Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi nâng cao an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện nhiễu động gió

Bạn đang xem bản rút gọn của tài liệu. Xem và tải ngay bản đầy đủ của tài liệu tại đây (365.15 KB, 7 trang )

(1)<div class='page_container' data-page=1>

ỨNG DỤNG BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI NÂNG CAO AN TOÀN 
BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRONG ĐIỀU KIỆN NHIỄU ĐỘNG GIĨ

Đặng Cơng Vụ1*, Lê Thanh Phong1, Nguyễn Đức Thành2,
Đặng Võ Công2, Lê Mạnh Tuyến3

Tóm tắt: Trong bài báo này, các tác giả đã sử dụng thuật tốn điều khiển thích 
nghi có mơ hình theo dõi theo tín hiệu quá tải đứng kết hợp với thuật toán điều 
khiển tốc độ bay để điều khiển máy bay không người lái (UAV) bay trong điều kiện 
có nhiễu động gió đứng. Kết quả khảo sát trên máy tính với mơ hình UAV giả định 
cho thấy, việc ứng dụng bộ điều khiển thích nghi theo tín hiệu quá tải và điều khiển 
theo tốc độ rất có hiệu quả, giảm được đáng kể quá tải đứng và góc tấn, cho phép 
nâng cao được độ an tồn bay của UAV.

Từ khóa: Nhiễu động gió, Máy bay khơng người lái, Điều khiển thích nghi.

1. ĐẶT VẤN ĐỀ

Ngày nay, các loại UAV cỡ nhỏ được quan tâm, phát triển với số lượng lớn,
được ứng dụng rất rộng rãi trong cả lĩnh vực dân sự và quân sự. Đặc điểm quan
trọng của các loại UAV cỡ nhỏ là kích thước và tốc độ nhỏ, nên có tải trọng riêng
trên một m2 cánh nhỏ (G/S nhỏ) và bay với góc tấn lớn. Do vậy, nhiễu động gió có
ảnh hưởng rất lớn tới chuyển động của UAV. Đây là nguyên nhân có thể dẫn tới
chế độ bay nguy hiểm (bay với góc tấn gần tới hạn và/hoặc hệ số quá tải gần giới
hạn chịu tải của kết cấu máy bay), cũng có thể dẫn tới tai nạn khi bay ở độ cao thấp
[4]. Điều này hạn chế đáng kể đến khả năng sử dụng an toàn của UAV trong điều
kiện có nhiễu động gió. Do đó, trong điều kiện có nhiễu động gió, việc bảo đảm an
tồn bay của UAV luôn được đặt lên hàng đầu: đảm bảo độ bền kết cấu thân cánh
máy bay và không để góc tấn quá lớn.

</div>
(2)<div class='page_container' data-page=2>

2. ẢNH HƯỞNG CỦA NHIỄU ĐỘNG GIÓ

ĐẾN CHUYỂN ĐỘNG DỌC CỦA UAV

Xuất phát từ hệ phương trình vi phân chuyển động dọc của thiết bị bay [1]:

0 0

cos sin

sin cos

cos ; sin ; ;

k

a

k a

z

z z

k k z

dV

m T X G

dt
d

mV T Y G

dt
d

M
dt

dx dy d

V V

dt dt dt

 

 


     
  
  
 

 



  



 
 
 
  

     





(1)

Lực nâng, lực cản và mơ men chúc ngóc được tính như sau:
2
. .
2
r
a ya
V

Y C  S;

2
. .
2
r
a xa

V

X C  S;

. . .

r

z z a

V

M m  S l (2)
Với hệ số lực nâng (Cya) và hệ số lực cản (Cxa) của UAV và hệ số mô men
không thứ nguyên (mz ) phụ thuộc góc tấn: Cxa Cx0 Cx . 2 Cx . c2

 

 

   ;

. .

ya y y c

C CC ; 0

. c. z.

z z z z c z z

m m mm  m 

Khi khơng có gió vecto khơng tốc Vr trùng với vecto địa tốc Vk, UAV bay với
góc tấn . Khi có nhiễu động gió Vr lệch so với Vk một góc w (hình 1).

Trong trường hợp chung vecto gió

W có hướng và cường độ tùy ý theo
thời gian và trong không gian. Tuy
nhiên, thành phần gió thổi thẳng đứng
từ dưới lên có ảnh hưởng lớn nhất đến
độ an toàn bay của UAV [4], trong
phạm vi bài báo này chỉ xét gió thổi
thẳng đứng từ dưới lên trong mặt phẳng
đứng (wo) và UAV bay bằng

( ). Hình 1. Ảnh hưởng của gió đến góc tấn.

Độ lớn của khơng tốc Vr và góc tấn của UAV được xác định theo biểu thức:

2 2

r k

V  V W ;  0w, với w

k
W
arctg

V

  (3)

Quá tải đứng được tính theo  : a
y

T sin Y

n

mg
 

</div>
(3)<div class='page_container' data-page=3>

Như vậy, khi có nhiễu động gió tác động làm cho góc tấn  và khơng tốc Vrcủa
UAV thay đổi dẫn tới lực khí động Xa, Ya và mơ men chúc ngóc Mz thay đổi, do đó
dẫn tới tốc độ góc zsẽ thay đổi.

Các mơ hình gió được sử dụng trong bài báo này:

- Mơ hình gió bậc thang

Đối với mơ hình bậc thang của trường gió thẳng đứng được biểu diễn như sau [4]:
*

o o

y *

yo o o

0 khi x x
W

W khi x x

 


 






(5)

Với *
o

x là tọa độ điểm bắt đầu có gió, Wyo= const là một giá trị khảo sát của
trường gió đứng.

- Mơ hình gió đứng theo tiêu chuẩn châu Âu (JAR-VLA):

Hiện tại các tiêu chuẩn để cấp chứng chỉ khả phi (airworthiness certification)
cho UAV trên thế giới chưa có, vì vậy ta sẽ sử dụng mơ hình gió theo tiêu chuẩn
JAR-VLA dùng cho máy bay có người lái siêu nhẹ để khảo sát. Mơ hình gió có
dạng như sau [5]:



*



o o

0
y

2 x x

W

W 1 cos

2 L



  

 

 

 

 

(6)



*



o o

x x – quãng đường bay được của máy bay từ khi có gió, m; W0 – biên độ
gió, m/s; L - quy mơ nhiễu động gió, m. Trong bài báo [2] tác giả đã chỉ ra: góc tấn
lớn nhất và hệ số quá tải đứng lớn nhất (độ an toàn bay của UAV) thay đổi theo
quy mơ nhiễu động gió.

3. MƠ HÌNH VỊNG ĐIỀU KHIỂN KÍN CỦA UAV CỠ NHỎ GIẢ ĐỊNH

Sơ đồ khối vịng điều khiển kín của UAV được trình bày trên hình 2.

Hình 2. Sơ đồ khối vịng điều khiển kín của UAV.

- Mơ hình đối tượng điều khiển (UAV cỡ nhỏ)

</div>
(4)<div class='page_container' data-page=4>

của UAV là khá nhỏ vì vậy có thể bỏ qua độ cong, chuyển động quay của Trái đất
và bỏ qua sự tiêu hao nhiên liệu. Các hệ số khí động được xác định bằng phần
mềm ANSYS CFX [6], dựa trên giải số hệ phương trình Navier-Stock bằng
phương pháp thể tích hữu hạn. Các hệ số hiệu quả của các cánh lái c

z

m và các đạo
hàm khí động khác z

z

m ,mz được tính bằng phương pháp xốy rời rạc tuyến tính
[7]. Các đặc trưng khối lượng – quán tính - định tâm của UAV giả định được xác
định trực tiếp từ hình vẽ ba chiều của nó bằng phần mềm 3D INVENTOR.

- Mơ hình các cảm biến

Giả thiết rằng UAV được trang bị các cảm biến lý tưởng đo tọa độ, vận tốc, độ
cao bay, tư thế trong không gian, các vận tốc góc và các quá tải mà khơng có sai số
tĩnh và động, nghĩa là tất cả các cảm biến đo lường các tham số chuyển động của
UAV được mô phỏng bằng các khâu khuếch đại lý tưởng.

- Mơ hình cơ cấu chấp hành

Giả thiết rằng UAV được trang bị các cơ cấu chấp hành dưới dạng các bộ truyền
động điện vơ cấp có vận tốc góc quay cánh lái tối đa hạn chế, khơng vượt q 200
độ/s, cịn qn tính của chúng được mơ phỏng bằng khâu qn tính có hằng số thời
gian Tqt = 0,015s.

- Thuật toán điều khiển

Trong bài báo này xét UAV đang bay bằng ổn định, khi có nhiễu động gió tác
động theo phương thẳng đứng từ dưới lên, UAV chuyển sang thuật tốn điều khiển
thích nghi theo tín hiệu quá tải để giảm quá tải đứng, độ cao sẽ phải tăng dần. Vì
vậy, để duy trì tốc độ, cửa ga cũng phải tăng theo một thuật toán nhất định.

+ Thuật toán điều khiển ổn định độ cao khi chưa có gió: Khi chưa có nhiễu
động gió, UAV bay bằng ổn định, các tham số của mơ hình động lực học của UAV
ít thay đổi, tác giả sử dụng thuật toán điều khiển PID [2].









t

. .

dk 1 p th ct d th ct i th ct cbb oz z

0

K . H H K . H H K . H H .dt k .

          

 



(7)

Trong đó: cbb - giá trị cân bằng của góc lệch cánh lái độ cao khi bay bằng;
z

 - tốc độ góc quanh trục Oz; koz – hệ số cản dịu của kênh dọc; Hth – độ cao thực
của UAV khi bay; Hct – độ cao theo chương trình.

Các hệ số Kp, Kd, Ki – tương ứng với các hệ số tỷ lệ, hệ số vi phân và hệ số tích
phân của bộ điều khiển PID “kinh điển”. Trong bài báo, các hệ số Kp=2.3935,

Kd=1.879, Ki=3.81, koz=1.2231 được lựa chọn bằng cách sử dụng công cụ tối ưu

hóa Simulink Response Optimization trong Simulink.

</div>
(5)<div class='page_container' data-page=5>

dk 2 cbb k .oz z ny

     (8)

Trong đó: ny - Tín hiệu điều khiển được tạo ra từ bộ điều khiển thích nghi có
mơ hình theo dõi theo quá tải đứng ny.

Xét bộ điều khiển thích nghi có mơ hình theo dõi (MRAC):

Hình 3. Sơ đồ cấu trúc tổng quát hệ kín sử dụng

MRAC.

Trong đó: Gm(s) – hàm truyền
đạt mẫu; ym – Tín hiệu ra của
hàm truyền đạt mẫu;

y – tín hiệu ra của đối tượng
điều khiển;

yct – Tín hiệu theo chương
trình;

u – Tín hiệu điều khiển;

p – Tham số hiệu chỉnh;

e(t)=y(t)-ym(t).

Nguyên tắc làm việc của bộ điều khiển thích nghi MRAC như sau: Để hệ kín,
bao gồm đối tượng điều khiển và bộ điều khiển, ln có chất lượng mong muốn thì
bộ điều khiển cần phải được thiết kế và hiệu chỉnh thường xuyên sao cho tín hiệu
đầu ra y(t) của hệ kín ln giống như đầu ra ym(t) của mơ hình mẫu:

m m

y ( t ) y(t)  e(t)=y(t)-y ( t )0 (9)
Như vậy, phải thiết kế cơ cấu thay đổi tham số bộ điều khiển (hiệu chỉnh tham
số p)để ln có được mối quan hệ (9) và điều này phải không được phụ thuộc vào
sự thay đổi bên trong đối tượng. Hơn nữa bộ điều khiển thích nghi phải đảm bảo
được tính ổn định cho hệ thống.

Phương pháp sử dụng để hiệu chỉnh tham số p cho bộ điều khiển để đạt được
mục đích điều khiển (9) là sử dụng phương pháp hiệu chỉnh theo luật MIT [3]:

Phương pháp hiệu chỉnh bộ điều khiển thỏa mãn mục đích điều khiển (9) đơn
giản nhất là tìm ra được

t 0

lim e( t ) 0

  , tức là chỉ phải thay đổi vecto tham số bộ
điều khiển, ký hiệu chung lại là vecto p, sao cho: Nếu e0 thì phải giảm e(t),
tức là phải thay đổi p để de 0

dt  ; Ngược lại, khi e0 thì phải tăng e(t), tức là
phải thay đổi p để de 0

dt  . Như vậy, chỉ cần tạo ra được sai lệch e(t) và
de
dt khác
dấu nhau:

de

e 0

</div>
(6)<div class='page_container' data-page=6>

Vì: de e dp

dt p dt




 , do vậy, để đạt được mục đích (10) chỉ cần thay đổi p để [3]:

T

dp e

e

dt  p

 
   


 

hoặc

T

dp e

sgn( e )

dt  p

 

   


 

(11)
Công thức (11) gọi là Luật hiệu chỉnh MIT ( Trong đó: 0).

Trên cơ sở đó ta sẽ xây dựng bộ điều khiển thích nghi có mơ hình theo dõi theo
q tải đứng. Dùng luật hiệu chỉnh MIT để hiệu chỉnh cho bộ điều khiển là một
khâu khuếch đại kny. Mục đích điều khiển là:

y y _ mm

e( t )n n 0 (12)

Trong đó: ny _ mm - Q tải đứng được tạo ra từ mơ hình mẫu; ny – Quá tải đứng
của UAV. Giá trị ny đo được nhờ cảm biến gia tốc kế.

Hàm truyền đạt mẫu G ( s )m được chọn ở dạng lý tưởng nhất là một khâu quán
tính với hằng số thời gian Tqt tương đương với hằng số thời gian của khâu máy lái
(Tqt=0.015s) [2], như vậy: m

qt

1 1

G ( s )

T s 1 0.015s 1

 

  .

Cơ cấu chỉnh định:
T

y y _ mm y _ mm

dp e

e =- ( n n )n

dt  p 

 

    


 

(13)

Khi đó tín hiệu điều khiển được đưa ra từ bộ điều khiển thích nghi tín hiệu:
ny k ( nny y ny _ ct) - ( ny ny _ mm)ny _ mm dt

   



  (14)

Trong đó: ny_ct – Quá tải đứng theo chương trình, với ny_ct=1 .

Từ công thức (14) ta thấy rằng: thành phần thứ nhất k ( nny yny _ ct) là vòng điều
khiển phản hồi mạch chính, thể hiện tính phản ứng nhanh của hệ thích nghi tín
hiệu. Thành phần thứ hai



- ( n yny _ mm)ny _ mm dt tác động chậm hơn.

+ Thuật tốn điều khiển tốc độ: Để đảm bảo duy trì tốc độ bay cho UAV, đặc
biệt là khi UAV thay đổi độ cao cần thiết phải có bộ điều khiển tốc độ [2], thuật
toán điều khiển tốc độ chính là điều khiển cửa ga hay điều khiển lực kéo T của
cánh quạt. Thuật toán điều khiển tốc độ:







0 V k bb



max T max

T  K K . V V .T K .T (15)

Hệ số KT K0K . VV



kVbb



phải thỏa mãn: 0KT 1

</div>
(7)<div class='page_container' data-page=7>

4. KẾT QUẢ KHẢO SÁT VÀ NHẬN XÉT

Trên cơ sở lý thuyết và mơ hình đã nghiên cứu trong mục 3, tiến hành mơ
phỏng vịng điều khiển kín chuyển động dọc của UAV trên máy tính bằng cơng cụ
Simulink. Sơ đồ mơ phỏng vịng điều khiển kín UAV được trình bày trên hình 4.

Hình 4. Sơ đồ mơ phỏng vịng điều khiển kín của UAV trong chuyển động dọc.

Hình 5. Sơ đồ mơ phỏng thuật tốn MRAC

hiệu chỉnh theo luật MIT.

Hình 6. Sơ đồ mơ phỏng vịng điều

khiển tốc độ.

Để kiểm tra độ ổn định của chương
trình điều khiển thích nghi theo q tải, sử
dụng mơ hình gió bậc thang của trường gió
thẳng đứng và đánh giá phản ứng của máy
bay: Khi có gió bậc thang tác động với
biên độ Wyo=5m/s, theo lý thuyết sẽ tính
được số gia ban đầu của góc tấn
o
r arctg(Wy0 V ) Wk y0 Vk 0.125( rad ) 7

    

(ở đây Vk = 40 m/s là tốc độ hành trình của
UAV). Kết quả này rất phù hợp với phản
ứng của UAV trên hình 7.

Hình 7. Quá tải đứng và góc tấn khi

có gió đứng bậc thang tác động.

</div>