Trong bài báo này, để giảm quá tải đứng và góc tấn (nâng cao an toàn bay của UAV cỡ nhỏ) tác giả ứng dụng bộ điều khiển thích nghi để điều khiển UAV cỡ nhỏ theo tín hiệu quá tải đứng [r]
(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 báo này, tác giả sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi có mơ hình theo dõi theo tín hiệu tải đứng kết hợp với thuật toán điều khiển tốc độ bay để điều khiển máy bay khơng người lái (UAV) bay điều kiện có nhiễu động gió đứng Kết khảo sát máy tính với mơ hình UAV giả định cho thấy, việc ứng dụng điều khiển thích nghi theo tín hiệu tải điều khiển theo tốc độ có hiệu quả, giảm đáng kể tải đứng góc tấn, cho phép nâng cao độ an tồn bay UAV
Từ khóa: Nhiễu động gió, Máy bay khơng người lái, Điều khiển thích nghi
1 ĐẶT VẤN ĐỀ
Ngày nay, loại UAV cỡ nhỏ quan tâm, phát triển với số lượng lớn, ứng dụng rộng rãi lĩnh vực dân quân Đặc điểm quan trọng loại UAV cỡ nhỏ kích thước tốc độ nhỏ, nên có tải trọng riêng m2 cánh nhỏ (G/S nhỏ) bay với góc lớn Do vậy, nhiễu động gió có ảnh hưởng lớn tới chuyển động UAV Đây nguyên nhân dẫn tới chế độ bay nguy hiểm (bay với góc gần tới hạn và/hoặc hệ số tải gần giới hạn chịu tải kết cấu máy bay), dẫn tới tai nạn bay độ cao thấp [4] Điều hạn chế đáng kể đến khả sử dụng an tồn UAV điều kiện có nhiễu động gió Do đó, điều kiện có nhiễu động gió, việc bảo đảm an tồn bay UAV ln đặt lên hàng đầu: đảm bảo độ bền kết cấu thân cánh máy bay khơng để góc q lớn
(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 thiết bị bay [1]:
0
cos sin
sin cos
J
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 mơ men chúc ngóc tính sau: r a ya V
Y C S;
2 r a xa V
X C S;
2
2
r
z z a
V
M m S l (2) Với hệ số lực nâng (Cya) hệ số lực cản (Cxa) UAV hệ số mô men không thứ nguyên (mz ) phụ thuộc góc tấn: Cxa Cx0 Cx Cx c2
;
ya y y c
C CC ;
c z
z z z z c z z
m m mm m
Khi khơng có gió vecto không tốc Vr trùng với vecto địa tốc Vk, UAV bay với góc Khi có nhiễu động gió Vr lệch so với Vk góc w (hình 1)
Trong trường hợp chung vecto gió
W có hướng cường độ tùy ý theo thời gian khơng gian Tuy nhiên, thành phần gió thổi thẳng đứng từ lên có ảnh hưởng lớn đến độ an toàn bay UAV [4], phạm vi báo xét gió thổi thẳng đứng từ lên mặt phẳng đứng (wo) UAV bay
( ) Hình 1. Ảnh hưởng gió đến góc
Độ lớn khơng tốc Vr góc UAV xác định theo biểu thức:
2 2
r k
V V W ; 0w, với w
k W arctg
V
(3)
Quá tải đứng tính theo : a y
T sin Y
n
mg
(3)Như vậy, có nhiễu động gió tác động làm cho góc không tốc Vrcủa UAV thay đổi dẫn tới lực khí động Xa, Ya mơ men chúc ngóc Mz thay đổi, dẫn tới tốc độ góc zsẽ thay đổi
Các mơ hình gió sử dụng báo này:
- Mơ hình gió bậc thang
Đối với mơ hình bậc thang trường gió thẳng đứng biểu diễn sau [4]: *
o o
y *
yo o o
0 x x W
W x x
(5)
Với * o
x tọa độ điểm bắt đầu có gió, Wyo= const giá trị khảo sát trường gió đứng
- Mơ hình gió đứng theo tiêu chuẩn châu Âu (JAR-VLA):
Hiện tiêu chuẩn để cấp chứng khả phi (airworthiness certification) cho UAV giới chưa có, ta 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 sau [5]:
*
o o
0 y
2 x x
W
W 1 cos
2 L
(6)
*
o o
x x – quãng đường bay máy bay từ có gió, m; W0 – biên độ gió, m/s; L - quy mơ nhiễu động gió, m Trong báo [2] tác giả ra: góc lớn hệ số tải đứng lớn (độ an toàn bay 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 vòng điều khiển kín UAV trình bày hình
Hình 2. Sơ đồ khối vịng điều khiển kín UAV
- Mơ hình đối tượng điều khiển (UAV cỡ nhỏ)
(4)của UAV nhỏ bỏ qua độ cong, chuyển động quay Trái đất bỏ qua tiêu hao nhiên liệu Các hệ số khí động xác định phần mềm ANSYS CFX [6], dựa giải số hệ phương trình Navier-Stock phương pháp thể tích hữu hạn Các hệ số hiệu cánh lái c
z
m đạo hàm khí động khác z
z
m ,mz tính phương pháp xốy rời rạc tuyến tính [7] Các đặc trưng khối lượng – quán tính - định tâm UAV giả định xác định trực tiếp từ hình vẽ ba chiều phần mềm 3D INVENTOR.
- Mơ hình cảm biến
Giả thiết UAV trang bị cảm biến lý tưởng đo tọa độ, vận tốc, độ cao bay, tư không gian, vận tốc góc q tải mà khơng có sai số tĩnh động, nghĩa tất cảm biến đo lường tham số chuyển động UAV mô khâu khuếch đại lý tưởng
- Mơ hình cấu chấp hành
Giả thiết UAV trang bị cấu chấp hành dạng truyền động điện vơ cấp có vận tốc góc quay cánh lái tối đa hạn chế, không vượt 200 độ/s, cịn qn tính chúng mơ khâu qn tính có số thời gian Tqt = 0,015s
- Thuật toán điều khiển
Trong báo xét UAV bay ổn định, có nhiễu động gió tác động theo phương thẳng đứng từ lên, UAV chuyển sang thuật toán điều khiển thích nghi theo tín hiệu tải để giảm tải đứng, độ cao phải tăng dần Vì vậy, để trì tốc độ, cửa ga phải tăng theo thuật toán định
+ Thuật tốn điều khiển ổn định độ cao chưa có gió: Khi chưa có nhiễu động gió, UAV bay ổn định, tham số mơ hình động lực học UAV 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 góc lệch cánh lái độ cao bay bằng; z
- tốc độ góc quanh trục Oz; koz – hệ số cản dịu kênh dọc; Hth – độ cao thực UAV bay; Hct – độ cao theo chương trình
Các hệ số Kp, Kd, Ki – tương ứng với hệ số tỷ lệ, hệ số vi phân hệ số tích phân điều khiển PID “kinh điển” Trong báo, hệ số Kp=2.3935,
Kd=1.879, Ki=3.81, koz=1.2231 được lựa chọn cách sử dụng cơng cụ tối ưu hóa Simulink Response Optimization Simulink
(5)dk 2 cbb k oz z ny
(8)
Trong đó: ny - Tín hiệu điều khiển tạo từ điều khiển thích nghi có mơ hình theo dõi theo q tải đứng ny.
Xét điều khiển thích nghi có mơ hình theo dõi (MRAC):
Hình Sơ đồ cấu trúc tổng quát hệ kín sử dụng
MRAC
Trong đó: Gm(s) – hàm truyền đạt mẫu; ym – Tín hiệu hàm truyền đạt mẫu;
y – tín hiệu 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 điều khiển thích nghi MRAC sau: Để hệ kín, bao gồm đối tượng điều khiển điều khiển, ln có chất lượng mong muốn điều khiển cần phải thiết kế hiệu chỉnh thường xuyên cho tín hiệu đầu y(t) hệ kín ln giống đầu ym(t) mơ hình mẫu:
m m
y ( t ) y(t) e(t)=y(t)-y ( t )0 (9) Như vậy, phải thiết kế cấu thay đổi tham số điều khiển (hiệu chỉnh tham số p)để ln có mối quan hệ (9) điều phải không phụ thuộc vào thay đổi bên đối tượng Hơn điều khiển thích nghi phải đảm bảo tính ổn định cho hệ thống
Phương pháp sử dụng để hiệu chỉnh tham số p cho điều khiển để đạt mục đích điều khiển (9) sử dụng phương pháp hiệu chỉnh theo luật MIT [3]:
Phương pháp hiệu chỉnh điều khiển thỏa mãn mục đích điều khiển (9) đơn giản tìm
t 0
lim e( t ) 0
, tức phải thay đổi vecto tham số điều khiển, ký hiệu chung lại vecto p, cho: Nếu e0 phải giảm e(t), tức phải thay đổi p để de 0
dt ; Ngược lại, e0 phải tăng e(t), tức phải thay đổi p để de 0
dt Như vậy, cần tạo sai lệch e(t) và de dt khác dấu nhau:
de
e 0
(6)Vì: de e dp
dt p dt
, vậy, để đạt mục đích (10) 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 Luật hiệu chỉnh MIT ( Trong đó: 0)
Trên sở ta xây dựng điều khiển thích nghi có mơ hình theo dõi theo tải đứng Dùng luật hiệu chỉnh MIT để hiệu chỉnh cho điều khiển khâu khuếch đại kny Mục đích điều khiển là:
y y _ mm
e( t )n n 0 (12)
Trong đó: ny _ mm - Quá tải đứng tạo từ mơ hình mẫu; ny – Q tải đứng UAV Giá trị ny đo nhờ cảm biến gia tốc kế
Hàm truyền đạt mẫu G ( s )m chọn dạng lý tưởng khâu quán tính với số thời gian Tqt tương đương với số thời gian khâu máy lái (Tqt=0.015s) [2], 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 tín hiệu điều khiển đưa từ 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 k ( nny yny _ ct) vòng điều khiển phản hồi mạch chính, thể tính phản ứng nhanh hệ thích nghi tín hiệu Thành phần thứ hai - ( n yny _ mm)ny _ mm dt tác động chậm
+ Thuật toán điều khiển tốc độ: Để đảm bảo trì tốc độ bay cho UAV, đặc biệt UAV thay đổi độ cao cần thiết phải có điều khiển tốc độ [2], thuật tốn điều khiển tốc độ 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 K0K VV kVbb phải thỏa mãn: 0KT 1
(7)4 KẾT QUẢ KHẢO SÁT VÀ NHẬN XÉT
Trên sở lý thuyết mơ hình nghiên cứu mục 3, tiến hành mơ vịng điều khiển kín chuyển động dọc UAV máy tính cơng cụ Simulink Sơ đồ mơ vịng điều khiển kín UAV trình bày hình
Hình 4. Sơ đồ mơ vịng điều khiển kín UAV chuyển động dọc
Hình 5. Sơ đồ mơ thuật tốn MRAC
hiệu chỉnh theo luật MIT.
Hình Sơ đồ mơ vịng điều
khiển tốc độ
Để kiểm tra độ ổn định chương trình điều khiển thích nghi theo q tải, sử dụng mơ hình gió bậc thang trường gió thẳng đứng đánh giá phản ứng máy bay: Khi có gió bậc thang tác động với biên độ Wyo=5m/s, theo lý thuyết tính số gia ban đầu góc o r arctg(Wy0 V ) Wk y0 Vk 0.125( rad ) 7
(ở Vk = 40 m/s tốc độ hành trình UAV) Kết phù hợp với phản ứng UAV hình
Hình 7. Quá tải đứng góc
có gió đứng bậc thang tác động.