intTypePromotion=1
zunia.vn Tuyển sinh 2024 dành cho Gen-Z zunia.vn zunia.vn
ADSENSE
 » 
 » 

Thiết kế bộ điều khiển trượt cho UAV kiểu Quadrotor

Chia sẻ: _ _ | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:5

Thêm vào BST
Báo xấu
2
lượt xem 1
download
 
  Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Bài viết trình bày kết quả tổng hợp mô hình của UAV Quadrotor, có tính đến các ràng buộc phi tuyến hình học, cũng như các hiện tượng vật lý ảnh hưởng đến động học của thiết bị bay. Từ đó sử dụng bộ điều khiển trượt để đảm bảo tính ổn định, bền vững với nhiễu.

Chủ đề:

Bình luận(0) Đăng nhập để gửi bình luận!

Lưu

Nội dung Text: Thiết kế bộ điều khiển trượt cho UAV kiểu Quadrotor

  1. P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY THIẾT KẾ BỘ ĐIỀU KHIỂN TRƯỢT CHO UAV KIỂU QUADROTOR DESIGN OF SLIDING MODE CONTROLLER FOR UAV STYLE QUADROTOR Nguyễn Ngọc Tuấn1, Trần Xuân Tình2,*, Trần Hồng Phú2, Nguyễn Văn Dương2 DOI: http://doi.org/10.57001/huih5804.2024.261 quả cao hơn, vừa giảm thiểu thương vong cho người điều TÓM TẮT khiển. Thực tiễn các cuộc xung đột quân sự gần đây đang Bài báo trình bày kết quả tổng hợp mô hình của UAV Quadrotor, có tính chứng tỏ sẽ có một cuộc cách mạng về nghệ thuật tác đến các ràng buộc phi tuyến hình học, cũng như các hiện tượng vật lý ảnh chiến của loại phương tiện bay này và kéo theo đó là hưởng đến động học của thiết bị bay. Từ đó sử dụng bộ điều khiển trượt để những tác động rất lớn tới chiến lược quân sự của nhiều đảm bảo tính ổn định, bền vững với nhiễu. Kết quả của bài báo được đánh giá quốc gia trong tương lai gần. Việc điều khiển UAV thông qua mô phỏng trên phần mềm Matlab-Simulink cho thấy bộ điều khiển Quadrotor phải tính đến các ảnh hưởng của trọng lực và đã đạt được các yêu cầu chất lượng bay. lực khí động học [1]. Đã có nhiều phương pháp điều khiển Từ khóa: Thiết bị bay; điều khiển trượt; phi tuyến; bất định. khác nhau được công bố như: luật điều khiển dựa trên việc lựa chọn một hàm Lyapunov đảm bảo ổn định các ABSTRACT quỹ đạo mong muốn dọc theo trục (X, Z) và góc nghiêng The article presents the results of synthesizing the model of the Quadrotor, [2], phát triển một bộ điều khiển PID để ổn định độ cao taking into account geometric nonlinear constraints, as well as physical [3], bộ điều khiển trượt và trượt bậc cao kết hợp bộ quan phenomena affecting the kinematics of the flying device. From there, use the sát [4] và [5] để ước lượng biến trạng thái chưa đo được sliding mode controller to ensure stability and sustainability against noise. The và các tác động của nhiễu loạn bên ngoài như gió và tiếng results of the article are evaluated through simulation on Matlab-Simulink ồn. Trong bài báo này, đã mô hình hóa UAV Quadrotor có software, showing that the controller has achieved flight quality requirements. tính đến các thông số ảnh hưởng đến động lực học của Keywords: Unmanned Aerial Vehicle; sliding mode control; nonlinear; thiết bị bay như ma sát do mô men khí động, lực cản dọc uncertain. theo trục (X, Y, Z) và các hiệu ứng con quay hồi chuyển, các ràng buộc phi tuyến bậc cao từ đó tổng hợp bộ điều 1 Học viện Kỹ thuật Quân sự khiển trượt ổn định quỹ đạo bay. 2 Học viện Phòng không - Không quân 2. MÔ HÌNH TOÁN * Email: tinhpk79@gmail.com Quadrotor có bốn cánh quạt xếp chéo, hai cặp cánh Ngày nhận bài: 05/7/2024 quạt (1, 3) và (2, 4) như mô tả trong hình 2, quay theo Ngày nhận bài sửa sau phản biện: 10/8/2024 hướng ngược nhau. Bằng cách thay đổi tốc độ cánh Ngày chấp nhận đăng: 27/8/2024 quạt, có thể thay đổi lực nâng và tạo ra chuyển động. Do đó, việc tăng hoặc giảm tốc độ của bốn cánh quạt cùng 1. ĐẶT VẤN ĐỀ nhau tạo ra chuyển động thẳng đứng. Ngược lại, việc Dưới tác động của cuộc cách mạng khoa học và công thay đổi tốc độ của cánh quạt thứ 2 và thứ 4 tạo ra nghệ, đặc biệt là cuộc Cách mạng công nghiệp lần thứ tư, chuyển động quay tròn kết hợp với chuyển động ngang. máy bay không người lái (UAV) ngày càng được cải tiến, Điều chỉnh tốc độ của cánh quạt thứ 1 và thứ 3 cho cho phép vừa tiến hành các hoạt động quân sự với hiệu chuyển động ngược lại. Vol. 60 - No. 8 (Aug 2024) HaUI Journal of Science and Technology 37
  2. KHOA HỌC CÔNG NGHỆ https://jst-haui.vn P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 S(Ω) là ma trận đối xứng lệch; đối với một vectơ cho trước Ω = [Ω1 Ω2 Ω3] được định nghĩa như sau:  0 3 2    S      3 0 1  (5)   1 0   2  Ff là lực nâng tạo ra bởi bốn rotor   sin sinψ  4   Ff   cos sinθsinψ  sin cosψ  Fi (6)  cos cosθ  i1   Với Fi  K p ωi2 ; Kp là hệ số nâng và ωi là tốc độ góc của rôto. Ft là tổng hợp của lực cản dọc theo trục (X, Y, Z).  K ftx 0 0  Hình 1. UAV kiểu Quadrotor   Ft   0 K fty 0  (7) Xét hệ quy chiếu quán tính có gốc tại A(O, X, Y, Z) và  0  0 K ftz   hệ tọa độ có gốc tại trọng tâm Quadrotor B(o, x, y, z) như hình 1. Kftx, Kfty, Kftz là hệ số cản chuyển dịch theo 3 trục x, y, z. T Từ các giả định: cấu trúc Quadrotor là cứng và đối Fg là lực hấp dẫn, Fg   0 0 mg ; f là mô men do xứng; lực đẩy và lực cản tỷ lệ thuận với bình phương của Quadrotor sinh ra được biểu thị như sau: tốc độ của cánh quạt. Sử dụng công thức của Newton- Euler, các phương trình động lực học được viết dưới  d F3  F1     dạng sau: f   d F4  F2   (8)   2  ξ  v K d  ω1  ω2  ω3  ω4   2 2 2     mξ  Ff  Ft  Fg  (1) Trong đó, d là khoảng cách giữa tâm khối lượng của R  RS    Quadrotor và trục quay của cánh quạt và Kd là hệ số cản.    J    J   f   a  g a là mô men xoắn do ma sát khí động học: Trong đó, ξ là vị trí của khối tâm Quadrotor so với hệ K fax 0 0  a   0 0  33 quy chiếu quán tính, m là khối lượng, J  R là ma trận K fay (9)   quán tính hằng số xác định dương đối xứng của  0 0 K faz    Quadrotor. Với Kfax, Kfay, Kfaz là hệ số khí động học ma sát theo 3  Ix 0 0    trục x, y, z. J   0 Iy 0  (2) 0 0 I  g là kết quả của mô men xoắn do hiệu ứng con quay  z  hồi chuyển. Ω là vận tốc góc của Quadrotor so với điểm B:   0  1 0  sinθ    4        g     Jr  0  (10)    0 cos cosθsin   θ  (3) i 1  i 1     cos cosθ  ψ   1 ωi   0  sin      R là phép biến đổi ma trận đồng nhất: Với Jr là mômen quán tính của Quadrotor.  cosθ.cosψ cosψsinθsin  sinψcos cosψsinθcos  sinψsin    R   cosθ.sinψ sinψsinθsin  cosψcos sinψsinθcos  cosψsin  (4)   sinθ sin cosθ cos cosθ    38 Tạp chí Khoa học và Công nghệ Trường Đại học Công nghiệp Hà Nội Tập 60 - Số 8 (8/2024)
  3. P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY Suy ra mô hình động lực học hoàn chỉnh của   x1  x 2 Quadrotor như sau:  x  a x x  a x 2  a x  b U   2 1 4 6 2 2 3 4 1 2   1   2    x3  x4    I θψ Iy  Iz   K fax  Jr θ  dU2    2  x  x 4  a 4 x 2 x 6  a5 x 4  a 6  x 2  b 2U3   1   2    x5  x6  θ  I ψ Iz  Ix   K fay θ  Jr   dU3    y   x 6  a 7 x 2 x 4  a 8 x 2  b 3U 4 6  1       2 ψ  θ Ix  Iy   K fazψ  K dU4   x7  x8  Iz  (16)  (11) U    x 8  a9 x 8  U x 1 1 m    cos sinθcosψ  sin sinψ U1  K ftx x x    m   x 9  x 10   1    y  m  cos sinθsinψ  sin cosψ U1  K fty y  U  x 10  a10 x 10  U y 1   m   1 cos cosθU  K z  g z    x 11  x 12  m  1 ftz   Cx Cx U1 đến U4 là các đầu vào điều khiển cho bốn động cơ   x 12  a11x 12  1 3 U1  g  m như sau: Trong đó: 2  U1   K p Kp Kp K p   ω1   Iy  Iz  K fax J U   K  a1    ,a2  ,a3  r , 0 Kp 0   ω2   Ix  Ix Ix  2  p  2 (12) U3   0 K p 0 Kp   ω2   I I  K fay     3  J  K p   ω2  a4   z x  ,a5  ,a6  r , U4   K p K p Kp  4   I  y   Iy Iy Và   ω1  ω2  ω3  ω 4  Ix  Iy  K faz K K fiy K a7    ,a8  ,a9  fix ,a10  ,a11  fiz , Động cơ DC truyền động cho cánh quạt thông qua bộ  Iz  Iz m m m giảm tốc, phương trình trạng thái của động cơ: d d 1 b1  ,b2  ,b3  di Ix Iy Iz   V  ri  L dt  k e ω  Ux  cosx1 sinx 3 cosx 5  sinx1 sinx 5 ,  (13) k i  J dω  C  k ω2 Uy  cosx1 sinx 3 sinx 5  sinx1 cosx 5  m  r dt s r Sử dụng phương pháp Backstepping như một thuật Trong đó, V là điện áp đầu vào động cơ ; ke, km là hằng toán đệ quy cho tổng hợp luật điều khiển, đặt biến sai số: số mômen điện và cơ; kr là hằng số mômen tải; r là điện   x id  x i / i 1,3,5,7,9,11 trở trong của động cơ; Jr là mômen quán tính; Cs là zi   (17)   x i  x i 1d   i 1 z i 1 / i  2, 4,6,8,10,12 mômen ma sát.  Rút ra, mô hình động cơ: Với αi > 0. Chọn hàm Lyapunov như sau:   1 2 ωi  bVi  β0  β1ωi  β2 ωi2 i  1,4  (14)  zi / i 1,3,5,7,9,11   2 Vi   (18) C kk k k  1  V  z2  / i 2,4,6,8,10,12 Với β0  s ,β1  e m ,β2  r ,b  m Jr rJr Jr rJr  2 i1 i  3. BỘ ĐIỀU KHIỂN TRƯỢT CHO QUADROTOR Mặt trượt cho các biến như sau:   S   z 2  x 2  x 1d  α 1z 1 Đưa phương trình (11) về dạng không gian trạng thái:  S z x x α z  3d  X  f  X   g X,U  δ (15)  θ 4 4 3 3   Sψ  z 6  x 6  x  5d  α 5 z 5 T  (19)       Với X   ,  ,θ,θ,ψ,ψ, x, x,y, y, z,z    Sx  z 8  x 8  x 7d  α7 z7     S y  z 10  x 10  x 9 d  α 9 z 9 Từ (11) và (15) ta thu được biểu diễn trạng thái sau:    S z  z 12  x 12  x 11d  α 11z 11  Vol. 60 - No. 8 (Aug 2024) HaUI Journal of Science and Technology 39
  4. KHOA HỌC CÔNG NGHỆ https://jst-haui.vn P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 Để hệ ổn định theo tiêu chuẩn Lyapunov thì điều kiện 4. KẾT QUẢ MÔ PHỎNG  trượt cần thiết S.S  0 do đó, luật điều khiển được tổng Trong phần trên, bài báo đã xây dựng bộ điều khiển hợp như sau: SMC cho UAV Quadrotor. Mô hình mô phỏng được thực  1 hiện trên Matlab/Simulink. Tham số mô phỏng như sau:       U2  b qsign S  k1S ax4x6 a2x2 a3x4  α1  x2 2 1 1 d d 1 Kp = 2,34.10-5N.m/rad/s; Kd = 3,134.10-6N.m/rad/s;   1   m = 523g; d = 25cm; J = 3,82.10-3Nm/rad/s2 ; Kfa = Kft =  2  U3  b q2sign Sθ  k2Sθ a4x2x6 a5x4 a6x2 θd α3 θd x4  diag(5,56; 5,56; 6,24).10-4Nm/rad/s; β0 = 189,65; β1 = 5,6 ;  2  1 β2 = 0,64.     U4  q3sign Sψ  k3Sψ a8x2 ψd α5  ψd x6  6   b3 (20) Với luật điều khiển được xây dựng trong (20), tín hiệu  điều khiển cho 4 motor khi mô phỏng có dạng như hình 2.  U  mq sign S  k S a x  α  x x  /U 0  8 x 4 x 4 x 9 8 xd 7 d 1  U1   U  m q sign S k S a x  α  y y  /U  0  y  U1 5  y  5 y 10 10 yd 9 d 10 1    U  m q sign S k S a x  α z x g  1 CCθ  6  2  6 z 11 12 zd 11 d 12    Với  qi ,k i   2 Chứng minh: Từ (17) và (18) có:  1 2 1 2  V2  z1  z2  2 2 (21)   z2  x 2  x1d  α1z1  Theo (19) có:  S  z 2  x 2  x1d  α1z1 (22) Thay (22) vào (21) có: 1 2 1 2 V2  z1  S (23) 2 2 Đạo hàm hai vế (23) có:    V2  z1z1  S S a x x  a x 2  a x    z z S  1 4 6 2 2 3 4   V2 1 1   (24) b1U2 α1  x 2    d d  Đạo hàm mặt trượt (22) có:  S  q1sign S   k1S =x 2  1d  α1z1  x  (25)    =a1x 4 x 6  a2 x 2  a3 x 4  b1U2  d  α1 d  x 2  2 Từ (24) và (25) để hệ ổn định theo Lyapunov, luật điều khiển U2 được chọn là: 1  q1sign  S   k1S  a1x 4 x 6    Hình 2. Tín hiều điều khiển cho 4 motor U2   2  (26) b1  a2 x 2  a3 x 4 α1   x 2    d d  Khi đó đáp ứng góc nghiêng φ, góc chúc ngóc θ và Cách tìm khác trong (20) tương tự như trên. góc hướng ψ được thể hiện trên hình 3. 40 Tạp chí Khoa học và Công nghệ Trường Đại học Công nghiệp Hà Nội Tập 60 - Số 8 (8/2024)
  5. P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY Hình 4. Vị trí của UAV Quadrotor theo hệ trục tọa độ OXYZ Nhận xét: Từ các kết quả mô phỏng thấy rằng bộ SMC đã cho kết quả tốt, quỹ đạo UAV Quadrotor bám sát tín hiệu đặt (hình 4) với sai số xác lập là 0,01; độ quá chỉnh 12%; đáp ứng đầu của UAV cho thấy khả năng loại bỏ ảnh hưởng nhiễu và yếu tố bất định của bộ điều khiển. 5. KẾT LUẬN Bài báo đã trình bày kết quả tổng hợp mô hình UAV Quadrotor và tổng hợp luật điều khiển SMC, chứng minh tính ổn định của hệ theo tiêu chuẩn Lyapunov. Kết quả thu được cho thấy bộ điều khiển đảm bảo được yêu cầu chất lượng bay của UAV, có thể ứng dụng trong việc thiết kế bộ điều khiển cho UAV bốn cánh quạt phục vụ mục đích dân sự và quốc phòng. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. Derafa L., Madani T., Benallegue A., “Dynamic modelling and Hình 3. Đáp ứng góc của UAV Quadrotor experimental identification of four rotor helicopter parameters,” in 2006 IEEE Khi đó vị trí của Quadrotor theo 3 trục được thể hiện International Conference on Industrial Technology, Mumbai, India, 2006. trên hình 4. [2]. R. Lozano, P. Castillo, A. Dzul, “Global stabilization of the PVTOL: real time application to a mini aircraft,” International Journal of Control, 77, 8, 735- 740, 2004. [3]. Hamel T., Mahoney R., Lozano R., Et Ostrowski J, “Dynamic modelling and configuration stabilization for an X4-flyer,” In the 15éme IFAC world congress’, Barcelona, Spain, 2002. [4]. A. Mokhtari, A. Benallegue, A. Belaidi, “Polynomial linear quadratic Gaussian and sliding mode observer for a Quadrotor unmanned aerial vehicle,” Journal of Robotics and Mechatronics, 17, 4, 2005. [5]. A. Mokhtari, N. K. M’sirdi, K. Meghriche, A. Belaidi, “Feedback linearization and linear observer for a Quadrotor unmanned aerial vehicle,” Advanced Robotics, 20, 1, 71-91, 2006. AUTHORS INFORMATION Nguyen Ngoc Tuan1, Tran Xuan Tinh2, Tran Hong Phu2, Nguyen Van Duong2 1 Military Technical Academy, Vietnam 2 Air Defense - Air Force Academy, Vietnam Vol. 60 - No. 8 (Aug 2024) HaUI Journal of Science and Technology 41
ADSENSE

CÓ THỂ BẠN MUỐN DOWNLOAD

LV.15: Bộ Đồ Án Tốt Nghiệp Chuyên Ngành Cơ Khí
65 tài liệu
2431 lượt tải
THÔNG TIN
TRỢ GIÚP
HỖ TRỢ KHÁCH HÀNG
Theo dõi chúng tôi

Chịu trách nhiệm nội dung:

Nguyễn Công Hà - Giám đốc Công ty TNHH TÀI LIỆU TRỰC TUYẾN VI NA

LIÊN HỆ

Địa chỉ: P402, 54A Nơ Trang Long, Phường 14, Q.Bình Thạnh, TP.HCM

Hotline: 093 303 0098

Email: support@tailieu.vn

Giấy phép Mạng Xã Hội số: 670/GP-BTTTT cấp ngày 30/11/2015 Copyright © 2022-2032 TaiLieu.VN. All rights reserved.

 

Đồng bộ tài khoản
2=>2