Nghiên cứu tích hợp dẫn và điều khiển cho trực thăng không người lái

Trong bài viết này luật dẫn và điều khiển tích hợp (IGC) được đề xuất cho máy bay trực thăng không người lái (TT-UAV). Trên cơ sở xem xét các đặc tính động của TT-UAV, tiến hành tổng hợp luật dẫn và ổn định tích hợp cho TT-UAV theo phương pháp điều khiển trượt. Các kết quả thu được chứng minh tính đúng đắn của phương pháp đề xuất, hệ thống làm việc ổn định, chính xác trong điều kiện có yếu tố bất định. Mời các bạn cùng tham khảo!

TẠP CHÍ KHOA HỌC VÀ CƠNG NGHỆ NĂNG LƯỢNG - TRƯỜNG ĐẠI HỌC ĐIỆN LỰC (ISSN: 1859 - 4557) NGHIÊN CỨU TÍCH HỢP DẪN VÀ ĐIỀU KHIỂN CHO TRỰC THĂNG KHÔNG NGƯỜI LÁI RESEARCH ON INTEGRATED GUIDANCE AND CONTROL FOR UNMANNED HELICOPTER Đặng Tiến Trung1, Nguyễn Đức Việt2, Trần Xuân Tình2, Lê Ngọc Giang2* Trường Đại học Điện lực1, Học viện Phịng Khơng - Khơng qn2 Ngày nhận bài: 23/06/2020, Ngày chấp nhận đăng: 28/12/2020, Phản biện: PGS.TS Nguyễn Quang Hoan Tóm tắt: Trong báo, luật dẫn điều khiển tích hợp (IGC) đề xuất cho máy bay trực thăng không người lái (TT-UAV) Trên sở xem xét đặc tính động TT-UAV, tiến hành tổng hợp luật dẫn ổn định tích hợp cho TT-UAV theo phương pháp điều khiển trượt Các kết thu chứng minh tính đắn phương pháp đề xuất, hệ thống làm việc ổn định, xác điều kiện có yếu tố bất định Từ khóa: điều khiển phi tuyến, điều khiển tích hợp IGC, điều khiển trượt, trực thăng không người lái Abstract: In this paper, the Integrated Guidance and Control (IGC) law is proposed for the Unmanned Helicopter (TT-UAV) On the basis of reviewing the dynamic characteristics of TT-UAV, the Integrated Guidance and Control law for TT-UAV by sliding mode control method has been conducted The obtained results demonstrate the correctness of the proposed method, the system works stably and accurately under conditions of uncertainty Keywords: nonlinear control, integrated guidance and control, sliding mode control, unmanned helicopter MỞ ĐẦU Máy bay trực thăng không người lái nhà khoa học nước quan tâm Giá trị ứng dụng khẳng định nhiều lĩnh vực quân sự, an ninh quốc phòng đến phục vụ nghiên cứu khoa học, nông lâm nghiệp, thương mại, vận chuyển, điện ảnh Vấn đề dẫn điều khiển cho TT-UAV liên tục nghiên cứu phát Số 24 triển nước, từ đơn giản điều khiển PID đến phức tạp logic mờ, mạng nơron, điều khiển tối ưu, điều khiển bền vững [3-4] Tuy nhiên cần tiếp tục nghiên cứu nhằm làm phong phú thêm thuật toán điều khiển cho TT-UAV Máy bay trực thăng khơng người lái thực thao tác bay lượn, cất cánh hạ cánh thẳng đứng TT-UAV 37 TẠP CHÍ KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ NĂNG LƯỢNG - TRƯỜNG ĐẠI HỌC ĐIỆN LỰC (ISSN: 1859 - 4557) đối tượng có nhiều đầu nhiều đầu vào, điều kiện bay phức tạp thay đổi liên tục… nên thiết kế hệ thống dẫn điều khiển cho TT-UAV công việc khó khăn phần vận tốc (u, v, w) theo trục X-Y-Z hệ tọa độ đo, tốc độ góc (p, q, r) góc Euler (ø, θ, ψ) tương ứng Vectơ đầu vào u biểu thị tác động vào cần điều khiển, gồm: Hệ thống điều khiển dẫn TT-UAV thường thiết kế riêng biệt, vịng (vịng ổn định) có số thời gian nhỏ nhiều so với vịng ngồi (vịng dẫn Autopilots) Vòng ổn định bên nhận lệnh tạo từ vịng dẫn bên ngồi Trong thiết kế vịng dẫn, đặc tính điều khiển khơng xem xét trực tiếp, nên vịng dẫn tạo đầu vào điều khiển lớn vòng ổn định, dễ gây ổn định tồn hệ thống δlat: góc quay cần điều khiển cyclic nghiêng, để tạo mômen làm cho thân máy bay nghiêng sang phải, sang trái theo chu kỳ vịng quay (lateral cyclic); Vì lý này, tác giả tính tốn tìm mơ hình động học TT-UAV phù hợp để tiến hành tổng hợp luật dẫn ổn định tích hợp cho TT-UAV theo phương pháp điều khiển trượt MƠ HÌNH ĐỘNG HỌC CỦA TT-UAV δlon: góc quay cần điều khiển cyclic dọc, để tạo mômen làm cho mũi máy bay hướng lên chúc xuống theo chu kỳ vòng quay (longitudinal cyclic); δtail: góc quay cần điều khiển collective cánh quạt đi, để thay đổi lực nâng tồn đĩa cánh quạt (tail rotor collective); δcol: góc cần điều khiển collective cánh quạt chính, để thay đổi lực nâng tồn đĩa cánh quạt (main rotor collecitve) Mơ hình tốn điều khiển: Theo [1] điều khiển vòng thiết kế để điều khiển trạng thái nhanh cách sử dụng đầu vào điều khiển u Mơ hình tốn dẫn: Theo [1] điều khiển vịng ngồi thiết kế để điều Phương trình vi phân nhanh: xM  AM xM  BM u xM  AM xM  BM u (1) Trong đó: xM  u v w p q r     T u   col  lon  lat  tail  T (2) Vectơ trạng thái xM biểu thị thành 38 khiển trạng thái chậm Phương trình vi phân chậm: (3) Xét trình bay TT-UAV tiếp cận vị trí mong muốn hình Có hai hệ tọa độ: Hệ tọa độ quán tính (XI, YI, ZI) hệ tọa độ đo (XB, YB, ZB) Các sai số dẫn trạng thái là: xG   xe ye ze e e  e  T (4) Số 24 TẠP CHÍ KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ NĂNG LƯỢNG - TRƯỜNG ĐẠI HỌC ĐIỆN LỰC (ISSN: 1859 - 4557) hệ tọa độ đo Vị trí thực tế YB (x, y, z) Tích hợp toán dẫn điều khiển: ZI XB X e  ( xe , ye , ze ) X ZB Xc Vị trí mong muốn ( xc , yc , zc ) Phương trình hệ thống tích hợp cho trình dẫn điều khiển phương trình vi phân cấp 2: xIGC  f ( xIGC , xIGC , xc , xc )  g ( xIGC )u (5) XI Trong đó, f  R61 , g  R64 YI Hình TT-UAV tiếp cận vị trí mong muốn Trong đó, (xe, ye, ze) biểu thị sai số vị trí thực tế (x, y, z) vị trí mong muốn (xc, yc, zc) TT-UAV Nếu (x, y, z) (xc, yc, zc) xác định hệ tọa độ qn tính, (xe, ye, ze) xác định xr , yr , zr Bộ lọc bậc xc , yc , zc , xc , yc , zc , xc , yc , zc Bộ tạo quỹ đạo c ,  c , c c ,  c , c c ,  c , c Vectơ trạng thái mơ hình IGC: xIGC  xMT   T  xG  (6) Sơ đồ khối hệ thống tích hợp q trình dẫn điều khiển hiển thị hình Bộ điều khiển trượt (SMC) Bộ truyền động TT-UAV [x y z u v w p q r    ] [x y z u v w] Hình Sơ đồ khối hệ thống tích hợp q trình dẫn điều khiển THIẾT KẾ BỘ ĐIỀU KHIỂN TRONG CHẾ ĐỘ TRƯỢT Theo [2], điều khiển trượt (SMC) thiết kế để xây dựng đầu vào điều khiển cho mô hình IGC Bộ điều khiển trượt tiếng phương pháp thiết kế điều khiển mạnh mẽ phù hợp để xử lý hệ thống phi tuyến với sai số mơ hình lớn, tham số khơng chắn nhiễu SMC làm cho sai số trạng thái dẫn hội tụ giá trị TT-UAV có g(.) phương trình (5) Số 24 ma trận 6×4 Trong nghiên cứu này, phương pháp biến bù áp dụng: Bằng cách bổ sung biến bù gs thành g us thành u để tạo thành ma trận vng, đầu vào điều khiển xác định Trong q trình này, phương trình (5) viết lại sau: xIGC  f ( xIGC , xIGC , xc , xc )  G ( xIGC ) U a  v (7) Trong đó, biến bù gs để tạo ma trận không khả nghịch G, và: 39 TẠP CHÍ KHOA HỌC VÀ CƠNG NGHỆ NĂNG LƯỢNG - TRƯỜNG ĐẠI HỌC ĐIỆN LỰC (ISSN: 1859 - 4557) 1 0  0 gs   0 0  0 0  0 u5   , us    0  u6  0  0 v  g sus  u5 u6 (8) 0 0 T (9) Lưu ý biến bù u5 u6 cần phải ước lượng Bây giờ, định nghĩa bề mặt trượt điều khiển SMC là: s  xIGC  K1 xIGC (10) Trong đó, K1 ma trận đường chéo với phần tử dương Dự kiến hệ thống IGC hoạt động bề mặt trượt SMC, định nghĩa s = Các đầu vào điều khiển thiết kế cách sử dụng hàm Lyapunov: L T s s  vT v 2 (11) Lưu ý vˆ giá trị ước lượng v v vˆ với giả định v thay đổi chậm Đạo hàm hàm Lyapunov: sT ( f  GU a  v  K1 xIGC )  v T (vˆ) (12) Theo định lý ổn định Lyapunov, đầu vào điều khiển bổ sung thiết kế để tạo đạo hàm thời gian hàm Lyapunov dạng bán xác định âm Các đầu vào điều khiển chọn là: Ua  G 1  f  vˆ  K1 xG  K sgn(s ) 40 L  sT (vˆ  v  K sgn(s ))  v T (vˆ)  vT ( s  vˆ)  K s (14) Cập nhật giá trị ước lượng vˆ : vˆ   s (15) Đạo hàm hàm Lyapunov: L   K2 s  (16) Do đạo hàm Lyapunov bán xác định âm, kết luận bề mặt trượt s=0 phương trình (10) đạt thời gian hữu hạn Điều cho thấy luật dẫn đạt thời gian hữu hạn MƠ PHỎNG Trong đó, v  v  vˆ L  sT s  v T v  Trong đó, K2 ma trận khuếch đại đầu vào (ma trận đường chéo với phần tử dương) Bằng cách đầu vào điều khiển bổ sung phương trình (13) vào đạo hàm thời gian hàm Lyapunov phương trình (12), được: (13) Tiến hành mơ sơ đồ điều khiển dẫn tích hợp IGC, so sánh với sơ đồ thông thường (điều khiển PI dẫn PI) Mô thực cách sử dụng MATLAB Simulink Các tham số mô chọn sau: g  9,81 m / s K1  diag  0, 0, 1 10 10 10 K  diag  0, 0, 1 10 10 10 Trong mô phỏng, nhiệm vụ TT-UAV bay từ điểm gốc (0, 0, 0) đến điểm mục tiêu (10, 10, 0), điều kiện có nhiễu gió liên tục thổi dọc theo trục Y hệ tọa độ đo với tốc độ 1 m/s 15 giây Số 24 TẠP CHÍ KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ NĂNG LƯỢNG - TRƯỜNG ĐẠI HỌC ĐIỆN LỰC (ISSN: 1859 - 4557) Các kết mô sử dụng sơ đồ IGC so sánh với kết sử dụng sơ đồ thông thường thể hình 3÷6 Hình cho thấy ảnh hưởng nhiễu gió liên tục 15 giây đến tốc độ TTUAV Hình Các bề mặt trượt Hình cho thấy bề mặt trượt hội tụ khơng, hệ thống IGC điều khiển tốt Hình Tốc độ TT-UAV hệ tọa độ quán tính Hình cho biết tốc độ góc TT-UAV theo sơ đồ PI bị xáo trộn mạnh so với sơ đồ IGC Đặc biệt, biên độ tốc độ góc p PI khoảng 25 độ/s 15 giây IGC gần không Kết mô chứng minh IGC so với PI có độ ổn định cao để thực nhiệm vụ bay phức tạp Hình Quá trình bám vị trí theo trục z Đường cong bám vị trí theo trục độ cao z hình cho biết: Cả phương pháp cho phép vị trí thực TT-UAV bám theo độ cao đặt trước, nhiên phương pháp IGC có tốc độ hội tụ, độ xác hội tụ cao phương pháp PI thơng thường Để đánh giá hiệu suất hệ thống điều khiển, ta xem xét lượng tiêu thụ điều khiển tính sau: t Hình Tốc độ góc TT-UAV hệ tọa độ quán tính Số 24   ( ) d (15) 41 TẠP CHÍ KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ NĂNG LƯỢNG - TRƯỜNG ĐẠI HỌC ĐIỆN LỰC (ISSN: 1859 - 4557) Lượng tiêu thụ điều khiển hay cịn gọi hàm chi phí, hàm tiêu chất lượng điều khiển Mong muốn với lượng điều khiển đầu vào  hệ thống tiêu thụ lượng mức tối thiểu Lượng tiêu thụ điều khiển sơ đồ PI IGC ứng với đầu vào điều khiển thống kê bảng so sánh hiệu suất sơ đồ có nhiễu gió liên tục Bảng thống kê cho thấy sơ đồ PI có lượng tiêu thụ điều khiển đầu vào gấp nhiều lần so với sơ đồ IGC Vậy sơ đồ IGC cải thiện hiệu suất TT-UAV Bảng so sánh hiệu suất sơ đồ có nhiễu gió liên tục Đầu vào điều khiển JIGC JPI Tỷ lệ  col 0,07 0,01 7:1  lon 0,10 0,15 1:1,5  cot 0,02 0,21 1:10,5 Đầu vào điều khiển JIGC JPI Tỷ lệ  tail 0,02 0,12 1:6 Tổng 0,21 0,49 1:2,3 KẾT LUẬN Bài báo đề xuất áp dụng tích hợp hệ thống dẫn điều khiển cho TT-UAV Bộ điều khiển chế độ trượt bổ sung với biến bù sử dụng để thiết kế hệ thống IGC Kết mô cho thấy sơ đồ IGC đề xuất cho hiệu suất tốt so với phương pháp thông thường Sơ đồ IGC cung cấp phản ứng nhanh, mạnh mẽ nhiễu bên lượng tiêu thụ điều khiển đầu vào nhỏ Kết nghiên cứu tiền đề để nhóm tác giả tiến hành thực hóa tổng hợp luật dẫn ổn định tích hợp cho TTUAV theo phương pháp điều khiển trượt TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] Pedro V.M Simplicio, "Helicopter Nonlinear Flight Control: An Acceleration Measurements-based Approach using Incremental Nonlinear Dynamic Inversion", Master of Science Thesis, Faculty of Aerospace Engineering, Delft University of Technology, August 23, 2011 [2] Lee, D., Kim, H., Sastry, S., “Feedback Linearization vs Adaptive Sliding Mode Control for a Quadrotor Helicopter”, International Journal of Control, Automation, and Systems, Vol 7, No 3, 2009, pp 419-428 [3] V.G Nair, M.V Dileep, and V.I George, “Aircraft Yaw Control System Using LQR and Fuzzy Logic Controller,” International Journal of Computer Applications, vol 45, no 9, pp 25–30, 2012 [4] H Yan, X Wang, B Yu, H Ji, “Adaptive Integrated Guidance and Control based on Backstepping and Input-to-State Stability,” Asian Journal of Control, vol 16, no 2, pp 602–608, 2014 42 Số 24 TẠP CHÍ KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ NĂNG LƯỢNG - TRƯỜNG ĐẠI HỌC ĐIỆN LỰC (ISSN: 1859 - 4557) Giới thiệu tác giả: Tác giả Đặng Tiến Trung tốt nghiệp đại học chuyên ngành điện - tự động hóa Trường Đại học Bách khoa Hà Nội năm 2004; nhận Tiến sĩ năm 2019 Học viện Kỹ thuật quân Tác giả giảng viên Khoa Kỹ thuật điện, Trường Đại học Điện lực Lĩnh vực nghiên cứu: ứng dụng giải pháp điều khiển đại hệ thống điện Tác giả Trần Xuân Tình tốt nghiệp đại học chuyên ngành điện tử, nhận Thạc sĩ chuyên ngành tự động hóa năm 2013 Tác giả giảng viên Bộ mơn Kỹ thuật điện, Học viện Phịng không - Không quân Lĩnh vực nghiên cứu: ứng dụng giải pháp điều khiển đại hệ truyền động điện Tác giả Lê Ngọc Giang nhận Thạc sĩ chuyên ngành tự động hóa điều khiển thiết bị bay năm 2010 Học viện Kỹ thuật quân sự, nhận Tiến sĩ chuyên ngành hệ thống điện tự động hóa năm 2015 Đại học Vũ Hán, Trung Quốc Tác giả Chủ nhiệm Bộ mơn Đo lường, Học viện Phịng khơng - Khơng quân Lĩnh vực nghiên cứu: thiết kế hệ thống điều khiển tự động cho thiết bị bay hệ thống lượng gió Tác giả Nguyễn Đức Việt nhận Thạc sĩ chuyên ngành kỹ thuật điều khiển tự động hóa năm 2019 Học viện Kỹ thuật quân Hiện nay, tác giả giảng viên Bộ mơn Kỹ thuật điện, Học viện Phịng khơng - Khơng quân Lĩnh vực nghiên cứu: thiết kế hệ thống đo lường điều khiển Số 24 43 TẠP CHÍ KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ NĂNG LƯỢNG - TRƯỜNG ĐẠI HỌC ĐIỆN LỰC (ISSN: 1859 - 4557) 44 Số 24 ... Mơ hình tốn điều khiển: Theo [1] điều khiển vòng thiết kế để điều khiển trạng thái nhanh cách sử dụng đầu vào điều khiển u Mơ hình tốn dẫn: Theo [1] điều khiển vịng ngồi thiết kế để điều Phương... BỘ ĐIỀU KHIỂN TRONG CHẾ ĐỘ TRƯỢT Theo [2], điều khiển trượt (SMC) thiết kế để xây dựng đầu vào điều khiển cho mơ hình IGC Bộ điều khiển trượt tiếng phương pháp thiết kế điều khiển mạnh mẽ phù hợp. .. thống tích hợp trình dẫn điều khiển hiển thị hình Bộ điều khiển trượt (SMC) Bộ truyền động TT-UAV [x y z u v w p q r    ] [x y z u v w] Hình Sơ đồ khối hệ thống tích hợp q trình dẫn điều khiển