Knowledge base: Warsaw University of Technology

Settings and your account

Back

µ-synthesis autoland controller for a business jet

Grzegorz Wilanowski

Abstract

This thesis presents longitudinal business jet autolanding controller using μ-synthesis. Μ-synthesis is a multivariable closed loop design methodology that offers controllers with guaranteed robust stability and performance. Model uncertainty and neglected nonlinearities, wind and noise are perturbations to be alleviated. Actuators output, speed angle of attack are constrained. Pitch angle is allowed to vary. There are separate controllers to guide the aircraft along the glideslope and during the flare. A two loop structure is used in both. The outer loop generates reference signal based on the distance to the glideslope or the vertical speed, respectively. In the inner loop μ-synthesis is used to control the flight path angle to match a reference model that remains invariant under different operating conditions. The outer loop is then designed using classical control approach which results in a constant controller. Using the flight path angle controller instead of pitch angle controller that is usually applied in the inner loop allows to eliminate the high order transfer function from pitch to flight path angle that usually has right half plane zeros. The synthetized autoland controller allows the aircraft to be captured by the glideslope transmitter, then guided along the glideslope and the flare in the absent of perturbations. On the other hand, in the presence of model uncertainties and nonlinearities the glideslope cannot be tracked, but the flare is not perturbed and all the other constraints are satisfied. In the presence of wind, neither glideslope nor flare tracking is possible. Noise does not affect path-following abilities of the controller but it generates large forces on the elevator and throttle that these elements may not sustain. Comparison with a classical controller used in place of μ-synthesis controller indicates that μ-synthesis offers much more robust stability and performance. Although this thesis seems to prove that it is possible to use μ-synthesis in autoland controller design, one must be very careful in applying presented results in practice, because only a linear aircraft model for straight level flight is used throughout it.
Record ID
WUTd1f4c87cae4a410396c6909bf01654b5
Diploma type
Master of Science
Author
Grzegorz Wilanowski (FPAE/IAAM) Grzegorz Wilanowski,, The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Title in Polish
Zastosowanie syntezy µ w układzie automatycznego lądowania małego samolotu pasażerskiego
Supervisor
Marcin Żugaj (FPAE/IAAM) Marcin Żugaj,, The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Certifying unit
Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Affiliation unit
The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)
Study subject / specialization
, Lotnictwo i Kosmonautyka
Language
(pl) Polish
Status
Finished
Defense Date
28-06-2012
Issue date (year)
2012
Pages
95
Internal identifier
MEL; PD-1895
Reviewers
Marcin Żugaj (FPAE/IAAM) Marcin Żugaj,, The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE) Janusz Narkiewicz (FPAE/IAAM) Janusz Narkiewicz,, The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Keywords in Polish
sterowanie, samoloty pasażerskie, automatyczne lądowanie
Keywords in English
synteza μ, automatyczne lądowanie, business jet
Abstract in Polish
Przedstawiono projekt układu automatycznego lądowania samolotu typu business jet w ruchu podłużnym z wykorzystaniem syntezy μ. Synteza μ jest metodą projektowania układów sterowania z gwarancją stabilności i jakości działania w obecności zaburzeń. Uwzględniono następujące zaburzenia działające na układ automatycznego lądowania: błąd wynikający z linearyzacji modelu nieliniowego tylko w jednym punkcje pracy (ustalony lot poziomy), wiatr (turbulencja), szum pomiarowy. Uwzględniono również ograniczenia pozycji i szybkości zmiany pozycji steru wysokości oraz przepustnicy, a także ograniczenia prędkości lotu i kąta natarcia. Nie ograniczono natomiast zmiany kąta pochylenia. Układ sterowania składa się z układu sterowania na ścieżce schodzenia oraz układu sterowania przyziemieniem. Oba mają strukturę złożoną z dwóch pętli sprzężenia zwrotnego. Pętlami zewnętrznymi są odpowiednio pętla sterowania odległością samolotu od ścieżki schodzenia oraz pętla sterowania prędkością opadania. Pętlą wewnętrzną w obu układach jest natomiast pętla sterowania kątem toru lotu, zaprojektowana metodą syntezy μ. Zastępuje ona stosowną zazwyczaj w tym miejscu pętlę sterowania kątem pochylenia, w celu eliminacji transmitancji z kąta pochylenia do kąta toru lotu, która w przypadku syntezy μ byłaby wysokiego rzędu i prawdopodobnie miała zera w prawej półpłaszczyźnie zespolonej. Zaprojektowany układ automatycznego lądowania zapewnia kolejno wejście samolotu na ścieżkę schodzenia, poruszanie się po niej i przyziemienie w przypadku braku zaburzeń. Jeśli uwzględniona jest niemodelowana dynamika samolotu, a także niepewność parametrów jego modelu, nie jest możliwe utrzymanie ścieżki schodzenia, ale przyziemienie wykonywane jest poprawnie. Ograniczenia sygnałów w układzie nie są przekroczone. W obecności wiatru nie jest możliwe ani utrzymanie ścieżki schodzenia ani przyziemienie. Szum pomiarowy nie zaburza sieczki schodzenia, ale generuje siły na elementach sterujących, na które mogą one nie być odporne.
File
  • File: 1
    Praca dyplomowa magisterska.doc
Request a WCAG compliant version

Uniform Resource Identifier
https://repo.pw.edu.pl/info/master/WUTd1f4c87cae4a410396c6909bf01654b5/
URN
urn:pw-repo:WUTd1f4c87cae4a410396c6909bf01654b5

Confirmation
Are you sure?
Report incorrect data on this page