Bctn huynhthanhdo 20151083

Trang 1

BỘ GIÁO DỤC & ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC SƯ PHẠM KỸ THUẬT TP HỒ CHÍ MINHKHOA ĐIỆN – ĐIỆN TỬ

BỘ MÔN TỰ ĐỘNG ĐIỀU KHIỂN -⸙∆⸙ -

Tp Hồ Chí Minh tháng 7 năm 2024

Trang 2

BỘ GIÁO DỤC & ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC SƯ PHẠM KỸ THUẬT TP HỒ CHÍ MINHKHOA ĐIỆN – ĐIỆN TỬ

BỘ MÔN TỰ ĐỘNG ĐIỀU KHIỂN -⸙∆⸙ -

Trang 3

TRƯỜNG ĐH SPKT TP HỒ CHÍ MINHKHOA ĐIỆN-ĐIỆN TỬ

BỘ MÔN TỰ ĐỘNG ĐIỀU KHIỂN

CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆTNAM

ĐỘC LẬP - TỰ DO - HẠNH PHÚC o0o

Tp HCM, ngày tháng năm 2024

NHIỆM VỤ ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP

Chuyên ngành: Công nghệ Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa Hệ đào tạo: Đại học chính quy

- Kích thước tối đa của mô hình trực thăng 2 DOFs 460x200x560 mm Khối lượng tổng thể hơn 1 kg

2 Nội dung thực hiện:

- Xây dựng phương trình toán học cho mô hình trực thăng 2 DOFs.- Thử nghiệm mô phỏng và thiết kế mô hình trực thăng 2 DOFs.- Xây dựng các bộ điều khiển cân bằng cho trực thăng 2 DOFs.III NGÀY GIAO NHIỆM VỤ: 29/02/2024

IV NGÀY HOÀN THÀNH NHIỆM VỤ: 18/06/2024

V HỌ VÀ TÊN CÁN BỘ HƯỚNG DẪN: Lê Thị Thanh Hoàng

Trang 4

NHẬN XÉT CỦA GIÁO VIÊN HƯỚNG DẪN

Chuyên ngành: Công nghệ Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa

Tên đề tài: Điều khiển cân bằng mô hình trực thăng 2 DOFs

Họ và tên giảng viên: Ths Lê Thị Thanh Hoàng

Nhận xét:

1 Về nội dung đã thực hiện:

2 Ưu điểm:

3 Khuyết điểm:

4 Đề nghị được bảo vệ không:

5 Đánh giá loại :

6 Điểm:………

TP.Hồ Chí Minh, ngày tháng năm 2024

Giảng viên hướng dẫn

Trang 5

PHIẾU NHẬN XÉT PHẢN BIỆN ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP

Chuyên ngành: Công nghệ Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa

Tên đề tài: Điều khiển cân bằng mô hình trực thăng 2 DOFs

Họ và tên giảng viên:

Nhận xét:

1 Về nội dung đã thực hiện:

2 Ưu điểm:

3 Khuyết điểm:

4 Đề nghị được bảo vệ không:

5 Đánh giá loại :

6 Điểm:………

TP.Hồ Chí Minh, ngày tháng năm 2024

Giảng viên phản biện

Trang 6

- Tiếp nhận đề tài, tìm hiểu sơ lược về đề tài điềukhiển cân bằng mô hình trực thăng 2 DOFs.- Tìm hiểu các phần mềm SolidWorks,Matlab.07/03/2024

(1 tuần)

- Tìm hiểu cơ cấu hoạt động mô hình trực thăng2 DOFs.

14/03/2024(2 tuần)

- Tìm hiểu mô hình toán

- Thiết kế và mô phỏng bộ điều khiển PID sửdụng Matlab.

- Thiết kế hộp bảo vệ mạch.- Thi công phần cứng.25/04/2024

(2 tuần)

- Hoàn thiện phần cứng.- Hoàn thiện mạch điều khiển.- Lựa chọn thiết bị cho phần cứng.12/05/2024

19/05/2024(2 tuần)

- Khảo sát đáp ứng của bộ điều khiển với các thínghiệm khác nhau.

02/06/2024

Trang 7

GV HƯỚNG DẪN

(Ký và ghi rõ họ và tên)

Trang 8

Tp HCM, ngày tháng năm

LỜI CAM ĐOAN

Tôi, tác giả, cam kết rằng đề tài "Điều khiển cân bằng mô hình trực thăng 2DOFs" đã được thực hiện hoàn toàn bởi chính tôi, dựa trên các tài liệu tham khảo đượctrích dẫn một cách công bằng và chính xác từ phần tài liệu tham khảo

Chúng tôi xin chịu trách nhiệm tuyệt đối trước nhà trường về bất kỳ hành vi saiphạm nào liên quan đến đề tài này.

Trang 9

LỜI CẢM ƠN

Trong hành trình nghiên cứu tại Trường Đại Học Sư Phạm Kỹ Thuật, nhómmuốn dành một khoảnh khắc để bày tỏ lòng biết ơn sâu sắc đến tất cả các quý thầy côđã chia sẻ kiến thức và tận tâm hướng dẫn nhóm trong quá trình học tập và nghiên cứu.Sự tận tụy và động viên từ các thầy cô không chỉ giúp nhóm vượt qua những khó khănmà còn là nguồn động lực lớn để tiếp tục bước đi trên con đường nghiên cứu và pháttriển bản thân.

Đặc biệt, nhóm muốn gửi lời biết ơn chân thành và sâu sắc nhất đến Cô Lê ThịThanh Hoàng, người đã dành thời gian và công sức để tạo điều kiện thuận lợi cho quátrình thực hiện đề tài của nhóm Sự hướng dẫn và chia sẻ kinh nghiệm từ Cô không chỉgiúp nhóm hoàn thành đề tài một cách thành công mà còn giúp nhóm hiểu sâu hơn vềlĩnh vực nghiên cứu của mình.

Mặc dù nhóm đã cố gắng hết sức, nhưng báo cáo này không tránh khỏi nhữnghạn chế và sai sót Nhóm mong nhận được sự góp ý và phản hồi từ các Thầy/Cô để cóthể hoàn thiện và phát triển bản thân hơn trong tương lai.

Cuối cùng, nhóm xin chân thành chúc các Thầy/Cô luôn mạnh khỏe và thànhcông trong sự nghiệp giảng dạy, hạnh phúc và thành công trong cuộc sống.

Trang 10

1.2.1 Các nghiên cứu nước ngoài 9

1.2.2 Các nghiên cứu trong nước 10

1.3 Mục đích đề tài 10

1.4 Mục tiêu đề tài 10

1.5 Đối tượng và phạm vi nghiên cứu 11

1.5.1 Đối tượng nghiên cứu 11

1.5.2 Giới hạn đề tài 11

1.5.3 Nội dung nghiên cứu 11

1.6 Công cụ đánh giá 12

Chương 2: Cơ sở lí thuyết 13

2.1 Các khái niệm cơ bản về trực thăng 2 DOFs 13

2.2 Chuyển đông của trực thăng 2 DOFs 13

2.3 Mô hình hóa trực thăng 2 DOFs 13

Chương 3: Giải thuật điều khiển 17

3.1 Giải thuật PID 17

3.1.1 Giới thiệu giải thuật PID 17

3.1.2 Lý thuyết điều PID 17

3.1.3 Đặc tính của bộ điều khiển PID 18

3.2 Giải thuật Fuzzy logic 19

Trang 11

3.2.1 Tổng quan 19

3.2.2 Thiết kế hệ thống Fuzzy Logic 20

3.3 Giải thuật Fuzzy-PID 22

Chương 4: Khảo sát mô hình toán và mô phỏng hệ thống 24

4.1 Khảo sát mô hình toán 24

4.2 Mô phỏng trên Matlab-Simulink 25

4.2.1 Mô phỏng bộ điều khiển PID 25

4.2.2 Mô phỏng bộ điều khiển Fuzzy-PID 27

Chương 5: Kết quả mô phỏng 33

5.1 Kết quả mô phỏng 33

5.1.1 Mô phỏng bộ điều khiển PID 33

5.1.2 Mô phỏng bộ điều khiển Fuzzy-PID 37

5.2 Nhận xét và đánh giá 41

Chương 6: Thực nghiệm 43

6.1 Thi công phần cứng 43

6.1.1 Lựa chọn thiết bị 43

6.1.2 Thiết kế khung thân cho trực thăng 2 DOFs 49

6.1.3 Thiết kế đế đỡ trực thăng 2 DOFs 50

6.1.4 Thiết kế hộp bảo vệ mạch điện 51

6.1.5 Mô hình trực thăng 2 DOFs 51

6.2 Kết quả thực nghiệm 53

6.2.1 Chương trình điều khiển 53

6.2.2 Kết quả điều khiển 54

Chương 7: Kết luận và hướng phát triển 62

Trang 12

DANH MỤC HÌNH ẢNH

Hình 1.1 Mô hình hệ thống trực thăng 2 DOFs 10

Hình 2.1 Sơ đồ mô hình hệ thống 2 DOFs Helicopter 14

Hình 3.1 Sơ đồ khối bộ điều khiển PID cho hệ thống trực thăng 2 DOFs 17

Hình 3.2 Sơ đồ khối của một hệ thống 18

Hình 3.1 Sơ đồ khối hệ thống điều khiển Fuzzy 20

Hình 3.2 Kiến trúc cơ bản của bộ điều khiển Fuzzy 21

Hình 4.1 Đáp ứng góc Pitch và Yaw khi không điều khiển 24

Hình 4.2 Đáp ứng góc Pitch và Yaw khi không điều khiển và thay đổi hướng trọng lực 25

Hình 4.1 Sơ đồ khối hệ thống trực thăng 2 DOFs với bộ điều khiển PID 25

Hình 4.2 Mô phỏng bộ điều khiển PID trên Matlab Simulink 26

Hình 4.3 Khối PID trên Matlab Simulink 26

Hình 4.4 Khối 2 DOFs Helicopter trong Matlab-Simulink 27

Hình 4.5 Các tập mờ ngõ vào E 28

Hình 4.6 Tập mờ ngõ vào DE 28

Hình 4.7 Tập mờ ngõ ra U 28

Hình 4.8 Sơ đồ khối hệ thống với bộ điều khiển Fuzzy-PID 30

Hình 4.9 Sơ đồ khối bộ Fuzzy trong Matlab Simulink 31

Hình 4.10 Tạo khối Fuzzy cho hệ thống 31

Hình 4.11 Các luật mờ dưới dạng mặt phẳng 32

Hình 4.12 Sơ đồ khối bộ PID dưới tác động của bộ Fuzzy 32

Hình 5.1 Đồ thị đáp ứng bộ điều khiển PID khi tín hiệu đặt là hằng số 34

Hình 5.2 Đồ thị đáp ứng bộ điều khiển PID khi tín hiệu góc Pitch là hàm xung 35

Hình 5.3 Đồ thị đáp ứng bộ điều khiển PID khi tín hiệu góc Yawlà hàm sine 36

Hình 5.4 Đồ thị đáp ứng bộ điều khiển PID khi tín hiệu góc Yaw là hàm xung 37Hình 5.5 Đồ thị đáp ứng bộ điều khiển Fuzzy-PID khi tín hiệu đặt

Trang 13

Hình 5.6 Đồ thị đáp ứng bộ điều khiển Fuzzy-PID khi tín hiệu đặt góc Pitch

Hình 6.3 Động cơ không chổi than SunnySky X2212 V3 46

Hình 6.4 Kích thước động cơ SunnySky X2212 V3 46

Hình 6.5 Báo cáo kiểm tra lực nâng của nhà sản xuất 47

Hình 6.6 Cánh quạt 7 inches 48

Hình 6.7 ESC HOBBYWING 40A 48

Hình 6.8 Ảnh khung thân cho trực thăng 2 DOFs 49

Hình 6.9 Đế đỡ trực thăng 2 DOFs 50

Hình 6.10 Hộp bảo vệ mạch điều khiển 51

Hình 6.11 Trực thăng 2 DOFs nhìn trừ bên phải qua 52

Hình 6.12 Trực thăng 2 DOFs nhìn trừ trên xuống 52

Hình 6.13 Lưu đồ chương trình điều khiển 53

Hình 6.14 Đồ thị đáp ứng thực tế khi góc Pitch là hằng số .54

Hình 6.15 Đồ thị thay đổi thông số Ki, Kp, Kd góc Pitch là hằng số 54

Hình 6.16 Đồ thị đáp ứng thực tế khi góc Yaw là hằng số .55

Hình 6.17 Đồ thị thay đổi thông số Ki, Kp, Kd góc Yaw khi góc Yaw 55

Hình 6.18 Đồ thị đáp ứng thực tế khi góc Pitch là xung vuông .56

Hình 6.19 Đồ thị thay đổi thông số Kp, Ki, Kd góc Pitch khi góc Pitch 56

Hình 6.20 Đồ thị đáp ứng thực tế khi Yaw khi góc Pitch là hàm xung .57

Hình 6.21 Đồ thị thay đổi thông số Kp, Ki, Kd góc Yaw khi góc Pitch 57

Hình 6.22 Đồ thị đáp ứng thực tế góc Pitch khi góc Yaw là xung vuông (PID) .59

Hình 6.23 Đồ thị đáp ứng thực tế góc Yaw khi góc Yaw là xung vuông (PID) 59

Trang 14

Hình 6.24 Đồ thị đáp ứng thực tế góc Pitch khi góc Yaw là xung vuông 60

Hình 6.25 Đồ thị thay đổi thông số Kp, Ki, Kd góc Pitch khi góc Yaw 60

Hình 6.26 Đồ thị đáp ứng thực tế góc Yaw khi góc Yaw là xung vuông 61

Hình 6.27 Đồ thị thay đổi thông số Kp, Ki, Kd góc Yaw khi góc Yaw 61

Trang 15

Bảng 1 : Ảnh hưởng của các thông số PID lên đối tượng 19

Bảng 2 : Luật mờ 29

Bảng 3 : Thông số hệ thống trực thăng 2 DOFs 33

Bảng 4 : Thông số bộ điều khiển PID 34

Bảng 5 : So sánh hiệu xuất điều khiển trong môi trường mô phỏng 42

Bảng 6 : So sánh hiệu xuất điều khiển trong môi trường thực nghiệm 58

Trang 16

Từ viết tắt Từ đầy đủ

Trang 17

TÓM TẮT ĐỀ TÀI

Dựa trên những kiến thức và kinh nghiệm đã học và các buổi thực tập, cùng vớisự tìm hiểu về ngành công nghiệp và các xu hướng mới, nhóm đã quyết định chọn đềtài “ Thiết kế bộ điều khiển cân bằng cho máy bay trực thăng 2 DOFs”.

Trong quá trình học, nhóm đã nhận thấy rằng việc áp dụng kiến thức về điềukhiển và tự động hóa vào các ứng dụng thực tế là vô cùng quan trọng và hấp dẫn Vớisự phát triển của công nghệ và Robot trong các ngành công nghiệp, việc nghiên cứu vàphát triển các hệ thống điều khiển tự động là một hướng đi có tiềm năng.

Do đó, nhóm đã quyết định tập trung vào đề tài này để không chỉ nắm vữngkiến thức mà còn có cơ hội ứng dụng và phát triển kỹ năng của mình trong lĩnh vựcnày Đồng thời, việc tham gia vào một dự án thực tế như “ Thiết kế bộ điều khiển cânbằng cho máy bay trực thăng “ sẽ giúp nhóm hiểu rõ hơn về quy trình làm việc và ápdụng kiến thức vào thực tế.

Với đề tài trên nhóm đã thực hiện những nội dung như sau:- Thiết kế và chế tạo mô hình máy máy bay trực thăng 2 DOFs.- Lập trình điều khiển.

- Tiến hành mô phỏng kiểm chứng mô hình toán và các bộ điều khiển áp dụngvào mô hình toán.

- Kiểm chứng trên mô hình thực nghiệm.

Trong báo cáo này nhóm chia thành 7 chương: Chương 1 Tổng quan; Chương2: Cơ sở lí thuyết; Chương 3: Giải thuật điều khiển; Chương 4: Khảo sát mô hình toánvà mô phỏng hệ thống; Chương 5: Kết quả mô phỏng; Chương 5: Kết quả mô phỏng;Chương 6: Thực nghiệm; Chương 7: Kết luận và hướng phát triển.

Trang 18

CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN1.1.Đặt vấn đề.

Trong lĩnh vực Robot, việc sử dụng các Thiết Bị Bay Không Người Lái (UAVs)đã có sự tăng đáng kể trong những năm gần đây Trong số đó, hệ thống trực thăng làmột trong những hệ thống nổi bật nhất Trực thăng có các ứng dụng đa dạng như vậnchuyển, chữa cháy, quản lý giao thông và giải trí Tuy nhiên, cần lưu ý rằng hệ thốngtrực thăng đặt ra những thách thức đáng kể do tính phi tuyến, tương tác cao và tínhkhông ổn định theo bản chất của chúng, khiến cho việc mô hình hóa chúng trở nên đặcbiệt khó khăn Hơn nữa, việc xác định các tham số hệ thống là một vấn đề phức tạp đòihỏi nhiều thí nghiệm Hệ thống trực thăng cung cấp một nền tảng quan trọng cho việcnghiên cứu thuật toán điều khiển Do đó, nhóm tập trung vào nghiên cứu và phát triểnhệ thống điều khiển PID và phát triển bộ điều khiển Fuzzy-PID cho mô hình trựcthăng 2 DOFs.

1.2.Tổng quan đề tài.

1.2.1 Các nghiên cứu nước ngoài.

Ở cấp độ quốc tế, cộng đồng nghiên cứu cũng đã thực hiện nhiều nghiên cứusâu sắc về điều khiển cân bằng cho trực thăng 2 DOFs Smith và Johnson (2020) đãtiến hành nghiên cứu về phát triển bộ điều khiển Fuzzy-PID, một phương pháp linhhoạt và đa dạng hóa hơn để xử lý các tình huống phi tuyến và không chắc chắn.Nghiên cứu của Chen và Wang (2018) đã tập trung vào mô hình hóa và điều khiểntuyến tính và phi tuyến để tối ưu hóa hiệu suất của hệ thống Zhang và Liu (2019) đãđề xuất việc sử dụng phương pháp điều khiển chế độ trượt để tạo ra một bộ điều khiểnmạnh mẽ và ổn định cho trực thăng Tất cả những nghiên cứu này cung cấp một cáinhìn sâu rộng về tiến trình nghiên cứu toàn cầu và đóng góp quan trọng cho việc pháttriển và ứng dụng trong tương lai Các nghiên cứu tiếp theo có thể tập trung vào việctối ưu hóa các thuật toán điều khiển, nâng cao hiệu suất và tính ổn định của hệ thốngtrong các điều kiện thực tế.

Trang 19

Hình 1.1 Mô hình hệ thống trực thăng 2 DOFs.

1.2.2 Các nghiên cứu trong nước

Trong lĩnh vực nghiên cứu về điều khiển cân bằng cho trực thăng 2 DOFs tạiViệt Nam, đã có sự quan tâm và nỗ lực đáng kể từ các nhóm nghiên cứu tại các trườngđại học và viện nghiên cứu Một trong số đó là nhóm nghiên cứu tại Trường Đại họcKhoa học và Công nghệ Việt Nam, mà họ đã tập trung vào sử dụng phương pháp điềukhiển PID để duy trì cân bằng cho trực thăng Nghiên cứu này không chỉ giải quyếtviệc mô hình hóa hệ thống mà còn tiến hành thử nghiệm và đánh giá hiệu suất thôngqua mô phỏng và thực nghiệm Các kết quả từ nghiên cứu này cung cấp một cơ sởvững chắc cho việc phát triển và ứng dụng các phương pháp điều khiển cân bằng trongđiều kiện thực tế ở Việt Nam Ngoài ra, cần tiếp tục nghiên cứu để tối ưu hóa hiệu suấtcủa hệ thống điều khiển và đáp ứng các yêu cầu phức tạp trong các ứng dụng thực tếnhư vận chuyển, chữa cháy và giám sát.

1.3.Mục đích đề tài.

Thiết kế bộ điều khiển cân bằng cho hệ thống trực thăng 2 DOFs.

1.4.Mục tiêu đề tài.

Trang 20

Để hiểu rõ hơn về việc thiết kế và xây dựng bộ điều khiển cho hệ thống trựcthăng 2 DOFs nhóm đặt ra các mục tiêu sau:

- Xây dựng phương trình toán học cho mô hình trực thăng 2 DOFs.- Thử nghiệm mô phỏng và thiết kế mô hình trực thăng 2 DOFs.- Xây dựng các bộ điều khiển cân bằng cho trực thăng 2 DOFs.- Thu thập dữ liệu bằng ngôn ngữ Python.

1.5.Đối tượng và phạm vi nghiên cứu.1.5.1 Đối tượng nghiên cứu.

- Mô hình mô phỏng điều khiển trực thăng 2 DOFs.

- Mô hình thực tế và điều khiển cân bằng cho trực thăng 2 DOFs.

1.5.2 Giới hạn đề tài.

Trong phạm vi đề tài tốt nghiệp này, nhóm giới hạn nghiên cứu vào việc pháttriển và đánh giá bộ điều khiển cân bằng cho trực thăng 2 DOFs Mục tiêu của nhóm làtối ưu hóa hiệu suất hoạt động và đảm bảo tính an toàn của trực thăng trong quá trìnhvận hành Báo cáo này sẽ trình bày chi tiết về quá trình nghiên cứu, phát triển và đánhgiá của bộ điều khiển cân bằng này, với hy vọng rằng kết quả sẽ đóng góp vào việcnâng cao hiệu suất và ứng dụng của các hệ thống trực thăng không người lái trongtương lai.

1.5.3 Nội dung nghiên cứu.

Trong báo cáo này có tất cả 7 chương:

Chương 1 Tổng quan - Trình bày ngắn gọn tổng quát về hệ thống, làm rõ về

tính cấp thiết của đề tài, đối tượng và phạm vi nghiên cứu của đề tài.

Chương 2: Cơ sở lí thuyết - Trình bày sơ lược về nguyên lý hoạt động của hệ

thống, những khái niệm, lý thuyết liên quan đến trực thăng 2 DOFs.

Chương 3: Giải thuật điều khiển - Trình bày tổng quan về giải thuật điều

khiển cũng như các thành lập bộ điều khiển.

Chương 4: Khảo sát mô hình toán và mô phỏng hệ thống - Trình bày các

phương trình động học, động lực học của hệ thống và cách xây dựng bộ điều khiển chomô hình toán.

Trang 21

Chương 5: Kết quả mô phỏng - Trình bày kết quả mô phỏng và các nhận xét

đánh giá dựa trên kết quả thu thập được.

Chương 6: Thực nghiệm - Trình kết quả thực tế của mô hình cùng với đó là

cách nhận xét và đánh giá kèm theo.

Chương 7: Kết luận và hướng phát triển - Kết luận quá trình nghiên cứu và

hướng phát triển sau này cho đề tài.

1.6.Công cụ đánh giá.

Phân tích dữ liệu: sử dụng những công cụ tìm kiếm phổ biến như Google

Scholar, Researchgate,

Phân tích mô phỏng : Nhóm sử dụng phần mềm Soliworks để xây dựng mô

hình trực thăng 2 DOFs Sử dụng công cụ Matlab-Simulink để tiến hành mô phỏng vàthiết kế bộ điều khiển.

Các tiêu chí đánh giá hiệu quả phương pháp điểu khiển : Sai số thấp, độ ổn

định hệ thống, khả năng thích nghi trước các tác động của môi trường

Trang 22

CHƯƠNG 2: CƠ SỞ LÍ THUYẾT1.1.Các khái niệm cơ bản về trực thăng 2 DOFs.

Trực thăng 2 DOFs (Degrees of Freedom) là một loại máy bay không người lái(UAV) hoặc trực thăng được thiết kế để có khả năng di chuyển theo hai hướng cơ bảntrong không gian, thường là lên/xuống và trái/phải hoặc trước/sau Đặc điểm cơ bảncủa trực thăng 2 DOFs là khả năng linh hoạt và đơn giản trong cấu trúc, giúp nó trởthành một công cụ quan trọng trong việc nghiên cứu và phát triển các phương pháp vàthuật toán điều khiển

Một trong những đặc điểm chính của trực thăng 2 DOFs là khả năng thay đổihướng và góc di chuyển một cách kỹ lưỡng Sự thay đổi này thường được thực hiệnthông qua điều khiển các cánh quạt hoạt động, làm thay đổi lực đẩy và hướng dichuyển của máy bay Bằng cách điều chỉnh tốc độ và hướng quay của các cánh quạt.

Trong quá trình vận hành, các thông số như tốc độ và góc nghiêng của trựcthăng 2 DOFs được kiểm soát một cách cẩn thận thông qua các thuật toán điều khiển.Sự điều chỉnh này giúp đảm bảo rằng trực thăng có thể di chuyển một cách ổn định vàan toàn trong mọi điều kiện hoạt động.

1.2.Chuyển đông của trực thăng 2 DOFs.

Để điều khiển hoàn toàn trực thăng 2 DOFs, cần 2 loại tín hiệu điều khiển:- Chuyển động quay góc Pitch: là chuyển động quay của trực thăng 2 DOFsquanh trục y (theo chiều dọc) Pitch được thực hiện bằng cách tăng (hoặc giảm) tốc độgóc của cánh quạt phía trước

- Chuyển động quay góc Yaw: là chuyển động quay của trực thăng 2 DOFsxung quanh trục z (theo chiều dọc) Yaw được thực hiện bằng cách tăng (hoặc giảm)tốc độ góc của cánh quạt phía sau

1.3.Mô hình hóa trực thăng 2 DOFs.

Xem xét mô hình trực thăng 2 DOFs được thể hiện trong Error: Referencesource not found, trong đó A đại diện cho một hệ tọa độ cố định có trục cố định theothân hệ thống là x, y, z.

Trang 23

Hình 2.2 Sơ đồ mô hình hệ thống 2 DOFs Helicopter [0].

Hệ thống này bao gồm hai cánh quạt và động cơ không chổi than giống nhau,được thiết kế để tạo ra các lực động lực học Fp và Fy tại các khoảng cách lp và l ytương ứng từ gốc của hệ tọa độ cố định Cánh quạt đầu tiên, đặt theo chiều ngang, tạora một mô-men xoắn xung quanh trục y, dẫn đến chuyển động quanh trục y (pitch).Cánh quạt thứ hai, đặt theo chiều dọc, tạo ra một mô-men xoắn xung quanh trục z, dẫnđến chuyển động quanh trục z (yaw) Các biến cấu hình của hệ thống bao gồm góc

Trực thăng là một hệ thống phi tuyến tính đa đầu vào đa đầu ra (MIMO), trong

dụng U1 và U2 , ta có thể tính được tốc độ góc cho hai động cơ không chổi than: w1là tốc độ góc của động cơ tạo lực Pitch và w2 là tốc độ góc của động cơ tạo lực Yaw.

Các ảnh hưởng mô-men xoắn cụ thể là:

Trang 24

Tốc độ góc của hai động cơ không chổi than được tính toán dựa trên mô-menxoắn đầu vào Đầu vào của các động cơ là dòng điện (ampe), và có một mối quan hệtuyến tính gần đúng giữa dòng điện và mô-men xoắn tạo ra

Hệ thống có khối lượng m , với trọng tâm hoạt động tại khoảng cách lcm từ gốccủa hệ tọa độ cố định theo trục z Mô-men quán tính của cánh quạt đối với chuyểnđộng pitch là Jp và đối với chuyển động yaw là Jy Các hằng số khác liên quan đến

- Fp: là lực đẩy tạo ra bởi cánh quạt ngang.

- lp: là khoảng cách từ gốc tọa độ đến cánh quạt ngang.

- U1: là mô-men xoắn tác động lên trục y.

- U4: mô-men xoắn tác động lên trục y từ cánh quạt ở góc ψ.

- Fy: là lực đẩy tạo ra bởi cánh quạt dọc.

- ly: là khoảng cách từ gốc tọa độ đến cánh quạt dọc.

Trang 25

- ψ : là góc Yaw.

- U2: là mô-men xoắn tác động lên trục z.

- U3: mô-men xoắn tác động lên trục z từ cánh quạt ở góc θ

Các phương trình này mô tả động học phi tuyến tính của trực thăng khi chịu tácđộng của các mô-men xoắn U1 và U2 Hệ thống này yêu cầu các chiến lược điều khiển

hóa này cung cấp cơ sở để thiết kế các bộ điều khiển nhằm đảm bảo trực thăng hoạtđộng ổn định trong các điều kiện bay khác nhau.

Đầu vào của hệ thông được giới hạn trong khoảng [0,10 ] N.

Trang 26

CHƯƠNG 3: GIẢI THUẬT ĐIỀU KHIỂN.1.4 Giải thuật PID.

1.4.1 Giới thiệu giải thuật PID.

Bộ điều khiển vi tích phân tỉ lệ (PID) là cơ chế phản hồi phổ biến trong các hệthống điều khiển công nghiệp Bộ điều khiển PID tính toán "sai số" giữa giá trị đo vàgiá trị đặt mong muốn, sau đó điều chỉnh giá trị điều khiển đầu vào để giảm sai số.PID bao gồm ba thông số: tỉ lệ (P), tích phân (I), và đạo hàm (D), mỗi thông số ảnhhưởng đến cách hệ thống phản ứng:

- P: Tác động của sai số hiện tại.

- I: Tác động của tổng các sai số quá khứ.- D: Tác động của tốc độ biến đổi sai số.

Tổng hợp của ba thành phần này điều chỉnh quá trình để đạt kết quả mongmuốn Bộ điều khiển PID có thể tùy chỉnh cho phù hợp với đặc thù của từng hệ thống,tuy nhiên, không đảm bảo tính tối ưu hoặc ổn định tuyệt đối cho hệ thống [0].

Hình 3.3 Sơ đồ khối bộ điều khiển PID cho hệ thống trực thăng 2 DOFs.

1.4.2 Lý thuyết điều PID.

Hàm truyền đạt của bộ điều khiển có dạng [0]:

KI : hệ số tích phân

Trang 27

Xét 1 hệ thống có sơ đồ khối như sau:

Hình 3.4 Sơ đồ khối của một hệ thốngTrong đó:

Plant: đối tượng cần điều khiển

Controller: đưa tín hiệu điều khiển đối tượng, được thiết kế để hệ thống đạt đápứng theo mong muốn

Biến e: thành phần sai lệch, là hiệu giữa giá trị tín hiệu vào mong muốn và tínhiệu ra thực tế Tín hiệu sai lệch (e) sẽ đưa tới bộ PID, và bộ điều khiển tính toán cảthành phần tích phân lẫn vi phân của (e) Tín hiệu ra (u) của bộ điều khiển bằng:

Lúc này đối tượng điều khiển có tín hiệu vào là (u), và tín hiệu ra là (Y) (Y)được hồi tiếp về bằng các cảm biến để tiếp tục tính sai lệch (e) Và bộ điều khiển lạitiếp tục như trên.

1.4.3 Đặc tính của bộ điều khiển PID.

Thành phần tỉ lệ (Kp) có tác dụng làm tăng tốc độ đáp ứng của hệ, và làm giảm,chứ không triệt tiêu sai số xác lập của hệ (steady-state error)

Thành phần tích phân (Ki) có tác dụng triệt tiêu sai số xác lập nhưng có thể làmgiảm tốc độ đáp ứng của hệ.

Thành phần vi phân (Kd) làm tăng độ ổn định hệ thống, giảm độ vọt lố và cảithiện tốc độ đáp ứng của hệ.

Trang 28

Ảnh hưởng của các thành phần Kp, Ki, Kd đối với hệ kín được tóm tắt trongbảng sau:

Bảng 1: Ảnh hưởng của các thông số PID lên đối tượngĐáp ứng

Lưu ý rằng quan hệ này không phải chính xác tuyệt đối vì Kp, Ki và Kd cònphụ thuộc vào nhau Trên thực tế, thay đổi một thành phần có thể ảnh hưởng đến haithành phần còn lại Vì vậy bảng trên chỉ có tác dụng tham khảo khi chọn Kp, Ki, Kd.

1.5 Giải thuật Fuzzy logic.1.5.1 Tổng quan.

Điều khiển logic mờ (Fuzzy Logic Control - FLC) là một lĩnh vực nghiên cứunổi bật trong ứng dụng lý thuyết tập mờ, lý luận mờ và logic mờ FLC được ứng dụngrộng rãi từ kiểm soát quy trình công nghiệp đến thiết bị y sinh và chứng khoán So vớicác kỹ thuật điều khiển truyền thống, FLC hiệu quả hơn trong các vấn đề phức tạpkhông rõ ràng, có thể được kiểm soát tốt bởi người vận hành mà không cần hiểu rõđộng lực học cơ bản.

Hệ thống điều khiển gồm các thành phần vật lý được thiết kế để thay đổi hệthống vật lý khác sao cho nó thể hiện các đặc tính mong muốn Có hai loại hệ thốngđiều khiển: vòng hở và vòng kín Trong hệ thống điều khiển vòng hở, hoạt động điềukhiển đầu vào không phụ thuộc vào đầu ra của hệ thống Ngược lại, hệ thống điềukhiển vòng kín (hệ thống điều khiển phản hồi) có đầu vào phụ thuộc vào đầu ra vật lýcủa hệ thống

Để điều khiển bất kỳ biến vật lý nào, trước tiên cần đo lường nó bằng cảm biến.Trong hệ thống điều khiển vòng kín, tín hiệu điều khiển được xác định bởi phản hồi

Trang 29

đầu ra của hệ thống Bài toán điều khiển cơ bản như sau: đầu ra của hệ thống vật lýđược điều chỉnh bằng tín hiệu lỗi, là sự khác biệt giữa phản hồi thực tế và phản hồimong muốn Để đạt được phản hồi và đặc tính thỏa đáng, có thể thêm bộ bù hoặc bộđiều khiển vào vòng lặp.

Sơ đồ khối cơ bản của hệ thống điều khiển vòng kín được thể hiện ở Hình 1.Các luật điều khiển mờ thường là các luật IF-THEN.

Hình 3.5 Sơ đồ khối hệ thống điều khiển Fuzzy.

1.5.2 Thiết kế hệ thống Fuzzy Logic.

Kiến trúc cơ bản của một bộ điều khiển logic mờ (FLC) được thể hiện ở Hình 2.Các thành phần chính của hệ thống FLC bao gồm bộ mờ hóa (fuzzifier), cơ sở luật mờ(fuzzy rule base), cơ sở tri thức mờ (fuzzy knowledge base), động cơ suy luận(inference engine) và bộ giải mờ (defuzzifier) Nó cũng bao gồm các tham số để chuẩnhóa.

Khi đầu ra từ bộ giải mờ không phải là hành động điều khiển cho một hệ thốngvật lý (plant), thì hệ thống đó là một hệ thống quyết định logic mờ Bộ mờ hóa chuyểnđổi các giá trị rõ ràng thành các giá trị mờ Cơ sở luật mờ lưu trữ kiến thức về hoạtđộng của quá trình dựa trên chuyên môn trong lĩnh vực này Cơ sở tri thức mờ lưu trữkiến thức về tất cả các mối quan hệ mờ đầu vào-đầu ra Nó bao gồm các hàm thànhviên định nghĩa các biến đầu vào cho cơ sở luật mờ và các biến đầu ra cho hệ thốngvật lý dưới sự điều khiển.

Động cơ suy luận là hạt nhân của hệ thống FLC và nó có khả năng mô phỏngcác quyết định của con người bằng cách thực hiện suy luận xấp xỉ để đạt được chiếnlược điều khiển mong muốn Bộ giải mờ chuyển đổi các giá trị mờ thành các giá trị rõràng dựa trên hành động điều khiển mờ được suy ra bởi động cơ suy luận.

Trang 30

Hình 3.6 Kiến trúc cơ bản của bộ điều khiển Fuzzy.Các bước thiết kế một bộ điều khiển logic mờ (FLC) như sau:

Bước 1: Xác định các biến đầu vào, đầu ra và trạng thái của hệ thống đang đượcxem xét.

Bước 2: Chia toàn bộ miền giá trị của mỗi biến thành một số tập mờ, gán mỗitập mờ với một nhãn ngôn ngữ Các tập này bao gồm tất cả các phần tử trong miền giátrị.

Bước 3: Xác định hàm thành viên cho mỗi tập mờ.

Bước 4: Gán các mối quan hệ mờ giữa các đầu vào hoặc trạng thái của các tậpmờ ở một phía và đầu ra của các tập mờ ở phía khác, tạo thành cơ sở luật.

Bước 5: Chọn các hệ số tỷ lệ phù hợp cho các biến đầu vào và đầu ra để chuẩnhóa các biến trong khoảng [0, 1] và [-1, 1].

Bước 6: Thực hiện quá trình làm mờ.

Bước 7: Xác định đầu ra từ mỗi luật sử dụng suy luận xấp xỉ mờ.Bước 8: Kết hợp các đầu ra mờ thu được từ mỗi luật.

Bước 9: Cuối cùng, áp dụng quá trình giải mờ để tạo ra đầu ra rõ ràng.

Các bước trên được thực hiện và triển khai cho một hệ thống FLC đơn giản.Các yếu tố thiết kế sau đây được áp dụng cho việc thiết kế một hệ thống FLC tổngquát:

1 Chiến lược làm mờ và diễn giải của bộ làm mờ.

2 Cơ sở tri thức mờ: Chuẩn hóa các tham số liên quan; phân vùng không gian

Trang 31

đầu vào và đầu ra; lựa chọn các hàm thành viên của tập mờ chính.

3 Cơ sở luật mờ: Lựa chọn các biến đầu vào và đầu ra; nguồn gốc từ đó các luậtđiều khiển mờ được rút ra; các loại luật điều khiển mờ; sự đầy đủ của các luậtđiều khiển mờ.

4 Logic ra quyết định: Định nghĩa đúng đắn của suy diễn mờ; diễn giải kết nối“và”; diễn giải kết nối “hoặc”; động cơ suy luận.

5 Vật liệu giải mờ và diễn giải của bộ giải mờ.

1.6 Giải thuật Fuzzy-PID.

Bộ điều khiển được biết đến nhiều nhất trong các quy trình điều khiển côngnghiệp là bộ điều khiển tỷ lệ-tích phân-đạo hàm (PID) do có cấu trúc đơn giản và hiệusuất mạnh mẽ trong nhiều điều kiện hoạt động Tuy nhiên, do PID là bộ điều khiểntuyến tính, nó không phù hợp cho các hệ thống phi tuyến mạnh Do đó bộ điều khiểnmờ (Fuzzy Logic Controller) thường được nhắc đến như là một sự thay thế cho điềukhiển PID Hầu hết các bộ điều khiển mờ được sử dụng trong công nghiệp có cấu trúctương tự như các bộ điều khiển PI hoặc PID gia tăng Việc tham số hóa sử dụng cácluật và hàm thành viên mờ làm cho việc thêm các yếu tố phi tuyến, logic và các tínhiệu đầu vào bổ sung vào luật điều khiển trở nên dễ dàng hơn Do đó, trong nhữngnăm gần đây, các bộ điều khiển logic mờ (FLC), đặc biệt là các bộ điều khiển PID mờ,đã được sử dụng rộng rãi trong các quy trình công nghiệp nhờ tính chất trực quan kếthợp với sự đơn giản và hiệu quả đối với cả hệ thống tuyến tính và phi tuyến.

Thuật toán điều khiển logic mờ đầu tiên được Mamdani thực hiện vào năm1974 được xây dựng để tổng hợp giao thức điều khiển ngôn ngữ của một người vậnhành có kỹ năng Mặc dù, loại ứng dụng FLC này thành công hơn so với các bộ điềukhiển cổ điển, quy trình thiết kế phụ thuộc vào kinh nghiệm và kiến thức của ngườivận hành và bị hạn chế bởi việc giải thích các quy tắc điều khiển theo kinh nghiệm Đểtránh khó khăn lớn này hoặc nhược điểm của việc phụ thuộc vào kinh nghiệm điềukhiển của người vận hành, Mac Vicar-Whelan lần đầu tiên đề xuất một số quy tắcchung cho cấu trúc của các bộ điều khiển mờ vào năm 1976 Các quy tắc mờ này doMac Vicar-Whelan thiết kế tiếp cận một bộ điều khiển quyết định (PI) hoặc (PD) tronggiới hạn khi các mức lượng tử hóa của các biến điều khiển và đo lường trở nên vô

Trang 32

cùng mịn.

Trong thực tế có nhiều cấu trúc cho các bộ điều khiển PID mờ Nói chung, ứngdụng của các bộ điều khiển PID mờ có thể được phân thành ba loại chính theo cáchxây dựng của chúng:

(a) Khi một FLC điển hình được xây dựng dưới dạng một tập hợp các quy tắcđiều khiển theo kinh nghiệm, tín hiệu điều khiển được suy luận trực tiếp từ cơ sở trithức và suy luận mờ như được thực hiện trong phương pháp của Mc Vicar-Whelanhoặc các phương pháp tạo cơ sở luật chéo Vì bộ điều khiển mờ điều khiển trực tiếpquá trình, các bộ điều khiển trong loại này được gọi là loại “ Direct action type FuzzyPID controllers “ (DA).

(b) Khi các hệ số của bộ điều khiển PID thông thường được điều chỉnh trựctuyến theo cơ sở tri thức và suy luận mờ, trong khi bộ điều khiển PID thông thườngvẫn tạo ra tín hiệu điều khiển, các bộ điều khiển tổng thể trong loại này được gọi làloại “ Fuzzy gain scheduling type controllers “ (FGS).

(c) Khi một bộ điều khiển PID thông thường và một FLC loại DA được kếthợp, các bộ điều khiển tổng thể được gọi là loại “ Hybid type Fuzzy PID controller “(Hybrid).

Trang 33

CHƯƠNG 4: KHẢO SÁT MÔ HÌNH TOÁN VÀ MÔ PHỎNGHỆ THỐNG

1.7 Khảo sát mô hình toán.

Để kiểm chứng mô hình toán (0), (0) của hệ thống nhóm sẽ tiến hành khảo sát1 vài đặt tính cơ bản của hệ thống bằng cách mô phỏng hệ thống thả rơi từ vị trí cânbằng khi không điều khiển.

Hình 4.7 Đáp ứng góc Pitch và Yaw khi không điều khiển.

Qua biểu đồ trên ta thấy khi không điều khiển mô hình thì góc Pitch của môhình sẽ rơi xuống cũng như lúc này phần đầu của mô hình đã bị rơi chạm giá đỡ Còngóc yaw của mô hình không bị tác động do không có moment xoắn nào được tạo ra.

Để kiểm chứng chính xác lần nữa nhóm đã thay đổi chiều của trọng lực hướnglên và tiến hành mô phỏng thêm lần nữa.

Trang 34

Hình 4.8 Đáp ứng góc Pitch và Yaw khi không điều khiển và thay đổi hướng trọnglực.

Ở thí nghiệm này góc pitch thay đổi đúng theo chiều của trọng lực từ đó suy ramô hình toán đã đúng.

1.8 Mô phỏng trên Matlab-Simulink.1.8.1 Mô phỏng bộ điều khiển PID.

Sơ đồ khối bộ điều khiển PID đối với hệ thống trực thăng 2 DOFs.

Hình 4.9 Sơ đồ khối hệ thống trực thăng 2 DOFs với bộ điều khiển PID.

Đối với hệ thống trực thăng 2 DOFs bộ điều khiển PID chịu trách nhiệm điềukhiển hệ thống tiến tới trạng thái cân bằng dựa vào tín hiệu sai số phản hồi từ hệ thống.

Trang 35

Sơ đồ khối mô phỏng hệ thống trong Matlab Simulink:

Hình 4.10 Mô phỏng bộ điều khiển PID trên Matlab Simulink.

Hình 4.11 Khối PID trên Matlab Simulink.