork kuvvetiyle engellenmektedir. Daha sonra kuyruk pervanesinin hızı düşürülerek tekrar tork etkisi gösterilmektedir.

Sistemde ana pervane hızı sabit alınmış ve sadece kuyruk pervanesi hızı değiştirilerek sistem kontrol edilmiştir. 4. SONUÇ VE ÖNERĐLER

Deneysel olarak elde edilen ve LCD ekranda gözüken, ana pervane ve kuyruk pervanesinin devir sayıları Tablo–1 ‘de görülmektedir. Tablo 1. LCD ekranda okunan devir sayıları

Durum Ana pervane devir sayısı

(saniye) Kuyruk pervanesi devir sayısı (saniye)

13 0-27 14 0-24

Tork Etkisi

13 0-25 13 31 14 30

Denge Durumu

13 29

Ana pervane yarıçapı 25 cm ve kuyruk pervanesi yarıçapı ise 7,5 cm’dir.

Yol= Hız x Zaman (11)

Zaman 1 saniye alındığında,

Yol= Hız x 1=Hız (12)

olur. Alınan yol dairesel olduğundan,

Yol= (2πr) x Devir Sayısı (13)

Örneğin tabloda denge durumu için ana pervane 14 ve kuyruk pervanesi ise 30 devir için alınıp (11), (12), (13) formüllerine göre hızlar hesaplanırsa, ana pervane hızı Yol=Hız=2.3,14.0,25.14=21,98 m/sn olur. Kuyruk pervane hızı ve kuyruk pervanesi

KÖSE, YAMAÇLI, ÜLTANIR, ÖZÇELĐK ve AKSOY

254

için diğer hesaplamalar yapılırsa, Yol=Hız=2.3,14.0.75.30=14,13 m/sn olarak elde edilir. Devir sayısı N=30.60=1800 rpm olarak hesaplandı. Besleme gerilimi V1=7 V olarak aldığımızdan dolayı da, Tork sabiti K ve açısal hız ωm hesaplanırsa (6), ωm =(V1/K)=(2πN/60)= (2π1800/60)=188,4 rad/s K=7 x 60/(2π x 1800)=0,0371 K.i=(dω/dt)+bω, ωm sabit sayı çıktığından, (dω/dt)=0 olur. P=1 watt, T=P/W=1/0,1884= 5,307mN.m J= 0.01 kabul edersek, i=P/V=1/7=0,14285 A K.i=(dω/dt)+bω ifadesinden de b=K.i/ ω=0,0371.0,14285= 0,0000281 bulunur. Ayrıca R=1Ω ve L=0,5H ölçülen değerlerdir. Helikopter sisteminin MATLAB/Simulink ortamında hazırlanan benzetimi Şekil 7’de

1

den(s)

Transfer Fcn1

1

0.5s+1

Transfer Fcn

Scope1

Scope

1s

Integrator

-K-

Gain1

-K-

Gain

7

Constant

Şekil 7. Benzetimi yapılan sistemin Simulink modeli

ve MATLAB/Simulink’ten elde edilen simülasyon sonuçları da Şekil 8’de gösterilmiştir.

KÜÇÜK ÖLÇEKLĐ ĐNSANSIZ HELĐKOPTER KONTROL DENEY SETĐ TASARIMI VE SĐMULASYONU

255

. Şekil 8. Va=7V için elde açısal hızın zamanla değişimi

Simülasyon sonucu incelendiğinde, açısal hızın kararlı hale geldiği noktanın değeri

180 rad/s’ dir. Bu değer π2 ye bölündüğünde yaklaşık 29 devir sayısı elde edilir ki bu da Tablo–1’de verdiğimiz sonuçlarla uyum içerisindedir.

Sonuç olarak, deneysel olarak elde edilen değerlerle, simülasyon değerleri çok yakındır. Ayrıca, yapılan deneysel çalışmalar kapalı laboratuar ortamında gerçekleştirilmi ştir. Đleri bir çalışma olarak, gerçekleştirilen bu deney düzeneği ile doğal ortamlarda yani rüzgâra açık alanlarda ölçümler yapılması önerilebilinir. Ayrıca düzeneğe eklenecek titreşim analiz sistemi yardımıyla da sistemin titreşim analiz sonuçları elde edilebilir.

5. TEŞEKKÜR

Bu çalışma Mersin Üniversitesi Bilimsel Araştırma Projeleri Komisyonunca, BAP-TTEF EB (YGÜ) 2006-1 kodlu “MATLAB paket programı kullanarak elektronik devrelerin, kontrol sistemlerinin ve takım tezgahlarının simülasyonlarının gerçekleştirilmesi ve Kontrol ve Elektronik Bölümü öğrencilerinin, MATLAB ve simülasyon konularında eğitilmesi.” isimli proje çerçevesinde desteklenmektedir. 6. KAYNAKLAR

1. Shin,J., Nonami,K., Fujiwara,D., Hazawa,K., ”Model Based Optimal Attitude and Positioning Control of Small-Scale Unmanned Helicopter” Robotica (2005) Volume 23,pp.51-63.

2. Yinzhe,D., Liang,L., Zhenbang,G., ”Modeling Analysis of Vibration for Subminiature Unmanned Helicopter” IEEE international Workshop on Safety, Security and Rescue Robotics, Kobe-Japan, June 2005.

3. Köse,E.,”Helikopter ve Pervane Teknolojisi” Eskişehir, 2003.

KÖSE, YAMAÇLI, ÜLTANIR, ÖZÇELĐK ve AKSOY

256

4. Ayasun,S., Karbeyaz,G., ”DC Motor Speed Control Methods Using MATLAB/Simulink and Their Đntegration into Undergraduate Electric Machinery Courses”2007 Wiley Periodicals Apll. Eng.Educ. 15:347-354.

5. Sakaguchi,A., Mori,S., Yamamoto,T., ”Data-Driven Skill-Based PID Control of a Pilot-Scale Helicopter Model” 0-7695-2882-1/07, 2007 IEEE.

6. Aung,P.W., ”Analysis on Modeling and Simulink of DC Motor and its Driving System Used for Wheeled Mobile Robot” PWASET Volume 26 December 2007, ISSN 1307-6884.