Xây dựng bộ ổn định và thuật toán điều khiển bám quỹ đạo cho UAV cánh bằng tt

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ LÊ NGỌC LÂN C HUY XÂY DỰNG BỘ ỔN ĐỊNH VÀ THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN BÁM QUỸ ĐẠO CHO UAV CÁNH BẰNG Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển tự động hoá Mã số: 52 02 16 TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT HÀ NỘI - 2020 CƠNG TRÌNH ĐƯỢC HỒN THÀNH TẠI VIỆN KHOA HỌC VÀ CƠNG NGHỆ QN SỰ - BỘ QUỐC PHÒNG ACADEMY OF MIY SCIENCE AND TECHNOLOGY Người hướng dẫn khoa học: PGS.TS Nguyễn Vũ TS Hoàng Minh Đắc Phản biện 1: GS.TS Lê Hùng Lân Bộ Khoa học Công nghệ Phản biện 2: PGS.TS Phạm Trung Dũng Học viện Kỹ thuật quân Phản biện 3: PGS.TS Nguyễn Quang Hùng Viện Khoa học Công nghệ quân Luận án bảo vệ trước Hội đồng đánh giá luận án Tiến sĩ cấp Viện họp Viện Khoa học Công nghệ quân vào hồi ngày tháng năm 2020 Có thể tìm hiểu luận án tại: - Thư viện Viện Khoa học Công nghệ quân - Thư viện quốc gia Việt nam MỞ ĐẦU Đặt vấn đề Hướng tới mục tiêu sử dụng UAV vào nhiệm vụ chiến đấu quân đội, đặt cần nghiên cứu tổng hợp điều khiển bám quỹ đạo bay thực nhiệm vụ cho UAV, từ áp dụng kết nghiên cứu vào nhiệm vụ hoán cải phương tiện bay cũ thành UCAV thực nhiệm vụ chiến đấu đặc biệt: cơng kích (cảm tử lao vào) mục tiêu di động biển, mặt đất… Ở nước ta chưa có nghiên cứu vấn đề này, luận án tiến hành nghiên cứu nhằm giải vấn đề nêu Để giải vấn đề nêu trên, luận án theo cách tiếp cận sau: - Nghiên cứu phương tiện bay cánh tài liệu kỹ thuật máy bay chiến đấu để xây dựng mơ hình động học phi tuyến UAV cánh mơ hình rút gọn phục vụ cho việc tổng hợp “Bộ ổn định” - Trên sở mô hình động học xây dựng trên, tổng hợp “Bộ ổn định” thực vai trò điều khiển bám tham số dẫn đường (tham số đặt) cho kênh dọc kênh ngang sở thuật toán điều khiển Backstepping Bộ ổn định điều khiển vịng tính tốn giá trị cần điều khiển cánh lái UAV - Nghiên cứu xây dựng “Bộ điều khiển dẫn đường” bám quỹ đạo hỗn hợp thực nhiệm vụ: xây dựng luật dẫn bám quỹ đạo hành trình sử dụng phương pháp bám theo điểm đích ảo VTP; xây dựng luật dẫn cơng kích mục tiêu di động biển cho UAV; luật dẫn quay sân bay hạ cánh hạ cánh Bộ điều khiển dẫn đường có đầu tham số dẫn đưa đến làm tham số đầu vào (tham số đặt) cho Bộ ổn định - Xây dựng chương trình mô động học phi tuyến đầy đủ UAV cánh bằng, tham số mơ hình sử dụng tham số máy bay MiG-21 Chương trình mơ kết hợp với chương trình mơ buồng tập lái máy bay tạo thành “Hệ thống mô bay cho UAV” đảm bảo khảo sát, đánh giá thuật toán điều khiển tổng hợp cách trực quan, đầy đủ Với cách tiếp cận vậy, luận án đề cập đến việc xây dựng luật dẫn để thực bám quỹ đạo hỗn hợp động thực nhiệm vụ cơng kích mục tiêu di động biển cho UAV (sử dụng tham số máy bay MiG-21) tổng hợp ổn định theo kênh dọc kênh ngang Mục tiêu nghiên cứu Mục tiêu luận án xây dựng hệ thống lái tự động (bộ điều khiển tổng hợp) cho UAV thực nhiệm vụ chiến đấu Bộ điều khiển lái tự động bao gồm “Bộ ổn định” “Bộ điều khiển dẫn đường” bám quỹ đạo bay, chúng điều khiển UAV thực giai đoạn bay: bay hành trình, động cơng kích mục tiêu di động hạ cánh; hướng tới cải tiến phương tiện bay cũ có người lái thành UAV cảm tử công mục tiêu biển Đối tượng nghiên cứu Nghiên cứu UAV cánh bằng, phương pháp điều khiển bám quỹ đạo bay hỗn hợp cho UAV để đảm bảo UAV tự động thực nhiệm vụ chiến đấu Kết nghiên cứu ứng dụng để cải hoán máy bay chiến đấu khơng cịn đủ điều kiện phục bay có ngưới lái thành UCAV cảm tử thực số nhiệm vụ bay động chiến đấu đặc biệt như: động cơng kích mục tiêu di động biển Phạm vi nghiên cứu Phạm vi nghiên cứu luận án: Mơ hình UAV phương tiện bay cánh bằng; thuật toán dẫn đường theo quỹ đạo hành trình thực nhiệm vụ khơng gian 3D; nghiên cứu xây dựng phương pháp hạ cánh cơng kích mục tiêu di động; nghiên cứu phương pháp điều khiển đại nhằm tổng hợp ổn định cho UAV Nội dung nghiên cứu Luận án tập trung mục tiêu sử dụng UAV thực nhiệm vụ chiến đấu quân đội, từ kết nghiên cứu áp dụng cải tiến máy bay cũ thành thiết bị bay cảm tử không người lái thực nhiệm vụ chiến đấu: - Xây dựng mơ hình cho UAV cánh chương trình mô Matlab-Simulink sử dụng tham số mô hình máy bay MiG-21; - Xây dựng ổn định có vai trị điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo điều khiển bám góc nghiêng UAV, điều khiển tổng hợp theo phương pháp Backstepping; - Xây dựng quỹ đạo hành trình phương pháp dẫn cho UAV thực nhiện vụ bám đường quỹ đạo xây dựng được; - Nghiên cứu phương pháp bắn đón, xây dựng phương pháp dẫn cơng kích mục tiêu di động biển; - Nghiên cứu phương pháp hạ cánh dẫn tự động hạ cánh Phương pháp nghiên cứu a Nghiên cứu lý thuyết Nghiên cứu động học bay phương pháp điều khiển UAV cánh bằng; nghiên cứu tài liệu máy bay chiến đấu; nghiên cứu phương pháp điều khiển bám quỹ đạo; nghiên cứu luật dẫn, thuật bắn đón phương pháp hạ cánh cho UAV; nghiên cứu phương pháp tổng hợp điều khiển phương pháp Backstepping Từ nghiên cứu xây dựng mô hình động học bay cho UAV cánh sử dụng tham số máy bay MiG-21, thiết lập quỹ đạo thực nhiệm vụ xây dựng hệ thống điều khiển tự động cho UAV b Mô kiểm chứng Từ mơ hình xây dựng lý thuyết ứng dụng công cụ mô MatlabSimulink xây dựng chương trình mơ mơ hình động học phi tuyến đầy đủ UAV cánh sử dụng tham số mơ hình máy bay MiG-21 Kết hợp với chương trình mơ buồng tập lái máy bay tạo thành hệ thống mô bay cho UAV cách đầy đủ Trên sở thực mơ khảo sát luật dẫn điều khiển xây dựng Ý nghĩa khoa học thực tiễn a Ý nghĩa khoa học luận án Luận án xây dựng mơ hình động học phi tuyến đầy đủ, mơ hình rút gọn tách kênh UAV cánh sử dụng tham số mơ hình MiG-21 chương trình mơ phi tuyến đầy đủ MatlabSimulink (hệ thống mô bay cho UAV) làm sở để phát triển kiểm chứng kết nghiên cứu khác luận án như: - Xây dựng ổn định thực điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo điều khiển bám góc nghiêng UAV ứng dụng phương pháp Backstepping Bộ ổn định điều khiển vòng cho dẫn đường bám theo quỹ đạo cho UAV với tham số đầu vào ổn định tham số đầu điều khiển dẫn đường bám theo quỹ đạo - Xây dựng điều khiển dẫn đường bám quỹ đạo hỗn hợp cho UAV thực nhiệm vụ: bay hành trình, động cơng kích mục tiêu hạ cánh Các kết nghiên cứu áp dụng cho UAV cánh ứng dụng kết vào nhiệm vụ hốn cải phương tiện bay cũ thành UAV thực nhiệm vụ chiến đấu đặc biệt b Ý nghĩa thực tiễn Đưa ý tưởng, mục tiêu xây dựng lái tự động thực nhiệm vụ chiến đấu cho UAV, ứng dụng kết nghiên cứu vào nhiệm vụ cải hốn máy bay khơng cịn khả sử dụng có người lái thành chiến đấu không người lái thực nhiệm vụ chiến đấu đặc biệt Các nghiên cứu luận án góp phần thực hóa biến máy bay có người lái thành UCAV thực nhiệm vụ tạo yếu tố bất ngờ nâng cao khả chiến đấu Khi nhiệm vụ thực hóa máy bay chiến đấu thành UCAV thành công mở hướng cho nghệ thuật quân quân đội ta Ngoài hệ thống mô bay cho UAV làm sở để ứng dụng khảo sát, kiểm chứng thuật tốn điều khiển khác cho UAV Chương MƠ HÌNH ĐỘNG HỌC CHO UAV CÁNH BẰNG VÀ BỘ ỔN ĐỊNH CƠ BẢN 1.1 Các hệ tọa độ phương trình lượng giác Trong luận án hệ trục tọa độ sử dụng: Hệ tọa độ địa tâm; hệ tọa độ dẫn đường; hệ tọa độ trung gian hay gọi hệ tọa độ chuẩn; hệ tọa độ liên kết; hệ tọa độ ổn định; hệ tọa độ tốc độ hệ tọa độ quỹ đạo 1.2 Mô hình động học UAV cánh 1.2.1 Mơ hình động học phi tuyến đầy đủ UAV cánh Mơ hình động học phi tuyến đầy đủ UAV cánh thể phương trình sau đây: u  r.v  q.w  g sin   P  M aircraft   S Va2 CD   S Va2 CY  S Va2 CL  cos  cos   cos  sin   sin    M aircraft  2  v  p.w  r.u  g sin  cos     S Va2 C D   S Va2 CY  S Va2 CL sin   cos   sin    M aircraft  2  w  q.u  p.v  g cos  cos     1 M aircraft   S Va2 C D   S Va2 CY  S Va2 CL sin  cos   sin  sin   cos    2    ( J y  J z ) J z  J xz2 ( J x  J y  J z ) J xz  p   r  p  q    J J  J J x J z  J xz2 x z xz   Jz J xz  Va SbCl  Va2 SbCn J x J z  J xz2 J x J z  J xz2 q  Jz  Jx J 1 pr  xz ( p  r )  Va2 ScCm Jy Jy Jy  ( J  J y ) J x  J xz2 ( J  J y  J z ) J xz  r   x p  x r  q    J J  J J x J z  J xz2 x z xz   J xz J x  Va2 SbCl  Va2 SbCn 2 J x J z  J xz J x J z  J xz    p  q.sin  tan   r.cos  tan    q.cos  r.sin    q.sin  / cos  r.cos / cos p n  VN  u.cos  cos  v.(sin  sin  cos  cos  sin )  w.(cos  sin  cos  sin  sin ) p e  VE  u.cos  cos  v.(sin  sin  sin  cos  cos )  w.(cos sin  sin  sin  cos ) h  VD  u.sin   v.sin  cos  w.cos  cos (1.28) (1.29) (1.30) (1.31) (1.32) (1.33) (1.34) (1.35) (1.36) (1.37) (1.38) (1.39) Ngồi cịn mối quan hệ khác như: góc nghiêng quỹ đạo, góc hướng quỹ đạo, góc tấn, góc trượt cạnh tốc độ UAV Các phương trình tạo thành mơ hình động học phi tuyến đầy đủ mô tả chuyển động UAV cánh khơng gian 1.2.2 Phương trình động học theo kênh cho UAV cánh Các phương trình động học theo kênh xây dựng cách tách rút gọn từ phương trình động học đầy đủ phục vụ tổng hợp ổn định cho UAV, chi tiết trình bày luận án 1.2.3 Các hệ số khí động hệ số quán tính UAV - Các hệ số lực khí động Các tham số lực khí động thể phương trình sau: D Va2 SC D ; Y  Va2 SCY ; L Va2 SC L (1.56) Đối với UAV cánh hệ số lực khí động (hệ số lực cản dọc CD, hệ số lực cản ngang CY, hệ số lực nâng CL) xác sau: CD  CD0  (CL  CL0 )  CD  f  CDleg  leg  e A.R CD  missile  CD (1.57) f  break  CDAddfuel  Addfuel break missile (1.58) CY  CY   CY  a  CY  r a r (1.59) C L  C L0  C L   C L  f  C L  e f e Trong  f ,  leg ,  missile ,  break ,  Addfuel dấu hiệu thả cánh tà, thả càng, treo tên lửa, thả giảm tốc, treo thùng dầu phụ C D , CD , f CDmissile , CD break , CD Addfuel leg hệ số lực cản dọc thả cánh tà, thả càng, treo tên lửa, thả giảm tốc, treo thùng dầu phụ - Các hệ số moment khí động Các hệ số moment khí động (moment kênh nghiêng Cl, chúc ngóc Cm, hướng Cn) xác định sau: Cl  Cl   Cl  a  Cl  r  a r b (Cl p  Clr r ) 2.Va p Cm  Cm   Cm  f  Cm  e  f Cn  Cn   Cn  r  r e b Cn r 2.Va r c Cm q 2.Va q (1.60) (1.61) (1.62) Các tham số thành phần hệ số moment khí động thể chi tiết tài liệu UAV phụ lục A luận án - Các hệ số quán tính UAV Các hệ số quán tính cung cấp tài liệu UAV, sử dụng tham số máy bay MiG-21, chúng xác định: Jxy = Jxz = Jyz = [kg.m2]; Jx = 5400 [kg.m2]; Jy = 31000[kg.m2]; J z  62000.(0,8  0, 2.gt )[ kg m ] M fuel , với gt lượng dầu lại (1.63) 1.2.4 Các cấu điều khiển UAV cánh - Các cánh lái điều khiển: Các UAV cánh máy bay chiến đấu có cấu điều khiển lái bao gồm: cánh lái liệng, cánh lái lên xuống, cánh lái hướng; ví dụ, dải điều khiển phạm vi:  a  200  200 ,  e  15.70  7.50 ,  r  250  250 - Các cấu khác: Cơ cấu điều khiển tay ga: dùng để điều khiển tốc độ vòng quay động (lực đẩy) Ngồi cịn cấu: thu/thả càng, thu/thả cánh tà, giảm tốc… 1.3 Các giai đoạn bay cấu trúc hệ thống điều khiển UAV chiến đấu 1.3.1 Các giai đoạn bay thực nhiệm vụ UAV chiến đấu Một UAV thực nhiệm vụ chiến đấu (cơng kích mục tiêu) phải thực giai đoạn bay sau (được thể hình 1.6): Vòng hạ cánh D E F Bay hành trình M C Hạ cánh G H I Cất cánh L Cơng kích mục tiêu K T ’ AB B Hình 1.6 Các giai đoạn thực nhiệm vụ cho UAV - Cất cánh: giai đoạn UAV chạy đà, rời đất bay đạt độ cao an toàn - Bay hành trình: giai đoạn UAV bay đến không vực (các điểm) mong muốn không vực công kích mục tiêu (tương ứng C-D-E-F-G-H) - Cơng kích mục tiêu: giai đoạn phương tiện bay bám mục tiêu cơng kích mục tiêu (bắn, ném bom cảm tử lao thẳng vào mục tiêu), tương ứng với giai đoạn từ H-I-K-T - Hạ cánh: giai đoạn phương tiện bay bay vòng hạ cánh hạ cánh trực tiếp xuống đường băng, sau phương tiện bay thực hãm đà dừng hẳn Giai đoạn thể từ H-L-M-A-B’ Trong phạm vi luận án khơng nghiên cứu đến q trình cất cánh việc hãm đà UAV hạ cánh 1.3.2 Cấu trúc hệ thống điều khiển UAV chiến đấu Cấu trúc hệ thống điều khiển UAV thể hình 1.7 Từ phương án tác chiến xây dựng kế hoạch bay cho UAV, kế hoạch bay đưa đến điều khiển dẫn đường để thực xây dựng quỹ đạo bay thực nhiệm vụ Tương ứng với giai đoạn bay quỹ đạo thực nhiệm vụ tính tốn đưa tham số dẫn mong muốn d d UAV Các tham số dẫn đưa đến ổn định, ổn định tính tốn đưa góc cánh lái mong muốn giúp UAV bám theo tham số dẫn trên, thơng qua để điều khiển UAV bay theo quỹ đạo mong muốn Bộ điều khiển bám quỹ đạo bay hỗn hợp (bộ điều khiển tổng hợp) d, d Kế hoạch bay Đánh giá tình + _ Điều khiển dẫn đường + _   Bộ ổn định Mơ hình UAV Vịng điều khiển Vịng điều khiển ngồi Hình 1.7 Sơ đồ cấu trúc tổng thể hệ thống điều khiển UAV 1.4 Các cơng trình nghiên cứu ngồi nước Nội dung luận án đánh giá tình hình nghiên cứu nước, tập trung vào nội dung tổng hợp điều khiển bám quỹ đạo bay hỗn hợp cho UAV, bao gồm xây dựng ổn định (theo phương pháp Backstepping) điều khiển dẫn đường cho UAV Trong đề cập ổn định CAУ23 làm sở để so sánh kết đạt tổng hợp ổn định Trên CAУ-23 sử dụng ổn định với luật điều khiển sau: (1.64) - Ổn định góc nghiêng:  a   K ap p  K a (  d ) q  (1.65) - Ổn định góc chúc ngóc:  e   K e q  K e (   d ) p    (1.66)  a   K a p  K a   K a K a (   d ) - Ổn định góc hướng: q   n H (1.67) - Ổn định độ cao:  e   K e q  K e   K e   K e nz  K e ( H  H d ) z 1.5 Kết luận chương Trong chương xây dựng mô hình động học phi tuyến đầy đủ UAV cánh mơ hình động học cho kênh đưa ổn định cho mơ hình tuyến tính Các mơ hình sử dụng để tổng hợp ổn định phi tuyến để điều khiển UAV theo kênh sử dụng để xây dựng chương trình mơ phỏng, khảo sát đánh giá thuật toán đề xuất luận án Khi sử dụng UAV thực nhiệm vụ chiến đấu, vấn đề điều khiển UAV bao gồm toán là: điều khiển dẫn đường ổn định tham số bám Bài toán ổn định: thực điều khiển cánh lái UAV giúp UAV bám tham số dẫn đường (góc nghiêng quỹ đạo mong muốn d góc nghiêng mong muốn d UAV) Bài toán ổn định đề cập chương luận án Bài toán dẫn đường: thực điều khiển UAV bay hành trình đến khơng vực thực nhiệm vụ, động cơng kích mục tiêu quay trở sân bay hạ cánh Tham số đầu điều khiển toán dẫn đường tham số dẫn đường (d,d) Các tham số tham số đặt đầu vào cho toán ổn định đề cập chương 2, toán dẫn đường đề cập chương luận án Các thuật tốn đề xuất mơ dựa mơ hình động học phi tuyến đầy đủ UAV cánh sử dụng tham số MiG-21 đề cập chương Chương TỔNG HỢP BỘ ỔN ĐỊNH ỨNG DỤNG ĐIỀU KHIỂN BACKSTEPPING CHO UAV CÁNH BẰNG Trong chương luận án áp dụng thuật toán Backstepping để tổng hợp điều khiển theo hai kênh chuyển động dọc chuyển động cạnh cho UAV; mô phỏng, kiểm chứng, đánh giá kết đạt 2.1 Tổng hợp điều khiển Backstepping cho kênh dọc 2.1.1 Mơ hình UAV sử dụng kênh dọc (thực điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo), với điều kiện giả thiết β0, v0 Từ mơ hình động học UAV cánh trình bày chương 1, kênh chuyển động dọc, mơ hình sử dụng điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo bao gồm:   D.tan   L  mg cos     mV a     q q  M    M q q  M   e e  (2.12) 2.1.2 Tổng hợp điều khiển (bám góc nghiêng quỹ đạo) Ứng dụng thuật tốn điều khiển Backstepping, sử dụng mơ hình (2.12) tổng hợp điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo Luật điều khiển góc nghiêng quỹ đạo nhận là: e   k4 q  [  M   ( k4  M q ).k2 k1 ].  k2 ( k4  M q ).(1  k1 ).  M e (2.92)  k2 ( k4  M q ).(1  k1 ). ref  k2 ( k4  M q ).  Với điều kiện: k1  1, k2  0, k4  M q  k3  (1  k1  0)   k3  k , k  k (k  1), (k  0) 1  (2.93) Để xác định tham số  (giá trị α   ), xuất phát từ: D.tan   L( )  mg cos  ref  (2.94) 11 điều khiển bám quỹ đạo 2.3.2 Mô điều khiển theo kênh ngang (bám góc nghiêng) - Điều kiện tiến hành mô phỏng: Như điều kiện phần 2.3.1 - Kịch bản: Cho điều khiển thực bám góc nghiêng tham chiếu ban đầu ref=400, sau 5s cho góc nghiêng tham chiếu ref=00 - Thực mơ với điều khiển bám góc nghiêng sử dụng phương pháp Backstepping điều khiển nguyên MiG-21: Thực mô với điều kiện tốc độ ban đầu tốc độ đặt Va = 800km/h Kết mô thực với điều khiển Backstepping thể hình 2.8 Kết mô thực với điều khiển nguyên MiG-21 thể hình 2.11 Trong tham số là: ref, , δa p Hình 2.8 Đáp ứng điều khiển bám góc nghiêng ứng dụng Backstepping Hình 2.11 Đáp ứng điều khiển bám góc nghiêng sử dụng CAУ-23 - Nhận xét: Thực tương tự với điều kiện tốc độ khác trình bày luận án Bộ điều khiển bám tham số góc nghiêng tổng hợp theo phương pháp Backstepping điều khiển UAV bám tốt tham số góc nghiêng đặt trước với tốc độ khác So với ổn định xây dựng phương pháp tuyến tính chương (hình 2.11) điều khiển bám góc nghiêng xây dựng (hình 2.8) thực với độ chỉnh nhỏ hơn, số lần đổi dấu tốc độ góc nghiêng p 2.4 Kết luận chương Mơ hình động học UAV cánh phù hợp áp dụng thuật toán Backstepping để tổng hợp điều khiển với tham số tính tốn theo tham số mơ hình UAV đảm bảo điều khiển UAV ổn định với chất lượng điều khiển tốt, độ dự trữ ổn định cao, đáp ứng phù hợp với thay đổi tham số mơ hình Kết cho thấy việc tổng hợp hệ điều khiển Backstepping cho UAV đơn giản, dễ dàng áp dụng; kết mô số trường hợp cho thấy tính ổn định hệ thống chất lượng điều khiển tốt so với điều 12 khiển tổng hợp phương pháp tuyến tính hóa truyền thống (PID) Đây sở để xây dựng điều khiển cho dạng quỹ đạo hỗn hợp (thực nhiệm vụ đặc thù), tham số đầu điều khiển tham số đầu vào điều khiển Backstepping xây dựng Các nội dung đề cập chương luận án Chương TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN DẪN ĐƯỜNG BÁM QUỸ ĐẠO BAY HỖN HỢP THỰC HIỆN NHIỆM VỤ CHO UAV CÁNH BẰNG 3.1 Xây dựng tự động bám quỹ đạo hành trình cho UAV cánh 3.1.1 Hệ thống điều khiển bám đường quỹ đạo thiết lập quỹ đạo Danh sách điểm quỹ đạo VTP kênh ngang Thiết lập quỹ đạo d, (d) VTP kênh dọc d, (d) Bộ ổn định: điều khiển Backstepping theo hai kênh a r e UAV t Bộ điều khiển tốc độ , Va Hình 3.1 Sơ đồ khối cấu trúc hệ thống dẫn điều khiển cho UAV Hệ thống dẫn điều khiển UAV bao gồm: sơ đồ dẫn VTP (Virtual target point - điểm đích ảo) cho kênh dọc kênh ngang, điều khiển tốc độ (theo tay ga) ổn định (điều khiển vòng trong) tác động vào cánh lái UAV Hệ thống thể hình 3.1 3.1.2 Xây dựng phương pháp bám đường quỹ đạo đường thẳng Trên sở sơ đồ cấu trúc hệ thống dẫn nêu trên, ý tưởng điểm đích ảo tiến hành xây dựng hệ thống dẫn bám cho UAV không gian phương pháp hình học Wi+1 -z, -z1 x T zPlane Δ1 R1 zref xi+1 zplane xi f Wi Sxy W'i xPlane f Lxy P R2 S1 ec Δ2 Txy Pxy y1plane W'i+1 x1 x1plane O yi yplane yi+1 y y1 Hình 3.3 Xây dựng phương pháp dẫn bám theo VTP khơng gian Tách tốn bám theo đường quỹ đạo khơng gian 3D thành hai 13 tốn 2D mặt phẳng thẳng đứng mặt phẳng nằm ngang - Bài toán thứ (trong mặt phẳng thẳng đứng): Xét hệ tọa độ Ox1y1z1 hệ tọa độ có mặt phẳng Ox1z1 song song với mặt phẳng chứa đường quỹ đạo Ta có tọa độ T:  x1t  xi cos f  yi sin f  ( R  1 ).cos  f   y1t   xi sin f  yi cos f  ( R  1 ).cos  f   z1t  zi  ( R  1 ).sin  f (3.12) Trên sở tọa độ đích ảo tọa độ UAV xác định góc nghiêng quỹ đạo mong muốn: (3.13)  d  arctan(( z1t  z1 plane ) / ( x1t  x1 plane )) Luật điều khiển cánh lái lên xuống kênh chuyển động dọc: e   k q  [  M   ( k  M q ).k k1 ].  k ( k  M q ).(1  k1 ).  M e (3.14)  k ( k  M q ).(1  k1 ). d  k ( k  M q ).  x -z1 α2 R1 z1ref zi, z1i Wi R2 Pv Δ1 Wi+1 x1plane xi+1 W'i+1 Txy St T Lxy x1 x1t x1i+1 O Hình 3.4 Phương pháp bám theo VTP mặt phẳng thẳng đứng Δ2 d Sxy xplane f Pref Sxy x1i α1 d z1plane z1t f xi Pxy S1 W’i O yi y yplane yi+1 Hình 3.5 Phương pháp bám theo VTP mặt phẳng ngang - Bài tốn thứ hai (xét mặt phẳng ngang): Tính tốn tọa độ T (chính Txy) mặt phẳng Oxy: xt  xi  (S xy   ).cos f , yt  yi  ( S xy   ).sin f (3.18) Từ xác định góc hướng quỹ đạo mong muốn:  d  arctan 2( yt  y plane , xt  x plane ) (3.19) Ta có góc nghiêng mong muốn: d  k   k  (3.20) Trong đó:    plane   d (  plane góc hướng quỹ đạo UAV)    f  i 1 với  i 1  arctan 2(( yi 1  y p ),( xi 1  x p )) Lệnh điều khiển cánh lái liệng:  a   K ap p  K a (  d )   (3.21) 3.1.3 Xây dựng phương pháp bám đường quỹ đạo đường cong 14 Tọa độ điểm đích ảo xác định:  xt   R.sin t  xOi , yt  R.cos t  yOi   ht  R1.tan  f  hOi  R.cos t tan  f  hOi (3.28) Góc hướng quỹ đạo góc nghiêng quỹ đạo mong muốn xác định: (3.29)  d  arctan 2(( yt  y P ),( xt  xP )),  d  arctan 2(( ht  hP ),( xt  xP )) Ta có luật điều khiển theo kênh dọc kênh ngang tương ứng với luật điều khiển (3.14) (3.21) χd, γd xác định theo (3.29) 3.1.4 Xây dựng điều chỉnh tham số khoảng cách đích ảo - Với quỹ đạo đường thẳng: Lựa chọn phương pháp thay đổi khoảng cách điểm đích ảo Δ1 theo hàm mũ phụ thuộc vào khoảng cách UAV đến đường quỹ đạo để đáp ứng khả hội tụ nhanh mà không làm tăng độ chỉnh (mượt): 1  k1  k (1  2.(1  e Ce k3 ) 1 ) với Ce=d; (3.34) - Với quỹ đạo cong tròn: Phương pháp lựa chọn  thay đổi theo hàm mũ phụ thuộc vào độ lệch quỹ đạo Điều giúp khoảng cách xa với đường quỹ đạo  có giá trị lớn phù hợp để đáp ứng điều kiện trình hội tụ mượt đủ nhanh, vào gần  giảm dần để đảm bảo sai số tĩnh nhỏ (3.35)    Turn _ direction.k v Ce k3 với Ce=d; (3.36) 3.2 Xây dựng luật dẫn cơng kích mục tiêu di động biển 3.2.1 Xây dựng luật dẫn cơng kích mục tiêu di động biển cho UAV Xét hệ tọa độ dẫn đường (mặt đất cố định), trường hợp kí hiệu gọn hệ Oxyz k v  k1  k (1  2.(1  e ) 1 ) Pi+1 xi+1 Pi yi+1 zi+1 T Ti+1 x O hi+1 Fi+1 y z Hình 3.14 Mơ tả hình học phương pháp dẫn bắn cho UAV - Tính tốn góc hướng quỹ đạo góc nghiêng quỹ đạo mong muốn: 15   hi 1 sin  i 1  yT t F    d  arctan  tan  i 1   hi 1 cos  i 1  xT t F    tan  i 1       (3.67)  hi 1     i 1   d  arcsin  (3.68) - Thực điều khiển UAV sử dụng điều khiển góc nghiêng quỹ đạo: Lệnh điều khiển theo cánh lái lên xuống theo luật điều khiển (2.92) với  d từ phương trình (3.68) - Thực điều khiển UAV sử dụng điều khiển góc nghiêng: Ta có góc nghiêng mong muốn: d  k  (3.71) Lệnh điều khiển cánh lái liệng cho UAV theo (2.139) nhận được:  a   K ap p  K a (  d )   (3.72) Xây dựng quỹ đạo luật dẫn bám cơng kích mục tiêu di động biển cho UAV với phương án sử dụng độ cao thấp Trên hình 3.15 hình ảnh mơ tả quỹ đạo UAV cảm tử thực bám lao vào mục tiêu di động biển sử dụng phương án bay độ cao thấp Quá trình thực làm giai đoạn x A B’ B y z C F Hình 3.15 Hình ảnh phương pháp dẫn bắn mục tiêu di động biển cho UAV cảm tử sử dụng phương án bay độ cao thấp - Giai đoạn 1: Giai đoạn hạ thấp độ cao (từ A đến B) + Kênh ngang: Được thực tương tự luật dẫn trên, hướng UAV xác định theo (3.67) luật điều khiển theo (3.72) + Kênh dọc: Luật dẫn thực hạ thấp độ cao thực sau: (  d   f (1  e h  hd ) hd ) (3.73) Luật điều khiển thực theo (2.92) - Giai đoạn 2: Giai đoạn bám mục tiêu với độ cao thấp (từ B đến C) + Kênh ngang: Tương tự giai đoạn luật dẫn hướng UAV xác định theo (3.67) luật điều khiển theo (3.72) + Kênh dọc: Thực ổn định độ cao (độ cao thấp hd mong muốn) Thực với luật điều khiển (3.73) - Giai đoạn 3: Giai đoạn lao vào mục tiêu (từ C đến F) 16 + Kênh ngang: Luật dẫn hướng UAV thực tương tự giai đoạn 1, Luật dẫn hướng UAV xác định theo công thức (3.67) luật điều khiển theo cơng thức (3.72) + Kênh dọc: Kết thúc q trình ổn định độ cao, thực lao vào mục tiêu Thực sử dụng bám góc nghiêng quỹ đạo xây dựng phần trước theo (3.68) Lệnh điều khiển thực theo (2.92) 3.2.2 Mô phỏng, đánh giá q trình cơng kích mục tiêu di động biển cho UAV Kết mô thể hình 3.20 cho UAV cảm tử lao vào mục tiêu di động biển sử dụng độ cao thấp Hình 3.20 Quỹ đạo UAV thực công mục tiêu di động biển sử dụng phương án bay độ cao thấp 3.3 Xây dựng tự động hạ cánh cho UAV 3.3.1 Các giai đoạn hạ cánh xây dựng quỹ đạo động hạ cánh - Các giai đoạn hạ cánh: + Giai đoạn 1: dẫn UAV đến khu vực cách sân bay 200250km; + Giai đoạn 2: giai đoạn xuyên mây thực hạ thấp độ cao; + Giai đoạn 3: giai đoạn động vào hạ cánh; + Giai đoạn 4: giai đoạn hạ cánh Va = 500 ÷ 550km/h, Thả (Va