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

Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi cho kênh đứng của máy bay không người lái cỡ nhỏ

Chia sẻ: _ _ | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:6

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 về kết quả xây dựng bộ điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc độ gradient cho kênh đứng của UAV-70V. Kết quả khảo sát trên máy tính bằng công cụ Matlab-Simulink cho thấy hiệu quả của bộ điều khiển thích nghi đảm bảo được độ chính xác, ổn định trạng thái của UAV-70V.

Chủ đề:

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

Lưu

Nội dung Text: Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi cho kênh đứng của máy bay không người lái cỡ nhỏ

  1. KHOA HỌC CÔNG NGHỆ https://jst-haui.vn P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI CHO KÊNH ĐỨNG CỦA MÁY BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI CỠ NHỎ ADAPTIVE CONTROLLER COMPOSITION FOR VERTICAL CHANNEL OF SMALL DRONES Nguyễn Trọng Hà1, Đào Sỹ Luật2, Trần Xuân Tình1,*, Nguyễn Văn Biên1, Nguyễn Trung Minh1 DOI: http://doi.org/10.57001/huih5804.2025.007 TÓM TẮT UAV là đối tượng có tính phi tuyến cao và là hệ không Bài báo trình bày về kết quả xây dựng bộ điều khiển thích nghi sử dụng dừng. Những nghiên cứu gần đây đã đưa ra nhiều ý phương pháp tốc độ gradient cho kênh đứng của UAV-70V. Kết quả khảo sát tưởng thiết kế bộ điều khiển (BĐK) cho UAV như luật trên máy tính bằng công cụ Matlab-Simulink cho thấy hiệu quả của bộ điều điều khiển dựa trên việc lựa chọn một hàm Lyapunov khiển thích nghi đảm bảo được độ chính xác, ổn định trạng thái của UAV-70V. đảm bảo ổn định các quỹ đạo mong muốn dọc theo trục Trong điều kiện có nhiễu động gió, sai số điều chỉnh nhỏ, thời gian xác lập (X, Z) và góc nghiêng [1], phát triển một bộ điều khiển nhanh, góc tấn thất tốc và quá tải đứng nằm trong giới hạn cho phép do đó có PID để ổn định độ cao [2], bộ điều khiển trượt và trượt thể mở rộng phạm vi hoạt động của UAV. bậc cao kết hợp bộ quan sát [3, 4]. Khi sử dụng các BĐK kinh điển, cần phải biết chính xác các thông số và đặc Từ khóa: Điều khiển, máy bay không người lái, thích nghi, tốc độ gradient. tính của UAV. Hơn thế nữa, các BĐK này chỉ chính xác ABSTRACT trong giai đoạn tuyến tính còn trong giai đoạn phi tuyến The paper presents the results of building an adaptive controller using the thì không còn phù hợp. gradient velocity method for the vertical channel of UAV-70V. The results of Trong phạm vi bài báo này, nhóm tác giả sử dụng BĐK the computer survey using Matlab-Simulink tools show that the effectiveness thích nghi theo tốc độ gradient với mô hình tham chiếu of the adaptive controller ensures the accuracy and stability of the UAV-70V. tường minh điều khiển theo tín hiệu độ cao để ổn định In conditions of wind disturbance, the adjustment error is small, the settling quỹ đạo bay cho UAV trong điều kiện có nhiễu động gió time is fast, the angle of attack is stalled and the vertical overload is within the tác động. Trong thuật toán tốc độ gradient, tốc độ thay allowable limits, thus expanding the operating range of the UAV. đổi tham số của luật điều khiển tỷ lệ thuận với gradient Keywords: Control, Unmanned Aerial Vehicle, adaptive, gradient speed. của tốc độ thay đổi hàm mục tiêu, trong đó hàm mục tiêu thể hiện sai số giữa vectơ trạng thái của UAV và vectơ 1 trạng thái chuẩn. Học viện Phòng không - Không quân 2 Trường Đại học Đồng Nai 2. MÔ HÌNH TOÁN HỌC * Email: tinhpk79@gmail.com Ngày nhận bài: 25/10/2024 y yr ,yk Ngày nhận bài sửa sau phản biện: 31/12/2024 Yr Ngày chấp nhận đăng: 26/01/2025 x T  1. GIỚI THIỆU Xr xr ,xk Vk Các loại UAV cỡ nhỏ thường có tốc độ bay thấp nên x0 góc tấn khá lớn. Khi có nhiễu động gió kết hợp bay ở độ cao thấp có thể dẫn tới mất an toàn bay (góc tấn gần tới   mg y0 hạn hoặc quá giới hạn chịu tải của kết cấu máy bay) và có thể xảy ra tai nạn bay. Hình 1. Chuyển động của UAV trong mặt phẳng đứng 46 Tạp chí Khoa học và Công nghệ Trường Đại học Công nghiệp Hà Nội Tập 61 - Số 1 (01/2025)
  2. P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY Khi xét chuyển động của UAV trong mặt phẳng đứng   dVk  ρ.(V2 Wy2 )  m  T.cosαCx (αr ). k .SG.sinθ (hình 1) sử dụng một số giả thiết như sau: coi chuyển    dt  2 động của UAV là bài toán chuyển động của vật rắn với các       đặc tính khí động cho trước, bỏ qua yếu tố đàn hồi và biến  Cy (αr )        ba  ρ.(Vk Wy ) 2 2 dạng kết cấu; bỏ qua sai số của các cảm biến đo chuyển   dθ  mVk T.sinαCy .ωz . z . .SGcosθ động của UAV.   dt  V 2 W 2  2   k y     Dựa trên việc phân tích các lực và mômen tác động lên  Cδc .δ C     y c ydng  UAV, thiết lập được hệ phương trình chuyển động của     ba  UAV trong không gian, gồm các trường hợp:    mδzc .δc mzz .ωz .  ρ.(V2 W2 ) (2)  dω z  2     Jz    V2  Wy  k y .S.ba T.hdc Trong trường hợp không có nhiễu động gió tác động,   dt   k . 2    m m  khi đó, véctơ không tốc Vr trùng với véctơ địa tốc    zα z_dng       Vk ( Vk  Vr ) và hệ phương trình vi phân mô tả chuyển   dx o Vk cosθ   dt động dọc của UAV như hệ phương trình 1 [5]. Trong đó:    dyo  - góc nghiêng quỹ đạo;  - góc chúc ngóc;  - góc tấn;  Vk sinθ   dt   m - khối lượng UAV; Vr - tốc độ tương đối của UAV so với  d    ωz ;θα không khí; Vk - tốc độ tuyệt đối của UAV so với mặt đất dt  tính trong hệ tọa độ quỹ đạo Ox k y k zk ; Jz - mômen quán 3. BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI THEO TỐC ĐỘ GRADIENT tính của UAV theo trục Oz trong hệ tọa độ liên kết Oxyz; Để tổng hợp bộ điều khiển thích nghi, ta sẽ thực hiện ωz - tốc độ góc của UAV quanh trục Oz; mz - các hệ số tuyến tính hóa hệ phương trình vi phân chuyển động dọc mômen không thứ nguyên; ρ - khối lượng riêng không của UAV xung quanh trạng thái cân bằng. Khi tuyến tính hóa chỉ xét các chuyển động chu kỳ ngắn (các chuyển khí; S - diện tích cánh UAV; T - lực kéo; ba - dây cung khí động góc) bỏ qua sự thay đổi tốc độ, độ cao bay và bỏ qua động trung bình; Cx, Cy - hệ số lực nâng và hệ số lực cản thành phần lực nâng của cánh lái độ cao. Ta sẽ được hệ của UAV; δc - góc lệch cánh lái độ cao; hdc - độ cao của phương trình vi phân theo sai lệch nhỏ [6]: động cơ so với trục dọc UAV. α  a4 .α  ωz   dVk  2  (3) m   Tcosα C (α ). ρ.Vr .S Gsinθ ω z  a2 .α  a1.ω z  a3 .δc   dt  x r 2  Trong đó:     Cy (αr )  Cyz .ωz . ba  2 mVk  Tsinα  dθ Vr . ρ.Vr .S Gcosθ a1, a2, a3, a4 - các hệ số động lực học, được tính như sau:  dt  δc  2  Cy .δc Cydng  mz .qa mα .q  a1   .S.b2a ; a2   z a .S.ba ;  δc ba  Vk .Jz Jz    dωz  mz .δc mz .ωz .  ρ.V2 z Jz    Vr . r .S.ba  T.hdc (1) mδzc .qa  Cα .q .S T    dt    2  a3   .S.ba ; a4   y a   m  zo  m zα  mz _dng  Jz  m.Vk   dxo  dt  Vk cosθ Do quá tải đứng liên hệ với góc tấn: ny  Vk .a4 .α nên  g dyo   Vk sinθ có thể viết:  dt d    ωz ;θ   α n y  a4 .ny  Vk .a4 .ωz  dt  g  (4)  g.a2 Trong trường hợp có nhiễu động gió tác động, véctơ  ω z   .ny  a1.ω z  a3 .δc  Vk .a4 không tốc Vr lệch so với véctơ địa tốc Vk góc aw. Khi đó, hệ phương trình mô tả chuyển động dọc của UAV như Từ hệ phương trình vi phân (4) ta rút ra được phương sau: trình vi phân đối với thành phần quá tải đứng ny: Vol. 61 - No. 1 (Jan 2025) HaUI Journal of Science and Technology 47
  3. KHOA HỌC CÔNG NGHỆ https://jst-haui.vn P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 aa V   A.y(t)  B.u(t) y(t) (11) y  (a1  a4 ).n y  (a2  a1a4 )ny   3 4 k δc n (5) g A, B - ma trận tham số trạng thái của đối tượng điều Sử dụng phép biến đổi Laplace với phương trình (5), khiển, kích thước n × n và n × m. ta có thể viết dưới dạng hàm truyền của UAV theo quá tải Mô hình tham chiếu được trình bày ở dạng phương đứng ny: trình trạng thái như sau: V .a y m (t)  A m .y m (t)  Bm .r(t) (12) Wny-δc  Wα-δc . k 4 g (6) Trong đó: Am, Bm - ma trận tham số trạng thái của mô V .a .a 1  k 4 3. 2 hình tham chiếu, được lựa chọn theo điều kiện sau: g p  (a1  a4 ).p  a2  a1 .a4 Bm = B và Am = A + Bm.K (13) g Do độ cao liên hệ với quá tải đứng: h  2 ny nên ta có K - ma trận hệ số khuếch đại, kích thước m × n. p Việc lựa chọn mô hình tham chiếu phụ thuộc vào các thể viết: yêu cầu cần thiết lập cho hệ kín: thời gian xác lập, độ quá g Vk .a4 .a3 chỉnh, sai số… Khi đó, mô hình tham chiếu cần phải ổn Whδc  Wnyδc . 2  4 (7) p p  (a1  a4 ).p3  (a2  a1 .a4 )p2 định, nghĩa là ma trận Am - ma trận Hurwit. Từ hàm truyền độ cao theo độ lệch cánh lái độ cao (7) Để hệ thống có thể tự động thích nghi với những tác ta rút ra được phương trình vi phân đối với thành phần độ động của gió lên UAV, ta cần tổng hợp thuật toán thích cao: nghi và cấu trúc bộ điều khiển, để đạt được mục tiêu điều    (a  a a )h h  (a  a ).h  a a V δ (8) khiển đặt ra là: 1 4 2 1 4 3 4 k c Đặt: y y1  h , y y1  y y2 , y y2  y y3 và y y3  y y 4 phương lim e(t)  0 (14) t  trình (8) trở thành: Với: e y (t)  y y (t)  y ym (t) - véctơ sai lệch y y1  y y2  e y (t)  e y1 ;e y2 ; e y3 ;e y 4  y  y  y2 y3 (9)  (y y1  y ym1 ; y y2  y ym2 ; y y3  y ym3 ; y y 4  y ym4 ) y y3  y y 4   h  hm ;h  h m ;h m h  hm    h  ;   y y 4  (a1  a4 )y y 4  (a2  a1a4 )y y3  a3 a4 Vk δc  Ta có thể viết dưới dạng phương trình trạng thái: Để đạt mục tiêu điều khiển (14) có nhiều phương pháp y y (t)  A y .y y (t)  By .uy (t) (10) khác nhau, trong phạm vi bài báo này sử dụng phương pháp tốc độ gradient với mô hình tham chiếu tường    Trong đó: y y (t)  (y y1 ; y y2 ; y y3 ; y y 4 )  (h;h;h; h) - véc tơ minh. Sử dụng cách tiếp cận trực tiếp để tổng hợp, lựa trạng thái; chọn bộ điều khiển như sau: uy = uyo + uytn - tín hiệu điều khiển cánh lái độ cao; uytn (t)  k y (t).y(t)  k r (t).hct (t)   k  (t).h(t)  k (t).h(t)  k  (t).h(t)  (15) h h h Ay - ma trận hệ thống:   k (t).h (t)  k h (t).h(t) hct ct 0 1 0 0    Bộ điều khiển gồm 2 khâu, khâu thứ nhất ky(t) là phản 0 0 1 0  A y    hồi trạng thái và khâu thứ hai kr(t) là tiền xử lý tác động 0 0 0 1  đầu vào cho trước. Như vậy tham số cần hiệu chỉnh là 0 0 a2  a1a4 a1  a4   (t)  (k h (t);k h (t);k h (t);k h (t);k hct (t)) .  0    Sử dụng hàm mục tiêu cục bộ Q(E)  0,5e T He , để đạt  0   By - ma trận điều khiển: B y    được mục tiêu điều khiển (14) cần phải thay đổi tham số 0    hiệu chỉnh (t) theo hướng làm giảm hàm Q(e) (khi đó a a V   3 4 k  mục tiêu điều khiển là Q(e)  0 khi t  ). Tuy nhiên, Q(e) Giả sử đối tượng điều khiển được mô tả bởi phương không phụ thuộc vào (t) và việc tìm hướng giảm Q(e) rất trình trạng thái: khó khăn. Thay vào đó, để tìm hướng giảm hàm Q(e) sẽ 48 Tạp chí Khoa học và Công nghệ Trường Đại học Công nghiệp Hà Nội Tập 61 - Số 1 (01/2025)
  4. P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY   ω(y, ,t)   0 . Khi đó hàm Q(e) tìm điều kiện để Q(e) phụ thuộc vào (t) và ω(y, ,t) là tốc độ thay đổi hàm Q(e). Tính gradient của hàm tốc độ ω(y, ,t) : k Y ω(y, ,t)  B T Hey T (16) kr ω(y, ,t)  B T Her T Trong đó: H - ma trận kích thước (4x4), thỏa mãn H = HT > 0. Tìm ma trận H bằng cách giải phương trình Lyapunov như sau: Hình 3. Mô hình mô tả vòng điều khiển kín kênh đứng của UAV HAm  A H GL T m (17) Dữ liệu đầu vào mô phỏng dựa trên dữ liệu mô hình “UAV-70V”, đây là loại UAV cỡ nhỏ làm nhiệm vụ giám sát Trong đó: Ma trận G tùy chọn thỏa mãn GL  GLT  0 . từ xa do Hội Hàng không vũ trụ Việt Nam nghiên cứu, chế Lựa chọn thuật toán tốc độ gradient ở dạng vi phân tạo. Các thông số của UAV-70V gồm đặc trưng hình học; như sau: đặc trưng khối lượng - quán tính - định tâm và đặc trưng dk y khí động được thống kê cụ thể trong bảng 1.  γ1BTHey T Bảng 1. Thông số đặc trưng cho UAV - 70V dt (18) dk r Tham số Giá trị Đơn vị  γ 2BTHer T dt Chiều dài (l) 2707 mm Để tăng tính tác động nhanh, công thức (18) được bổ Khối lượng (m) 56,5 kg sung và viết lại như sau: Chiều cao (h) 713 mm dk y d T Diện tích cánh (S) 1,05 m2  γ1BTHey T  γ 3 (B Hey T ) dt dt (19) Sải cánh (la) 3000 mm dk r d  γ 2BTHer T  γ 4 (BTHer T ) Dây cung khí động trung bình (ba) 350 mm dt dt Tốc độ bay hành trình (Vk) 40 m/s Trong đó: các hệ số γ1 , γ 2 , γ 3 , γ 4 tùy chọn thỏa mãn Mô men quán tính Jx 5,1 kgm2 γ1  0, γ 2  0, γ 3  0, γ 4  0 . Mô men quán tính Jy 33,55 kgm2 Đối tượng hiệu chỉnh tổng quát Mô men quán tính Jz 31 kgm2 ym y m  Am ym  Bm r Lclh 1,357 m r  e u y XT  XF -0,15 kr y  Ay  Bu hdc 0.4 m kr ky Để tăng tính trực quan, thấy rõ chất lượng của BĐK, ky nhóm tiến hành so sánh đáp ứng của UAV-70V khi sử d dụng BĐK thích nghi và BĐK PID tổng hợp theo thuật k y   1 BT HeyT   3 ( BT HeyT ) dt toán sau: . .  kr   2 B T Her T   4 d ( BT Her T ) uc  K p .h  hct   K d .h hct  dt   t Thuật toán thích nghi  K i .  h  hct .dt  uyo  K oz .ω z Hình 2. Sơ đồ cấu trúc hệ điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc 0 độ gradient với mô hình tham chiếu tường minh Các hệ số Kp, Kd, Ki - tương ứng với các hệ số tỷ lệ, hệ 4. KẾT QUẢ số vi phân và hệ số tích phân của BĐK PID. Các hệ số Kp, Từ mô hình động lực học vòng điều khiển kín UAV Kd, Ki, Koz được lựa chọn bằng cách sử dụng công cụ tối ưu trong kênh đứng tiến hành mô phỏng trong môi trường hóa Simulink Response Optimization với các giá trị: Matlab Simulink như hình 3. Kp = 1,0299; Ki = 0,2725; Kd = 0,9388; Koz = 1,2231. Vol. 61 - No. 1 (Jan 2025) HaUI Journal of Science and Technology 49
  5. KHOA HỌC CÔNG NGHỆ https://jst-haui.vn P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 Khảo sát, so sánh chất lượng của hai BĐK trong trường hợp UAV trong chế độ bay bằng và có nhiễu động gió tác động. Mô phỏng thực hiện khi UAV đang bay bằng ở độ cao 300m với tốc độ hành trình (Vk = 40m/s). Tại thời điểm t = 15s, nhiễu gió tác động có biên độ thay đổi trong hai trường hợp: Wy0 = 5m/s và Wy0 =7m/s, thổi từ dưới lên. b) Wy0 = 7m/s Hình 4. Kết quả đánh giá đáp ứng của UAV khi có nhiễu gió bậc thang tác động với biên độ Wy0 Kết quả mô phỏng cho thấy rằng, tại cùng một độ cao khi có nhiễu gió đứng bậc thang tác động, UAV sử dụng BĐK thích nghi cho sai lệch độ cao điều chỉnh nhỏ hơn BĐK PID. Biên độ của nhiễu động ảnh hưởng đến an toàn bay của UAV. Khi nhiễu gió tác động có biên độ thay đổi (lớn hơn), UAV sử dụng BĐK PID có thể vẫn được duy trì được độ cao nhưng góc tấn thất tốc vượt quá giới hạn cho phép dẫn đến UAV bị mất an toàn bay. Trong khi đó, UAV sử dụng BĐK thích nghi duy trì tốt theo độ cao mong muốn, các giá trị góc tấn thất tốc và quá tải đứng đều nằm trong khoảng giới hạn cho phép, đảm bảo an toàn bay a) Wy0 = 5m/s cho UAV. 5. KẾT LUẬN Bài báo trình bày kết quả mô phỏng mô hình vòng điều khiển kín trên máy bay không người lái khi sử dụng bộ điều khiển thích nghi và so sánh với bộ điều khiển PID truyền thống. Kết quả chỉ rõ ưu điểm của BĐK thích nghi so với BĐK kinh điển PID trong điều kiện có nhiễu động gió tác động với sai số điều chỉnh nhỏ, thời gian xác lập nhanh, góc tấn thất tốc và qua tải đứng nằm trong giới 50 Tạp chí Khoa học và Công nghệ Trường Đại học Công nghiệp Hà Nội Tập 61 - Số 1 (01/2025)
  6. P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY hạn cho phép do đó có thể mở rộng phạm vi hoạt động của UAV. Từ các kết quả mô phỏng ta thấy rằng, BĐK thích nghi được đề xuất trong bài báo hoàn toàn có thể mở rộng áp dụng cho UAV trong các quỹ đạo chuyển động phức tạp khác nhau với độ chính xác cao. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. 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. [2]. Hamel T., Mahoney R., Lozano R., Ostrowski J., "Dynamic modelling and configuration stabilization for an X4-flyer," In 2002 IFAC 15th Triennial World Congress, Barcelona, Spain, Barcelona, Spain, 2002. [3]. 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. [4]. 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. [5]. Nguyễn Đức Cương, Mô hình hóa và mô phỏng chuyển động của các khí cụ bay tự động. NXB Quân đội nhân dân, Hà Nội, 2002. [6]. Hai Yang Chao, Yong Can Cao, Yang Quan Chen, "Autopilots for Small Unmanned Aerial Vehicles A Survey," International Journal of Control, Automation and Systems, 8, ,36-44, 2010. AUTHORS INFORMATION Nguyen Trong Ha1, Dao Sy Luat2, Tran Xuan Tinh1, Nguyen Van Bien1, Nguyen Trung Minh1 1 Air Defense - Air Force Academy, Vietnam 2 Dong Nai University, Vietnam Vol. 61 - No. 1 (Jan 2025) HaUI Journal of Science and Technology 51
ADSENSE

CÓ THỂ BẠN MUỐN DOWNLOAD

LV.15: Bộ Đồ Án Tốt Nghiệp Chuyên Ngành Cơ Khí
65 tài liệu
2438 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 ©2025 TaiLieu.VN. All rights reserved.

 

Đồng bộ tài khoản
36=>0