Tóm tắt Luận án tiến sĩ Kỹ thuật: Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi đảm bảo an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió

Chia sẻ: Trần Văn Nan | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:27

Thêm vào BST

Báo xấu

21
lượt xem 3
download

Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Mục đích của đề tài: Nghiên cứu ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cỡ nhỏ; tổng hợp thuật toán điều khiển theo quỹ đạo trong chuyển động dọc và chuyển động cạnh; tổng hợp thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải đứng và quá tải ngang nhằm giảm thiểu ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cỡ nhỏ.

Chủ đề:

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

Lưu

Nội dung Text: Tóm tắt Luận án tiến sĩ Kỹ thuật: Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi đảm bảo an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ ĐẶNG CÔNG VỤ TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI ĐẢM BẢO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ Chuyên ngành: Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa Mã số: 9 52 02 16 TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT HÀ NỘI - 2018
Công trình được hoàn thành tại: HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ - BỘ QUỐC PHÒNG Người hướng dẫn khoa học: 1. TS Lê Thanh Phong 2. GS.TSKH Nguyễn Đức Cương Phản biện 1: GS.TS Phan Xuân Minh Đại học Bách khoa Hà Nội Phản biện 2: PGS.TS Bùi Xuân Khoa Học viện Phòng không – Không quân Phản biện 3: PGS.TS Nguyễn Văn Liễn Đại học Bách khoa Hà Nội Luận án sẽ được bảo vệ tại Hội đồng đánh giá luận án cấp Học viện theo quyết định số 3783/QĐ-HV, ngày 30 tháng 10 năm 2018 của Giám đốc Học viện Kỹ thuật Quân sự, họp tại Học viện Kỹ thuật Quân sự. Vào hồi … giờ … ngày …. tháng ….năm 2018 Có thể tìm hiểu luận án tại: - Thư viện Học viện Kỹ thuật Quân sự - Thư viện Quốc gia
MỞ ĐẦU 1. Tính cấp thiết của đề tài Ngày nay, UAV cỡ nhỏ được sử dụng rộng rãi trong cả lĩnh vực dân sự và quân sự. Đặc điểm của các loại UAV cỡ nhỏ thường bay với tốc độ nhỏ (vài chục m/s) nên có tải trọng riêng trên một m2 cánh (G/S) nhỏ và phải bay với góc tấn khá lớn. Vì vậy, nhiễu động gió có ảnh hưởng rất lớn tới chuyển động của UAV cỡ nhỏ. Nói cách khác, UAV càng nhẹ và có cánh to thì càng dễ bị ảnh hưởng của nhiễu động gió. Đây là nguyên nhân có thể dẫn tới chế độ bay nguy hiểm và mất an toàn bay. Gió là sự chuyển động tương đối của không khí so với mặt đất. Chuyển động của không khí là do sự chênh lệch áp suất khí quyển gây ra. Nhiễu động gió (atmospheric turbulence, турбулентность атмосферы) được hiểu là những dòng không khí chuyển động hỗn loạn trong khí quyển. Nhiễu động gió có tham số thay đổi theo không gian hoặc thời gian hoặc cả hai. Vấn đề này rất quan trọng khi sử dụng UAV cỡ nhỏ trong điều kiện của Việt Nam, do điều kiện khí hậu nhiệt đới và địa hình nhiều đồi núi khi bay ở độ cao thấp thường gặp nhiều nơi có nhiễu động gió mạnh và thay đổi phức tạp. Điều này ảnh hưởng đến an toàn bay (ATB) và hạn chế đáng kể đến khả năng sử dụng an toàn của UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió. Trong phạm vi luận án chỉ nghiên cứu vấn đề ATB cho UAV cỡ nhỏ liên quan đến nhiễu động gió trong khí quyển. Khi đó, ATB của UAV cỡ nhỏ được đánh giá theo các tham số: góc tấn không tốc  r , góc trượt không tốc  r và quá tải. Giới hạn ATB của UAV cỡ nhỏ trong luận án được quy định như sau: 150   r ,  r  150 , 1  ny  3.5 , 1  nz  1 . Khi góc tấn không tốc, góc trượt không tốc vượt quá giới hạn cho phép dẫn đến UAV mất điều khiển (bị “thất tốc”), khi quá tải vượt quá giới hạn chịu tải của kết cấu máy bay sẽ dẫn đến UAV bị phá hủy kết cấu. Cho nên, trong luận án đặt ra vấn đề là khi đang bay gặp nhiễu động gió tạm thời không duy trì quỹ đạo bay đã định, cần ưu tiên duy trì góc tấn 1
không tốc, góc trượt không tốc và quá tải trong giới hạn cho phép để đảm bảo ATB cho UAV, tránh để UAV mất điều khiển hoặc bị phá hủy kết cấu. Nhiễu động gió trong khí quyển có tham số nhiễu động mang yếu tố ngẫu nhiên. Vì vậy, yêu cầu cấp thiết được đặt ra trong luận án là nghiên cứu thuật toán điều khiển thích nghi (ĐKTN) để duy trì góc tấn không tốc, góc trượt không tốc và quá tải trong giới hạn cho phép và giảm thiểu tác động của nhiễu động gió đến UAV. Xuất phát từ những vấn đề nêu trên, bài toán “Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi đảm bảo an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió” được đặt ra và giải quyết trong luận án. 2. Mục đích của đề tài - Về lý thuyết: nghiên cứu ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cỡ nhỏ; tổng hợp thuật toán điều khiển theo quỹ đạo trong chuyển động dọc và chuyển động cạnh; tổng hợp thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải đứng và quá tải ngang nhằm giảm thiểu ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cỡ nhỏ. - Về thực nghiệm: mô phỏng, khảo sát trên máy tính bằng công cụ Simulink; đánh giá hiệu quả của bộ ĐKTN đối với việc đảm bảo ATB và giảm thiểu tác động của nhiễu động gió đến UAV cỡ nhỏ. 3. Đối tượng và phạm vi nghiên cứu - Đối tượng nghiên cứu là UAV cỡ nhỏ loại cánh cố định. - Nghiên cứu chuyển động của UAV trong kênh chuyển động dọc, chuyển động cạnh có kênh cren được ổn định lý tưởng; - Nghiên cứu ATB của UAV cỡ nhỏ do nhiễu động gió; - Nghiên cứu ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cỡ nhỏ trong giai đoạn bay hành trình. - Nhiễu động gió trong từng lần UAV gặp phải là quá trình dừng. 4. Phương pháp nghiên cứu - Nghiên cứu chuyển động của UAV khi có nhiễu động gió. - Nghiên cứu các thuật toán ĐKTN để điều khiển UAV trong điều kiện có nhiễu động gió. 2
- Mô phỏng bằng công cụ Simulink và thử nghiệm trên máy tính, đánh giá hiệu quả của thuật toán điều khiển đề xuất để đảm bảo ATB cho UAV khi có nhiễu động gió. 5. Ý nghĩa khoa học và thực tiễn - Ý nghĩa khoa học: luận án xây dựng mô hình động lực học bay của UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió và khảo sát ảnh hưởng của các tham số nhiễu động gió trong các trường hợp ứng dụng các thuật toán điều khiển khác nhau. Trên cơ sở đó, đề xuất các thuật toán điều khiển phù hợp để nâng cao ATB cho UAV cỡ nhỏ. - Ý nghĩa thực tiễn: đề xuất giải pháp ứng dụng thuật toán điều khiển thích nghi để duy trì góc tấn không tốc, góc trượt không tốc và quá tải của UAV cỡ nhỏ trong phạm vi cho phép khi có nhiễu động gió. Giải pháp này làm giảm đáng kể xác suất xảy ra tai nạn do nhiễu động gió và mở rộng khả năng sử dụng UAV cỡ nhỏ. 6. Bố cục của luận án Luận án gồm: mở đầu, 4 chương, kết luận và 4 phụ lục. Nội dung luận án được trình bày trong 146 trang in khổ A4. Chương 1. Gió, nhiễu động gió và ảnh hưởng đến an toàn bay của UAV cỡ nhỏ Chương 2. Xây dựng mô hình động lực học vòng điều khiển kín của UAV trong điều kiện có nhiễu động gió Chương 3. Tổng hợp thuật toán điều khiển cho UAV trong điều kiện có nhiễu động gió Chương 4. Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trên máy tính CHƯƠNG 1 GIÓ, NHIỄU ĐỘNG GIÓ VÀ ẢNH HƯỞNG ĐẾN AN TOÀN BAY CỦA UAV CỠ NHỎ 1.1 Các hệ tọa độ Các hệ tọa độ được sử dụng để nghiên cứu chuyển động của UAV trong khí quyển: hệ tọa độ mặt đất cố định Ooxoyozo; hệ tọa độ 3
chuẩn Oxgygzg; hệ tọa độ liên kết Oxyz; hệ tọa độ tốc độ Oxryrzr; hệ tọa độ quỹ đạo Oxkykzk. 1.2 Gió và nhiễu động gió trong khí quyển Gió là sự chuyển động tương đối của không khí so với mặt đất. Chuyển động của không khí là do sự chênh lệch áp suất khí quyển gây ra. Khi gió có các tham số thay đổi theo không gian hoặc thời gian hoặc cả hai thì được gọi là nhiễu động gió. Do UAV thường bay qua vùng nhiễu động gió trong thời gian ngắn hơn nhiều (một vài phút) so với thời gian thay đổi của nhiễu động gió (vài chục phút) nên trong phạm vi luận án coi trường nhiễu động là trường dừng và nhiễu động gió có các tham số không thay đổi theo thời gian. 1.2.1 Đặc tính chung của nhiễu động khí quyển Hình 1.5. Sơ đồ dòng nhiễu động không khí trên bề mặt Trái đất Nguyên nhân gây ra nhiễu động trong khí quyển [42]: - Do bức xạ nhiệt và hệ số hấp thụ nhiệt không đều trên mặt đất; - Do địa hình mặt đất không bằng phẳng; - Do va chạm các luồng khí với các đám mây; - Khi thiết bị bay (TBB) bay trong đội hình. Nhiễu động gió trong khí quyển thay đổi theo độ cao và thay đổi theo thời gian trong ngày (Hình 1.6, hình 1.7). 4
HL y g ,m 0  3km 10 1 36 400 1 6 9 10 1 300 9  12 3 10 2 12  15 200 10 3 10 4 100 10 5 2 6 0 10 2 4 6 8 W0 ,m / s 10 7 0 5 10 W( m / s ) 1- ngày (từ 10 đến 17 giờ); 2- đêm (từ 22 đến 5 giờ); 3- một ngày đêm Hình 1.6. Tần suất xuất hiện các Hình 1.7. Biểu đồ tốc độ gió ở các độ dòng nhiễu động gió theo độ cao cao thấp 1.2.2 Mô tả phân tích động học gió và nhiễu động gió trong khí quyển Véc tơ tốc độ gió đầy đủ W được biểu diễn như sau: W  W0  w (1.6) Khi nghiên cứu nhiễu động gió trong khí quyển sử dụng phương pháp gió ngẫu nhiên liên tục và sử dụng giả thiết [49], [44]: + Trường tốc độ gió là đồng nhất và đẳng hướng; + Trường tốc độ gió của nhiễu động khí quyển được coi là trường dừng tức là không thay đổi theo thời gian [42]. 1.2.2.1 Thành phần gió không đổi Thành phần gió không đổi W0 là thành phần gió có giá trị tốc độ gió không đổi theo thời gian và không gian. Tuy nhiên, thành phần gió không đổi thường không phản ánh đầy đủ các điều kiện bay thực của TBB. Thành phần gió không đổi được sử dụng để đánh giá ảnh hưởng của gió đến quỹ đạo chuyển động của TBB so với mặt đất và không đánh giá được ảnh hưởng đến ATB. 1.2.2.2 Thành phần gió thay đổi Thành phần thay đổi w là thành phần gió có tốc độ thay đổi và có quy mô nhiễu động nhỏ, thành phần này đặc trưng cho tính nhiễu động của gió. Trong thực tế, thành phần thay đổi w là 1 hàm ngẫu nhiên không dừng. Tuy nhiên, như đã được giả thiết ở trên là trường 5
ngẫu nhiên dừng, nghĩa là trong từng lần UAV gặp nhiễu động gió coi các tham số nhiễu động gió không thay đổi theo thời gian. 1.2.3 Mô hình toán học của nhiễu động gió - Mô hình nhiễu động gió bậc thang: 0 khi xo  xo* Wy   (1.33a) Wyo khi xo  xo* 0 khi xo  xo* (1.33b) Wz   Wzo khi xo  xo* - Mô hình nhiễu động gió hình sin: Wyo  2  xo  xo*   Wy   1  cos  (1.35a) 2  L   Wzo  2  xo  xo*   Wz   1  cos  (1.35b) 2  L    xo* - tọa độ điểm bắt đầu có nhiễu động gió. L - quy mô nhiễu động, m. Trong luận án để đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cỡ nhỏ sẽ lựa chọn quy mô nhiễu động L>5m và biên độ nhiễu động Wyo, Wzo
- Tương tự khi xét nhiễu động gió ngang, góc trượt không tốc và độ lớn của véc tơ không tốc được tính như sau:  r    w với  w  arctg(Wz Vk )  Wz Vk (1.47) Vr  Vk2  Wz2 (1.48) - Khi có nhiễu động gió đứng, quá tải đứng tăng lên 1 lượng:  Y C y Vr (1.51) ny   Wy G 2G S Khi có nhiễu động gió TBB bay với góc tấn không tốc (góc trượt không tốc) lớn có thể dẫn tới TBB bị mất điều khiển (bị “thất tốc”) và quá tải tăng có thể vượt quá giá trị cho phép theo điều kiện độ bền kết cấu. Yêu cầu đặt ra là cần thay đổi thuật toán điều khiển để duy trì góc tấn không tốc, góc trượt không tốc và quá tải trong phạm vi cho phép trong điều kiện có nhiễu động gió với tham số nhiễu động không biết trước. 1.4 Giải pháp nâng cao ATB cho UAV khi có nhiễu động gió Trong các phương pháp giảm quá tải đứng gây ra bởi nhiễu động gió đứng, trên UAV cỡ nhỏ để nâng cao ATB sử dụng phương pháp: thay đổi luật điều khiển để điều khiển cánh lái độ cao làm thay đổi lực nâng, tín hiệu điều khiển có dạng như sau [42]: d (1.53) c  i .  i (0   )  in ny  dt Để thích nghi với sự thay đổi của nhiễu động gió trong khí quyển, trong luận án sẽ lựa chọn sử dụng thuật toán ĐKTN để điều khiển theo tín hiệu quá tải đứng. Trong kênh chuyển động cạnh, do quá tải ngang (được đo bởi gia tốc kế) xấp xỉ tỉ lệ thuận với góc trượt không tốc nên để duy trì góc trượt không tốc trong giới hạn cho phép, luận án thực hiện điều khiển quá tải ngang. 1.5 Đặt bài toán nghiên cứu Bài toán thứ nhất: xây dựng mô hình động lực học vòng điều khiển kín của UAV cỡ nhỏ khi có nhiễu động gió bằng công cụ Simulink. 7
Bài toán thứ hai: tổng hợp thuật toán ĐKTN theo tín hiệu quá tải của UAV cỡ nhỏ khi có nhiễu động gió. Đánh giá hiệu quả nâng cao ATB cho UAV cỡ nhỏ của bộ ĐKTN đã tổng hợp so với bộ điều khiển theo quỹ đạo. Kết luận chương 1 Chương 1 đã phân tích, đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến chuyển động và ATB của UAV. Khi có nhiễu động gió có thể làm UAV mất điều khiển hoặc bị phá hủy kết cấu và dẫn tới mất ATB cho UAV. Cho nên, trong điều kiện có nhiễu động gió, việc đảm bảo ATB cho UAV phải đặt lên hàng đầu: đảm bảo độ bền kết cấu và không để góc tấn không tốc, góc trượt không tốc vượt quá giá trị cho phép. Giải pháp được đưa ra để nâng cao ATB cho UAV cỡ nhỏ: khi có nhiễu động gió cần thay đổi luật điều khiển để điều khiển cánh lái độ cao (cánh lái hướng), trong luật điều khiển sẽ bổ sung thành phần tín hiệu tỷ lệ với quá tải tác động vào tâm khối TBB. CHƯƠNG 2 XÂY DỰNG MÔ HÌNH ĐỘNG LỰC HỌC VÒNG ĐIỀU KHIỂN KÍN CỦA UAV TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ Sơ đồ vòng điều khiển kín của UAV:  c , h , l xo , yo ,zo , , , nx ,n y ,n z , x , y , z W x*o , y*o ,z*o ,* , * , * uc ,uh ,ul *x ,*y ,*z ,n*x ,n*y ,n*z Hình 2.1. Sơ đồ khối vòng điều khiển kín của UAV 2.1 Mô hình toán của UAV như một đối tượng điều khiển 2.1.1 Các lực và mô men tác dụng lên UAV khi bay Khi có nhiễu động gió, véc tơ không tốc Vr không trùng với véc tơ địa tốc Vk . Khi đó các lực khí động và mô men khí động tính theo không tốc Vr , góc tấn không tốc  r , góc trượt không tốc  r . 8
2.1.2 Hệ phương trình chuyển động của UAV trong không gian Hệ phương trình vi phân (HPTVP) chuyển động của UAV trong không gian bao gồm 12 phương trình vi phân và 3 phương trình lượng giác siêu việt. 2.1.3 Quá tải tác động lên UAV Thành phần quá tải đứng trong hệ tọa độ liên kết:  Yr C yr  r .qa .S ny   (2.25) G G Từ biểu thức (2.25) thấy rằng, thành phần quá tải đứng ny xấp xỉ tỷ lệ thuận với  r , tương tự sẽ có thành phần quá tải ngang nz xấp xỉ tỉ lệ thuận với  r . Như vậy, để điều khiển theo  r ,  r có thể thực hiện điều khiển thông qua ny, nz (do ny, nz được đo trực tiếp bởi các gia tốc kế). 2.2 Mô hình toán chuyển động dọc và chuyển động cạnh của UAV 2.2.1 Mô hình chuyển động dọc của UAV Trong trường hợp có nhiễu động gió thẳng đứng tác động, HPTVP chuyển động dọc của UAV giống như HPTVP chuyển động dọc của UAV khi không có nhiễu động gió và chỉ khác là trong các biểu thức liên quan đến lực nâng, lực cản và mô men khí động thay Vr2  Vk2  Wy2 và thay  bằng  r . 2.2.2 Mô hình chuyển động cạnh của UAV Trong trường hợp có nhiễu động gió cạnh tác động, HPTVP chuyển động cạnh của UAV giống như HPTVP chuyển động cạnh của UAV khi không có nhiễu động gió và chỉ khác là trong các biểu thức liên quan đến lực dạt, lực cản và mô men khí động thay Vr2  Vk2  Wz2 và thay  bằng  r . 2.3 Thuật toán điều khiển UAV - Kênh điều khiển độ cao:   . . uc  K p . H th  H ct   K d . H th  H ct  K i .  H th  H ct  .dt  u yo  koz .z (2.32)  9
- Kênh điều khiển hướng:  *  K z .( zo  zct )  K  .(    ct )  K iz  ( zo  zct )dt  K  y . y (2.33) - Kênh điều khiển tốc độ (khi thay đổi độ cao) T   K o  KV .Vk  Vbb   .Tmax  KT .Tmax (2.34) 2.4 Mô phỏng vòng điều khiển kín của UAV 2.4.1 Dữ liệu đầu vào mô phỏng Các thông số của UAV cỡ nhỏ được sử dụng trong luận án dựa theo mô hình UAV cỡ nhỏ giả định “UAV-70V”, đây là loại UAV cỡ nhỏ làm nhiệm vụ giám sát từ xa do Hội Hàng không vũ trụ Việt Nam nghiên cứu, chế tạo. 2.4.2 Mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV trong môi trường Matlab-Simulink xo  xo* ? xo  xo* ? Vr  Vk r    w (1.45) Vr  Vk r     w ( 1.47 ) r   r   Vr  Vk2  Wz2 (1.48) Vr  Vk2  W y2 (1.46) t  tmp ? t  tmp ? Hình 2.7. Lưu đồ thuật toán mô Hình 2.8. Lưu đồ thuật toán mô phỏng động lực học vòng điều khiển phỏng động lực học vòng điều kín kênh chuyển động dọc của UAV khiển kín kênh chuyển động cạnh của UAV 10
Mô hình mô phỏng vòng điều khiển kín kênh chuyển động dọc và kênh chuyển động cạnh của UAV trong Simulink được xây dựng theo lưu đồ thuật toán như trên hình 2.7, hình 2.8. 2.4.2.1. Phân tích định tính mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín chuyển động dọc của UAV Thông qua đáp ứng của mô hình chuyển động dọc của UAV cho thấy rằng: - Chiều hướng thay đổi của các đại lượng trên kênh chuyển động dọc được mô phỏng hoàn toàn phù hợp với quy tắc dấu của UAV. - UAV bám theo được độ cao mong muốn với sai lệch nhỏ. - Mô hình mô phỏng vòng điều khiển kín kênh chuyển động dọc được ổn định khi có tác động từ bên ngoài. 2.4.2.2 Phân tích định tính mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín chuyển động cạnh của UAV Thông qua đáp ứng của mô hình chuyển động cạnh của UAV cho thấy rằng: - Chiều hướng thay đổi của các đại lượng trên kênh chuyển động cạnh được mô phỏng hoàn toàn phù hợp với quy tắc dấu của UAV. - Bằng cách sử dụng góc nghiêng nhỏ (khoảng vài độ), UAV đổi hướng nhanh chóng và bám được theo quỹ đạo mong muốn. - Mô hình mô phỏng vòng điều khiển kín chuyển động cạnh của UAV được ổn định khi có tác động ngoài. 2.4.3 Đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay UAV khi sử dụng bộ điều khiển theo quỹ đạo 2.4.3.1 Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB trong kênh dọc - Kết quả đánh giá sự thay đổi độ ATB theo quy mô nhiễu động: Hình 2.18. Sự thay đổi quá tải Hình 2.19. Sự thay đổi góc tấn đứng lớn nhất theo L không tốc lớn nhất theo L 11
Nhận xét: Kết quả trên hình 2.18, 2.19 cho thấy rằng, khi nhiễu động gió có quy mô nhiễu động nhỏ có thể dẫn đến UAV mất ATB. - Kết quả mô phỏng khi biên độ nhiễu động gió thay đổi: Hình 2.20. Quỹ đạo bay Hình 2.21. Quỹ đạo Hình 2.22. Góc tấn khi Wyo=7.62m/s bay khi Wyo=15m/s không tốc khi Wyo=7.62m/s Hình 2.23. Góc tấn Hình 2.24. Quá tải Hình 2.25. Quá tải không tốc khi đứng ny khi đứng ny khi Wyo=15m/s Wyo=7.62m/s Wyo=15m/s Nhận xét: Kết quả mô phỏng trên hình 2.20-2.25 cho thấy rằng, khi nhiễu động gió có quy mô nhiễu động nhỏ hoặc biên độ nhiễu động lớn dẫn đến góc tấn không tốc vượt quá giới hạn cho phép và UAV có thể bị mất ATB. 2.4.3.2. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay trong chuyển động cạnh - Kết quả đánh giá sự thay đổi độ ATB theo quy mô nhiễu động: Hình 2.26. Sự thay đổi góc trượt không Hình 2.27. Sự thay đổi quá tải tốc lớn nhất theo L ngang lớn nhất theo L Nhận xét: Kết quả trên hình 2.26, 2.27 cho thấy rằng, ở khoảng quy mô nhiễu động xung quanh quy mô nhiễu động L=140m, độ lớn góc trượt không tốc tăng nhiều nhất và dễ dẫn đến góc trượt không tốc vượt quá giá trị cho phép. 12
- Kết quả mô phỏng khi biên độ nhiễu động gió thay đổi: Hình 2.28. Quỹ đạo bay Hình 2.29. Quỹ đạo Hình 2.30. Góc trượt khi Wzo=7.62m/s bay khi Wzo=12m/s không tốc khi Wzo=7.62m/s Hình 2.31. Góc trượt Hình 2.32. Quá tải Hình 2.33. Quá tải không tốc khi ngang nz khi ngang nz khi Wzo=12m/s Wzo=7.62m/s Wzo=12m/s Nhận xét: Kết quả trên hình 2.28-2.33 cho thấy rằng, quá tải ngang rất nhỏ, do đó nhiễu động gió ảnh hưởng không đáng kể đến độ bền kết cấu. Kết quả mô phỏng cũng cho ta thấy rằng độ ATB phụ thuộc vào quy mô nhiễu động và biên độ nhiễu động và ở khoảng quy mô nhiễu động xung quanh L=140m, góc trượt không tốc của thiết bị bay thay đổi nhiều nhất. Kết luận chương 2 Chương 2 đã mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV cỡ nhỏ giả định bằng công cụ Simulink. Mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV sẽ được sử dụng trong luận án để tiến hành bay thử nghiệm trên máy tính thay thế cho quá trình bay thử nghiệm trên mô hình thực của UAV. Qua kết quả khảo sát trong chương 2 đã cho thấy rằng, khi sử dụng các bộ điều khiển theo quỹ đạo trong điều kiện có nhiễu động gió tác động với quy mô nhiễu động và biên độ nhiễu động khác nhau có thể làm cho UAV mất ATB (góc tấn không tốc, góc trượt không tốc và quá tải vượt quá giá trị cho phép). Do đó, khi có nhiễu động gió, UAV tạm thời không 13
duy trì quỹ đạo bay ban đầu và ưu tiên đảm bảo ATB. Để bảo đảm ATB cho UAV, cần thiết phải thay đổi thuật toán điều khiển trên kênh điều khiển có sẵn. Vấn đề này sẽ được giải quyết trong chương 3 và chương 4 của luận án. CHƯƠNG 3 TỔNG HỢP THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN CHO UAV TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ 3.1 Tổng quan điều khiển thích nghi 3.1.1 Khái niệm và phân loại hệ điều khiển thích nghi Hệ ĐKTN là hệ điều khiển tự động xác định luật điều khiển thích hợp bằng cách phân tích trạng thái của đối tượng khi được điều khiển tức thời. Hệ ĐKTN có thể chia ra thành 2 loại lớn [60], [62]: - Hệ thích nghi theo cấu trúc; - Hệ thích nghi tự hiệu chỉnh (CHC). 3.1.2 Xây dựng bài toán tổng hợp hệ điều khiển thích nghi trực tiếp với mô hình tham chiếu tường minh r( t ) ym ( t ) W u( t ) y( t ) e( t ) ( t ) Hình 3.1. Sơ đồ tổng quát hệ điều khiển thích nghi trực tiếp với MHTC tường minh Mục đích điều khiển được cho ở dạng: lim t  e( t )  0 hoặc q   khi t  t* ,   0 (3.4) 3.1.3 Thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp hiệu chỉnh tham số theo luật MIT Luật hiệu chỉnh MIT: 14
T T d  e  d  e    MIT e   hoặc   MIT sgn( e )   (3.6) dt    dt    3.1.4 Thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc độ gradient với mô hình tham chiếu tường minh Sử dụng cách tiếp cận trực tiếp để tổng hợp, chọn tham số được hiệu chỉnh của bộ điều khiển  ( t )  col k y ( t ),kr ( t ) . Khi đó cấu trúc mạch chính có dạng: u( t )  k y ( t )y( t )  kr ( t )r( t ) (3.12) Các tham số hiệu chỉnh sẽ nhận được như sau: dk y d   1 BT Hey T   3 ( BT Hey T ) (3.16) dt dt dkr d   2 BT Her T   4 ( BT Her T ) dt dt 3.1.5 Điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp 3.1.5.1 Mô tả thuật toán bù nối tiếp Luật điều khiển được sử dụng như sau [64]-[71]: utn   b ( p ).(   k ).eˆ (3.20) 1   . 2   2   .3 (3.21)      . k .  k .    k .  1  k1 .e    1 td 1 1 2 2  td 1 eˆ  1 (3.22) Viết hệ (3.21), (3.22) ở dạng véc tơ – ma trận:    .  .  d .k .e  b 1 (3.23) eˆ  hT . (3.24) 15
   .  b .  d .k1 .e  eˆ utn b( p ) y  b ( p ). k    eˆ  hT . a( p ) e u0 ym   Hình 3.5. Sơ đồ cấu trúc hệ ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp 3.1.5.2 Hiệu chỉnh thích nghi các hệ số của bộ điều khiển Các hệ số k ,  , được hiệu chỉnh như sau [67], [70], [71]: t  t )   (  )d k( (3.25)  b 0 0 khi e( t )  b ( 0  0 ) 3.26) b ( t )   0 khi e( t )  b  2 với   0    0 .k (3.27) 0 3.2 Tổng hợp thuật toán ĐKTN cho kênh chuyển động dọc của UAV khi có nhiễu động gió đứng 3.2.1 Thiết lập bài toán Trong kênh chuyển động dọc, để duy trì góc tấn không tốc trong giới hạn cho phép trong luận án thực hiện thông qua điều khiển quá tải đứng để duy trì quá tải đứng trong giới hạn cho phép. Mục đích điều khiển đặt ra là: lim( n y  n ym )  0 (3.28) t  3.2.2 Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi theo quá tải đứng 3.2.2.1 Tổng hợp thuật toán thích nghi sử dụng phương pháp hiệu chỉnh tham số theo luật MIT Tín hiệu điều khiển được tổng hợp như sau: u ytn ( t )   .nyct     MIT ( ny  nym )nym .nyct dt (3.38) 3.2.2.2 Tổng hợp thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc độ gradient Lựa chọn bộ điều khiển như sau: 16
uytn(t)  ky (t ).y(t )  kr (t ).nyct (t )  kn (t ).ny (t )  kn (t ).ny (t )  kn (t ).nyct (t ) y y yct (3.41) Các tham số cần hiệu chỉnh được xác định như sau: dkn y    1  ( B 11 h11  B 21 h12 )e y 1  ( B 11 h12  B 21 h 22 )e y 2  n y ( t ) dt d  3   ( B 11 h11  B 21 h12 )e y 1  ( B 11 h12  B 21 h 22 )e y 2  n y ( t ) dt   d k n y    1  ( B 1 1 h1 1  B 2 1 h12 )e y 1  ( B 1 1 h1 2  B 2 1 h 2 2 )e y 2  n y ( t ) (3.45) dt d  3   ( B 1 1 h1 1  B 2 1 h1 2 )e y 1  ( B 11 h1 2  B 2 1 h 2 2 )e y 2  n y ( t ) dt   dk n yct    2  ( B 11 h11  B 21 h12 )e y 1  ( B 1 1 h1 2  B 2 1 h 2 2 )e y 2  n yct ( t ) dt d  4   ( B 1 1 h1 1  B 2 1 h1 2 )e y 1  ( B 11 h12  B 21 h 22 )e y 2  n yct ( t ) dt   3.2.2.3 Tổng hợp hệ điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra ny sử dụng phương pháp bù nối tiếp khi có nhiễu động gió Thuật toán điều khiển được tổng hợp như sau: u ytn   by ( p ).(k y   y ).eˆy  ( p  1).(k y   y ).eˆy  ( p  1).ky .eˆy (3.47)  (eˆ  eˆ )k y y y y1   y .(  k y1 . y1  k y1 .ey ) (3.48) eˆy   y1 (3.49) 3.3 Tổng hợp thuật toán ĐKTN cho kênh chuyển động cạnh của UAV khi có nhiễu động gió cạnh Trên cơ sở những ưu điểm của thuật toán ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp, trong chuyển động cạnh luận án sẽ ứng dụng bộ ĐKTN sử dụng phương pháp bù nối tiếp để nâng cao ATB khi có nhiễu động gió cạnh. 3.3.1. Thiết lập bài toán Mục đích điều khiển: limez ( t )  lim( nz  nzm )  0 (3.51) t  t  17
3.3.2 Tổng hợp thuật toán thích nghi theo tín hiệu đầu ra nz sử dụng phương pháp bù nối tiếp Thuật toán ĐKTN sử dụng phương pháp bù nối tiếp: u ztn   bz ( p).( k z   z ).eˆz  ( p  1).( k z   z ).eˆz  ( p  1).kz .eˆz (3.60)  (kz .eˆz  kz .eˆz )  kz .eˆz z1   z .( k z1 . z1  k z1 .ez ) ( 3.61) eˆz   z1 (3.62) Kết luận chương 3 Trên cơ sở lý thuyết về ĐKTN, chương 3 đã tổng hợp các bộ ĐKTN cho kênh chuyển động dọc và kênh chuyển động ngang của UAV khi có nhiễu động gió. Khi có nhiễu động gió với biên độ nhiễu động và quy mô nhiễu động khác nhau, nếu sử dụng các bộ điều khiển theo quỹ đạo có thể dẫn tới UAV mất ATB. Do đó, để nâng cao ATB, UAV tạm thời không duy trì quỹ đạo ban đầu và chuyển sang điều khiển theo quá tải. Các bộ ĐKTN được tổng hợp trong chương 3 của luận án sẽ đảm bảo duy trì quá tải trong giới hạn cho phép và đồng nghĩa với duy trì góc tấn và góc trượt không tốc trong giới hạn cho phép. Hiệu quả nâng cao ATB của các bộ ĐKTN đã được tổng hợp trong chương 3 sẽ được thể hiện trong chương 4. CHƯƠNG 4 MÔ PHỎNG KHẢO SÁT, ĐÁNH GIÁ HIỆU QUẢ NÂNG CAO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRÊN MÁY TÍNH 4.1 Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao ATB cho UAV trong kênh chuyển động dọc khi có nhiễu động gió đứng 4.1.1 Thông số đầu vào và sơ đồ mô phỏng các bộ ĐKTN Tham số của các bộ ĐKTN (ĐKTN sử dụng phương pháp hiệu chỉnh tham số theo luật MIT, ĐKTN sử dụng phương pháp tốc độ gradient, ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp) được lựa chọn bằng công cụ tối ưu hóa Simulink Response Optimization trong Simulink. 18