Bài viết đề xuất phối hợp hệ thống điều khiển cuốn chiếu và hệ thống hiệu chỉnh dự báo tối ưu. Phương pháp cuốn chiếu được sử dụng để thiết kế bộ điều khiển danh định, bảo đảm tính ổn định bay và bám sát hiệu quả. Phương pháp dự báo tối ưu được sử dụng để tiến hành thiết kế bộ hiệu chỉnh. Lượng hiệu chỉnh tính toán được sẽ bổ sung cho bộ điều khiển danh định.
Kỹ thuật Điều khiển – Tự động hóa PHỐI HỢP ĐIỀU KHIỂN CUỐN CHIẾU VÀ HIỆU CHỈNH DỰ BÁO TỐI ƯU ĐỂ BÁM SÁT QUỸ ĐẠO CHO UAV BIẾN HÌNH Lê Ngọc Giang1*, Nguyễn Đức Việt1,2, Trần Xuân Tình1,2, Phạm Dũng Nghĩa1 Tóm tắt: Thiết kế cánh máy bay truyền thống tạo hình dạng cấu hình với hiệu suất tối ưu điều kiện bay Khi khỏi điều kiện thiết lập, hiệu suất giảm đáng kể Máy bay không người lái (UAV) biến hình loại máy bay đa dụng biến đổi hình dạng, cấu trúc hình học để làm thay đổi hiệu suất khí động nhằm thích ứng với môi trường nhiệm vụ mới; Để đảm bảo độ ổn định bay UAV biến hình, báo đề xuất phối hợp hệ thống điều khiển chiếu hệ thống hiệu chỉnh dự báo tối ưu Phương pháp chiếu sử dụng để thiết kế điều khiển danh định, bảo đảm tính ổn định bay bám sát hiệu Phương pháp dự báo tối ưu sử dụng để tiến hành thiết kế hiệu chỉnh Lượng hiệu chỉnh tính tốn bổ sung cho điều khiển danh định Từ kết mô ta thấy góc nghiêng quỹ đạo bám sát tốt tín hiệu đặt q trình biến hình cánh máy bay, hệ thống điều khiển bay đáp ứng tốt yêu cầu tính bền vững tính tác động nhanh Từ khóa: Máy bay khơng người lái biến hình; Điều khiển chiếu; Hiệu chỉnh dự báo tối ưu ĐẶC TÍNH ĐỘNG CỦA UAV BIẾN HÌNH Với việc áp dụng số ứng dụng ngành hàng không, hàng loạt máy hình xuất hiện, chẳng hạn máy bay khơng người lái biến hình, máy bay cánh cụp cánh xoè SU-22 Biến hình bay ảnh hưởng xấu đến đặc tính động máy bay Q trình biến hình dẫn đến thay đổi tính phi tuyến lực khí động mơ-men xoắn, làm tăng độ bất định mơ hình, ổn định bay bị ảnh hưởng nhiều Để đáp ứng yêu cầu chất lượng bay, hệ thống điều khiển bay thiết kế cần đảm bảo ổn định bay trình biến hình Trong báo này, tác giả đề xuất phối hợp phương pháp chiếu hiệu chỉnh dự báo để điều khiển bám sát góc nghiêng quỹ đạo máy hình Hình UAV biến hình cánh cụp cánh xoè, sử dụng nghiên cứu mơ Hình1 Máy hình cánh cụp cánh x Hệ phương trình chuyển động góc UAV biến hình [1] là: = mV QSw(CL0 +CLδe δe )+Tsinα - mgcosγ - FIz + mV QSwCLα α = mV -QSw(CL0 +CLα α+CLδe δe )-Tsinα+mgcosγ+FIz +q qc I y q - Sx gcosθ+QSwcA(Cm0 +Cmαα+Cmq A )+TZT +MIy + QSwcACmδe δe q= 2V Iy Iy q (1a) Trong đó, γ góc nghiêng Roll, α góc chúc ngóc Pitch, θ góc hướng Yaw, q tốc độ góc hướng, m khối lượng máy bay, g gia tốc trọng trường, V tốc độ bay, Sx 42 L N Giang, …, P D Nghĩa, “Phối hợp điều khiển chiếu … cho UAV biến hình.” Nghiên cứu khoa học công nghệ moment tĩnh dọc theo trục x, Iy mơ men qn tính theo trục y, T lực đẩy song song với trục x, ZT vị trí đặt lực đẩy Q = ρV2/2 mật độ khơng khí, Sw diện tích tham chiếu cánh, cA độ dài hình học trung bình cánh, δe góc cánh lái Lực qn tính FIz moment quay MIy gây trình biến hình CL0 hệ số lực nâng góc công gốc, CLα CLδe hệ số lực nâng với α δe Khi có biến đổi góc x cánh (góc Wing sweep), diện tích tham chiếu cánh Sw độ dài hình học trung bình cánh cA thay đổi Đây tham số đặc trưng cho tính biến hình UAV, có ảnh hưởng trực tiếp làm thay đổi lực nâng, lực cản, moment khí động tác động tới UAV Để tổng hợp điều khiển backstepping trước hết cần đưa hệ phương trình (1a) dạng truyền ngược chặt sau: γ = f1 (γ)+ g1 α α = f (γ,α)+ g q 2 q = f (γ,α,q)+ g δe θ = q (1b) Trong đó, f1,2,3(.) ; g1,2,3 thơng số hệ thống Vì giá trị xác tham số hệ thống thông số khí động học khơng biết q trình bay thực tế, hệ thống bị ảnh hưởng nhiễu bên ngồi tác động d1,2,3(t), phương trình (1b) biểu diễn dạng phi tuyến tính sau: = f10 (γ) + g10 α + Δ1 (γ) γ f10 (γ)+ Δf1 (γ)+(g10 + Δg1 ).α + d1 (t) α f (γ,α)+ Δf (γ,α)+(g + Δg ).q + d (t) = f 20 (γ,α) + g 20 q + Δ2 (γ,α) 20 20 2 q f 30 (γ,α,q)+ Δf (γ,α,q)+(g 30 + Δg )δe + d (t) = f 30 (γ,α,q)+ g 30 δe + Δ3 (γ,α,q) θ q ( 2) Trong f10(.), f20(.), f30(.), g10, g20, g30 tham số hệ thống danh định biết, ∆f1,2,3(.), ∆g1,2,3 tham số không xác định phi tuyến hệ thống, ∆1(.), ∆2(.), ∆3(.) số hạng không xác định tổng qt khơng tuyến tính hệ Trong mục ứng dụng kỹ thuật Backstepping để giải phương trình đầu hệ (2) THIẾT KẾ BỘ ĐIỀU KHIỂN CUỐN CHIẾU Giả thiết 1: Các biến trạng thái điều khiển thu phép đo Tồn số biết D∆>0 thỏa mãn Δi . D i = 1, 2, Định nghĩa: γ = γ - γd ; α = α - αd ; q = q - qd (3) Trong γd tín hiệu đặt góc nghiêng, αd qd tín hiệu điều khiển ảo, γ sai số bám góc nghiêng, α q sai số bám tín hiệu điều khiển ảo Giả thiết 2: γd d hàm bị chặn Xét phương trình vi phân đầu hệ phương trình (2), tín hiệu điều khiển ảo là: αd = 1 -k1γ - f10 (γ)+ γd ; qd = -k2 α - f 20 (γ,α)+ αd g10 g 20 Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san FEE, 08 - 2018 (4) 43 Kỹ thuật Điều khiển – Tự động hóa Xét phương trình vi phân vận tốc góc hệ phương trình (2), tín hiệu điều khiển thực là: δe = -k3 q - f30 (γ,α,q)+ qd g 30 ( 5) Trong k1,2,3> tham số thiết kế Hàm Lyapunov đạo hàm nó: 1 Vn = γ2 + α + q2 2 + αα + qq = -k1γ + γΔ (γ) + -k2 α + αΔ (γ,α) + -k3 q + qΔ (γ,α,q) Vn = γγ 2 Sử dụng giả thiết bất đẳng thức XY X + Y , ta có: 2 1 1 1 Vn - k1 - γ2 - k2 - α - k3 - q2 + DΔ2 2 2 2 ( 6) 1 Đặt: z1 = 2 k1 - , k2 - , k3 - z2 = DΔ2 2 2 Chọn k1, k2, k3 cho z1> Ta thấy z2>0 bị giới hạn Do đó: Vn -z1Vn +z2 ( 7) Theo phương trình (7), thấy sai số bám hội tụ tới vùng lân cận gốc với bán kính 2z2 / z1 Khi sai lệch mơ hình nhiễu loạn bên ngồi nhỏ, điều khiển chiếu đảm bảo ổn định bay Khi sai lệch mơ hình nhiễu loạn bên ngồi lớn, sai số bám tín hiệu đặt theo góc nghiêng tăng lên Đặc biệt q trình biến đổi hình dạng, sai số mơ hình nhiễu loạn ảnh hưởng lớn đến ổn định bay Dưới tiến hành thiết kế hiệu chỉnh, để bù cho điều khiển danh định, nhằm đảm bảo ổn định bay trình biến đổi hình dạng THIẾT KẾ BỘ HIỆU CHỈNH Ta ký hiệu vector trạng thái x sau: x = [x1 x2 x3 x4]T = [γ α q θ]T Sử dụng phương pháp Jacobian để tuyến tính hố hệ phương trình (2): Δx = A.Δx + B.(δer + δen - δe0 )+ b0 y = C.Δx (8) Trong Δx lượng tăng vectơ trạng thái đầy đủ x giá trị tham chiếu x0; δen đầu điều khiển; δer đầu hiệu chỉnh, δe0 góc lệch cánh lái, b0 sai lệch mơ hình nhiễu bên ngoài, C = [1 0 0], A B thay đổi theo thay đổi hình dạng cánh Độ lợi hiệu chỉnh tính theo thời gian thực khoảng thời gian hữu hạn dựa công thức (8) cho số sau giảm thiểu: tf J R = Δx T Q.Δx + R.δer2 dt δer t0 (9) Trong đó, tf t0 giới hạn miền thời gian hữu hạn, 44 L N Giang, …, P D Nghĩa, “Phối hợp điều khiển chiếu … cho UAV biến hình.” Nghiên cứu khoa học công nghệ Q giá trị trọng số sai số bám Q=P.CT.C, R giá trị trọng số lượng hiệu chỉnh thường chọn R=1, P nghiệm bán xác định dương phương trình vi phân Riccati: P.A + AT.P + Q.B.R-1.BT.P = Chọn luật hiệu chỉnh hồi tiếp trạng thái: δer = - K.Δx Với K = R-1.BT.P độ lợi hiệu chỉnh PHÂN TÍCH MƠ PHỎNG Bộ hiệu chỉnh trạng thái thực thuật toán gọi hiệu chỉnh dự báo RHO (Receding Horizon Optimal correction) Phương pháp hiệu chỉnh khơng có ưu điểm phương pháp tồn phương tuyến tính, mà dự đốn đặc tính đáp ứng mong muốn đối tượng RHO khơng đòi hỏi cao độ xác mơ hình, độ lợi hiệu chỉnh điều chỉnh thời gian thực cho trị sai lệch tín hiệu đặt góc nghiêng, để hạn chế tác động nhiễu bên sai lệch mơ hình Sơ đồ cấu trúc hệ thống thể hình ᵞd0 + - Bộ ĐK chiếu δen + δe0 δe Δx - C y δer K Bộ hiệu chỉnh RHO Hình Sơ đồ cấu trúc hệ thống Mô thực điều kiện bay: tốc độ V=35m/s; chiều cao h=1,5km Trong q trình bay, thơng số khí động học thay đổi điều kiện bay thay đổi cánh máy hình Các thơng số khí động học danh định lấy từ bảng tra cứu Để kiểm chứng tính bền vững hệ thống, sai số mơ hình 20% thêm vào thơng số khí động học danh định sử dụng tín hiệu nhiễu d3(t)=5sin(t) (°/s2) Tổng thời gian mô 40s Trong khoảng thời gian từ 14~27s, máy bay thay đổi hình dạng cánh để chuyển sang động Đường cong biến đổi cánh thể hình Hình Đường cong biến đổi góc cánh máy bay Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san FEE, 08 - 2018 45 Kỹ thuật Điều khiển – Tự động hóa Đường cong đáp ứng góc nghiêng thể hình Hình Đường cong phản ứng góc nghiêng Hình 4b phần mở rộng hình 4a khoảng thời gian từ 14 đến 36 giây cho thấy, có điều khiển chiếu, từ 14s bắt đầu thay đổi hình dạng cánh máy bay, sai số bám góc nghiêng biến đổi mạnh Khi thêm hiệu chỉnh RHO, góc nghiêng bám tốt tín hiệu đặt, khơng bị ảnh hưởng trình biến hình cánh KẾT LUẬN Điều khiển chiếu cho phép sử dụng hiệu đặc tính khơng tuyến tính vốn có hệ thống phi tuyến Bằng cách thiết lập hàm Lyapunov, điều khiển chiếu đệ quy với tín hiệu điều khiển ảo cuối có tín hiệu điều khiển thực Khi sai lệch mơ hình lớn, đặc biệt q trình biến đổi hình dạng, đặc tính động máy hình thay đổi nhiều, dùng điều khiển chiếu sai số bám hệ thống lớn Bộ hiệu chỉnh phản hồi dùng phương pháp dự báo tối ưu, nên khơng đòi hỏi độ xác cao mơ hình Trong báo này, tác giả đề xuất phối hợp điều khiển chiếu hiệu chỉnh dự báo để bám sát góc nghiêng quỹ đạo cho máy hình Bộ hiệu chỉnh tiến hành bù đầu điều khiển chiếu, đảm bảo ổn định bay máy hình trình thay đổi hình dạng, nâng cao tính bền vững tránh bị ảnh hưởng sai lệch mơ hình nhiễu loạn bên ngồi TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] ChenWei, Lu Jingchao, Wang Xiaoguang, “Design of a controller for morphing aircraft based on backstepping/RHO”, J Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, (2014), Vol 40, No.8, pp.1060-1065 [2] Yue T, Wang L X, Ai J Q, “Gain self-scheduled H∞ control for morphing aircraft in the wing transition process based on an LPV model”, J Chinese Journal of Aeronautics, (2013), Vol.26, No.4, pp.909-917 [3] Sonneveldt L, Chu Q P, Mulder J A, “Nonlinear flight control design using constrained adaptive backstepping”, J Journal of Guidance, Control, and Dynamics, (2007), Vol.30, No.2, pp.322-335 46 L N Giang, …, P D Nghĩa, “Phối hợp điều khiển chiếu … cho UAV biến hình.” Nghiên cứu khoa học cơng nghệ ABSTRACT A COMBINATION OF BACKSTEPPING CONTROL AND RECEDING HORIZON OPTIMAL CORRECTION TO TRAJECTORY TRACKING FOR MORPHING UAV Traditional aircraft wing designs create a shape and configuration with optimal performance for a single flight condition When the vehicle moves away from that set condition, performance can decline dramatically Morphing UAV is a multirole aircraft, it can changes a state, shape substantially to changes in geometry influence aerodynamic performance, to adapt to the mission environment; To ensure the flight stability of morphing UAV, the paper proposed a correction system combined with control system The nominal controller was designed by the backstepping technique, which was used to provide the basic flight stability as well as the tracking performance The correction device was designed by the receding horizon optimal algorithm The retrofit value was calculated to compensate for the nominal controller The simulation results show that the flight path angle can track the command signal regardless of morphing process, and the flight control system satisfies the requirements of real time and robustness Keywords: Morphing UAV; Backstepping control, Receding horizon optimal correction Nhận ngày 01 tháng năm 2018 Hoàn thiện ngày 10 tháng năm 2018 Chấp nhận đăng ngày 20 tháng năm 2018 Địa chỉ: Khoa Kỹ thuật sở, Học viện Phòng khơng – Khơng qn; Khoa Kỹ thuật điều khiển, Học viện Kỹ thuật quân * Email: lengocgianglinh@gmail.com Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san FEE, 08 - 2018 47 ... điều khiển chiếu sai số bám hệ thống lớn Bộ hiệu chỉnh phản hồi dùng phương pháp dự báo tối ưu, nên khơng đòi hỏi độ xác cao mơ hình Trong báo này, tác giả đề xuất phối hợp điều khiển chiếu hiệu. .. điều khiển chiếu hiệu chỉnh dự báo để bám sát góc nghiêng quỹ đạo cho máy hình Bộ hiệu chỉnh tiến hành bù đầu điều khiển chiếu, đảm bảo ổn định bay máy hình trình thay đổi hình dạng, nâng cao tính... bay, sai số bám góc nghiêng biến đổi mạnh Khi thêm hiệu chỉnh RHO, góc nghiêng bám tốt tín hiệu đặt, khơng bị ảnh hưởng q trình biến hình cánh KẾT LUẬN Điều khiển chiếu cho phép sử dụng hiệu đặc