quadrotor control stability

MỤC LỤC KÍ HIỆU CÁC CỤM TỪ VIẾT TẮT UAV: Máy bay không người lái (Unmanned Aerial Vehicle) PID: Tỷ lệ - tích phân – vi phân (Proportional – Integral – Derivative) ESC: Bộ điều tốc (Electronic Speed Controller) RX: Bộ thu sóng radio (Receiver) TX: Bộ phát sóng radio (Transmitter) BLDC: Động chiều không chổi than (Brushless DC Motor) SISO: Một đầu vào đầu (Single Input Single Output) MIMO: Nhiều đầu vào nhiều đầu (Multiple Inputs Multiple Outpus) PWM: Điều chỉnh độ rộng xung (Pulse Width Modulation) Lời mở đầu Máy bay không người lái (UAV) năm gần dành nhiều quan tâm đặc biệt Trước thách thức biến đổi khí hậu cạn kiệt nguồn nhiên liệu hóa thạch, người cần tìm phương án sử dụng lượng cách thông minh tiết kiệm Những máy bay thông minh cỡ nhỏ tiêu thụ lượng đời nhằm tối ưu hóa việc tiêu thụ lượng so với thiết bị bay truyền thống, đảm bảo khả thực nhiệm vụ không Ngồi ý nghĩa mặt lượng, UAV cịn mang đến tính mà máy bay truyền thống đơi khó sở hữu, khả động, tiếng ồn, trí tuệ nhân tạo,… Việc nghiên cứu UAV xu hướng tất yếu thời đại Nhận thức điều này, em mong muốn góp phần nhỏ bé thân vào nỗ lực chung giới Em xin chân thành cảm ơn thầy Th.s Phạm Xuân Tùng- giảng viên Bộ môn kĩ thuật Hàng không-Vũ trụ cố vấn nhiệt tình trình em thực đồ án Đồ án thực thiếu động viên lớn từ gia đình, đặc biệt từ mẹ, thơng cảm hỗ trợ suốt thời gian vừa qua Giới thiệu chung Máy bay không người lái (UAV) loại máy bay điều khiển từ xa thông qua hệ thống điều khiển mặt đất hồn tồn tự động hệ thống máy tính gắn máy bay Trong số máy bay không người lái, quadrotor loại máy bay có khả cất hạ cánh thẳng đứng mà không cần đường băng Bộ phận tạo lực đẩy đồng thời làm nhiệm vụ cân cho máy bay bốn động Toàn chuyển động máy bay điều khiển thông qua tăng giảm tốc độ quay động (khơng thong qua thay đổi góc cánh), từ dẫn đến thay đổi lực đẩy cánh quạt Do đó, so với loại máy bay rotor khác, quadrotor có kết cấu khí đơn giản Điều đồng nghĩa với kết cấu máy bay có độ tin cậy cao, việc bảo trì đơn giản tốn so với loại máy bay khác Mặt khác, quadrotor tạo lực đẩy từ bốn cánh quạt nên cho phép tạo lực đẩy tương đương với máy bay khác có kích thước cồng kềnh sử dụng cánh quạt có kích thước lớn Điều ưu cho phép quadrotor hoạt động môi trường chật hẹp nhiều vật cản thành phố, nơi khơng có q nhiều khơng gian cho việc cất hạ cánh Bên cạnh ưu điểm, số hạn chế quadrotor hiệu suất lực đẩy máy bay thấp toàn lực nâng máy bay sinh từ lực đẩy động Mặt khác, sử dụng cánh quạt có đường kính nhỏ cho tổn thất khí động lớn so với cánh quạt có đường kính lớn Tuy vây, tương lai, việc chế tạo máy bay vật liệu có khối lượng nhẹ, đóng góp đáng kể vào việc nâng cao hiệu suất tiêu thụ lượng máy bay Quadrotor cho thấy hữu ích mn vàn ứng dụng sống Với kích thước nhỏ gọn với khả mang theo tải trọng lớn, quadrotor làm nhiệm vụ cứu hộ cách hiệu (cứu thương, tìm kiếm cứu hộ sau thảm họa, cứu hỏa,…), đặc biệt thành phố, nơi mà nguy tắc nghẽn giao thơng đường ln có khả làm chậm trễ việc tiếp cận phương tiện cứu hộ đường Bên cạnh nhiều ứng dụng việc vận chuyển hàng hóa, hay chí quân (trinh sát, thám,…) 1.1 Nguyên lý hoạt động quadrotor Quadrotor thiết kế đồ án có dạng dấu cộng Máy bay có cặp cánh quạt thuận nghịch, với cánh đặt đối diện phía Bên cạnh việc đóng góp vào lực đẩy để lấy độ cao cho máy bay, cặp cánh tạo chuyển động máy bay xung quanh trọng tâm Bằng cách tăng giảm đồng thời tốc độ động đặt đối xứng nhau, xuất mô-men làm máy bay nghiêng góc Từ ta điều khiển máy bay di chuyển tịnh tiến theo hướng ngang dọc so với hướng máy bay Với cánh quạt quay giống quay tốc độ, mô-men cản khơng khí tác dụng lên cánh quạt triêt tiêu lẫn Áp dụng nguyên tắc này, ta ổn định góc hướng máy bay theo hướng mong muốn, cách thay đổi đồng thời tốc độ (cùng tăng giảm) cặp cánh đối diện (Hình 1.1 giải thích cách thức tạo chuyển động quadrotor dạng dấu cộng [6,2].) HÌNH 1.1.1.1 Mô tả chuyển động quadrotor 1.2 Lịch sử quadrotor Vào năm 1907, Gyroplane No.1 chế tạo anh em nhà Breguet, đặt dấu mốc cho đời trực thăng quadrotor giới Do khả ổn định chưa thực tốt, bay gần mặt đất phải giữ dây bay [10][6][7] Vào năm 1920, Etienne Oehmichen thử nghiệm thành công nhiều lần Oehmichen No.2 ống thiết kế chế tạo Chiếc máy bay có khả ổn định tốt cất cánh khỏi mặt đất tới vài phút Chiếc máy bay có kết cấu ống thép, với cánh quạt thay đổi góc Vào năm 1922, Chiếc Flying Octopus (Bạch tuộc bay) chế tạo Georges de Bothezat bay thử nghiệm nhiều lần thành cơng Tuy nhiên, chi phí chế tạo đắt đỏ không gây nhiều ý, dự án bị hủy bỏ HÌNH 1.2.2 Gyroplane No.1 HÌNH 1.2.3 Oehmichen No.2 HÌNH 1.2.4 Flying Octopus Vài thập kỉ sau đó, tiếp nối sau thành cơng kĩ sư tiên phong, nhà thiết kế, kĩ sư tìm thấy niềm cảm hứng quay trở lại với ý tưởng mơ hình máy bay bốn cánh quạt Với hiểu biết sâu sắc hệ thống điều khiển, họ thiết kế thử nghiệm thành cơng nhiều mơ hình quadrotor khác Chiếc Convertawings Model A thiết kế để thử nghiệm trước sản xuất dòng máy bay cỡ lớn phục vụ dân quân Chiếc máy bay gồm hai động dẫn động bốn rotor thông qua truyền đai Trong năm 1956, với việc bay thử nghiệm thành cơng nhiều lần, chứng minh cho tính khả thi mơ hình quadrotor Đồng thời, quadrotor có khả bay tiến phía trước Tuy nhiên, lí kinh phí, dự án bị ngừng lại Trong năm 1958, Curtiss-Wright VZ-7 thiết kế công ty Curtiss-Wright theo đơn đặt hang quân đội Mỹ Chiếc máy bay đánh giá có khả di chuyển linh hoạt dễ điều khiển Tuy nhiên, không đáp ứng số tiêu chuẩn quân đội, phải đến năm 1960 máy bay đưa vào sản xuất Tháng 11 năm 1963, chuyến bay thử nghiệm Curtiss X-19 diễn Mẫu thiết kế sử dụng bốn động cánh quạt phản lực, thiết kế để xoay hướng máy bay chuyển qua lại chế độ cất/hạ cánh thẳng đứng chế độ bay Do chất lượng hệ thống điều khiển hạn chế, X-19 thực thao tác Đồng thời, máy bay khó điều khiển q trình bay treo ảnh hưởng hiệu ứng mặt đất chưa tính đến Trong chuyến bay vào năm 1966, Bell X-22 đạt thành công việc chuyển từ chế độ bay treo sang bay Chiếc máy bay sử dụng động đặt ống Tuy nhiên, tốc độ máy bay bay bị ảnh hưởng lực cản sinh đường kính lớn ống, dẫn đến tốc độ máy bay thấp HÌNH 1.2.5 Convertawings Model A HÌNH 1.2.6 Curtiss-Wright VZ-7 HÌNH 1.2.7 Curtiss X-19 HÌNH 1.2.8 Bell X-22 1.3 Đóng góp đề tài nghiên cứu Trên giới, xự xuất quadrotor trở nên phổ biến Việc nghiên cứu loại máy bay thu hút quan tâm rộng rãi giới nghiên cứu toàn giới ưu điểm vượt trội Tại nhiều phịng thí nghiệm, người ta khơng ngưng đưa giải pháp để nâng cao chất lượng điều khiển hệ thống, tìm phương pháp mơ hình hóa xác để đưa kết mô gần với thực tế Trong thời gian gần đây, quadrotor dần biết đến nhiều nước, phạm vi ứng dụng mức độ phổ biến hạn chế Đồ án thực với mục đích tiếp cận việc thiết kế quadrotor cách có hệ thống sở khoa học, nhằm tạo tiền đề cho phát triển xa loại máy bay tương lai Đồ án đưa phương pháp mô hình tuyến tính hóa cho quadrotor, đồng thời trình bày thí nghiệm để thu tham số cần thiết cho việc mơ Tiếp theo đó, phương pháp tiến hành thiết kế điều khiển thông qua công cụ MATLAB-Simulink trình bày Sau chế tạo mơ hình thực tế, vấn đề thực tiễn gặp phải q trình áp dụng thuật tốn vào vi điều khiển nêu giải HÌNH 2.3.2.21 Bộ gá động encoder Encoder sử dụng để đo vận tốc góc động thơng qua tần số đóng mở diode quang nên đĩa encoder khơng cần có độ phân giải cao encoder đo vị trí Do đó, đĩa encoder cần quét Số lần quét quét qua khe cặp photodiodes giây tốc độ quay động ( đơn vị: số vòng giây), hiển thị giá trị tần số Agilent 34970A (đơn vị: Hz) HÌNH 2.3.2.22 Mơ hình thí nghiệm đo thay đổi tốc độ động theo độ rộng xung Sau tiến hành đo cụm ESC – động – cánh quạt, ta thu dải tốc độ động thay đổi theo độ rộng xung từ thấp đến cao Dựa vào thí nghiệm trước, ta xác định mức xung động để máy bay bay treo Kết hợp với đồ thị 6.2 ta tìm tốc độ động trạng thái bay treo ứng với độ rộng xung PWM = 1.385 ms Đơn vị rad/s Động 560.25341 Động 524.38082 Động 537.60944 Động 532.91716 Trung bình 538.78314 BẢNG 2.3.2.9 Giá trị tốc độ góc bốn động máy bay bay treo ( Đơn vị: rad/s) HÌNH 2.3.2.23 Đồ thị dải tốc độ động theo độ rộng xung Để tính tốn tốc độ động máy bay bay treo, trước hết cần tìm hàm số mơ tả xấp xỉ gần quan hệ tốc độ góc với độ rộng xung Sau đó, ta tìm hệ số góc tiếp tuyến đồ thị vị trí có độ rộng xung để máy bay bay treo coi quan hệ hai đại lượng gần tuyến tính lân cận điểm xét Dựa vào liệu bảng 6.2, ta tìm hệ số góc điểm tuyến tính hóa đường cong biểu diễn quan hệ tốc độ góc độ rộng xung cho động cơ, hệ số tỷ lệ K hàm truyền động Kết cho bảng 6.2b Đơn vị rad/s/ms Động 715.66 Động 802.59 Động 799.82 Động 745.40 Trung bình 765.87 BẢNG 2.3.2.10 Các hệ số góc điểm tuyến tính hóa đường cong biểu diễn quan hệ tốc độ góc độ rộng xung cho động ( Đơn vị: rad/s/ms) 2.3.3 Quan hệ lực đẩy tốc độ góc động Dựa vào số liệu hai bảng 6.1 6.2, ta liên hệ lực đẩy tốc độ góc động thông qua giá trị trung gian độ rộng xung HÌNH 2.3.3.24 Đồ thị liên hệ lực đẩy (đơn vị: N) tốc độ góc (đơn vị: rad/s) bốn cánh quạt Liên hệ với lý thuyết cánh bay, ta biết lực đẩy tạo cánh quạt liên hệ với tốc độ góc theo phương trình [13,53]: Trong đó: • • CT: số khơng thứ ngun R: bán kính đĩa trịn qt lên cánh quay (m) • • tốc độ quay cánh (rad/s) : khối lượng riêng khơng khí Với đặc tính mơi trường mà quadrotor hoạt động khơng thay đổi nhiều độ cao, khối lượng riêng khơng khí coi xấp xỉ số Do góc đặt cánh cố định nên số CT coi số Vì vậy, ta biết lực đẩy liên hệ với tốc độ cánh quạt theo hàm bậc hai Sử dụng phương pháp bình phương tối thiểu, ta tìm gần hàm dựa vào liệu đo hai thí nghiệm trình bày phần trước Một cách gần đúng, ta bỏ qua giá trị bậc bậc hàm Khi ta thu hệ số lực đẩy b cho cánh quạt tương ứng với động Đơn vị Cánh quạt Cánh quạt Cánh quạt Cánh quạt Trung bình Khơng thứ ngun 1.0E-05 7.0E-06 8.0E-06 9.0E-06 8.5E-06 BẢNG 2.3.3.11 Hệ số lực đẩy cánh quạt 2.3.4 Thí nghiệm xác định hệ số τ Trong phần trước, ta coi mơ hình động khâu quán tính bậc ảnh hưởng hai điểm cực không đáng kể Như vậy, ta tiến hành xác định hàm truyền cho cặp ESC động thơng qua tìm số K τ Ta tiến hành thí nghiệm nhằm xác định tốc độ đáp ứng ESC động cơ, qua để tìm số thời gian τ Phương pháp phổ biến để xác định hàm truyền cho khâu quán tính bậc cấp cho khâu tín hiệu bước so sánh tín hiệu với tín hiệu đầu Do thời gian đáp ứng động ngắn, để quan sát thời gian đáp ứng, cần tiến hành đồng việc tạo tín hiệu đầu vào ghi lại tín hiệu đẩu thiết bị, sau phân tích chúng đồ thị Tơi lựa chọn sử dụng mạch Arduino UNO để thực cơng việc Ở tín hiệu đầu vào xung PWM có giá trị thay đổi xung quanh điểm làm việc Tín hiệu đầu tốc độ động đo encoder Thuật toán áp dụng vi điều khiển để phối hợp cơng việc trình bày hình 6.4 Theo đó, có tín hiệu ngắt, biến đếm tăng đơn vị Sau tăng 10 lần, chương trình tính tổng thời gian 10 lần đếm Biến new gán TRUE, để thơng báo có giá trị thời gian period cập nhật Giá trị thời gian kết hợp với độ phân giải đĩa encoder cho biết vận tốc động Cũng ghi lại thời gian biến t có nhiệm vụ liên tục cập nhật thời gian hệ thống so sánh với giá trị 2s Tín hiệu bước thay đổi với chu kỳ 2s dựa vào biến t Sai Tín hiệu ngắt ngồi từ encoder Đúng Sai Đúng Mặc dù việc đo tốc độ Arduino cho kết có nhiễu sai số lớn liệu thu thông qua Agilent 34970A, điều chấp nhận ta quan tâm thay đổi tốc độ tương đối động thay tốc độ xác chúng Nghĩa ta tiến hành dịch trục tọa độ cho gốc tọa độ trùng với điểm làm việc Thời gian đáp ứng Sai động khoảng thời gian từ xuất tín hiệu đầu vào tín hiệu đầu dao động bình ổn ĐúngHÌNH 2.3.4.25 Đồ thị biểu diễn đáp ứng động theo xung bước Kết thúc Theo lý thuyết điều khiển, ta tính số thời gian τ gần 1/5 khoảng thời gian để tín hiệu đầu đáp ứng với tín hiệu đầu vào Với thời gian đáp ứng đo 0.1453s, ta tính số thời gian τ = 0.036s Biến thời gian: t , period Biến đếm: x Biến cập_nhật: new x == 10 t = t t ≥ 2s period = thời gian x chạy từ 10 x++ PWM thay đổi x =tính bậc đối [4,162] HÌNH 2.3.4.26 Đáp ứng theo thời gian khâu quán 2.3.5 Tổng hợp new == TRUE new == TRUE Sau tiến hành thí nghiệm tính tốn, ta thu được: - Hàm truyền động cơ: In hình: Với tín hiệu PWM, timexung đầu vào có đơn vị micro giây, hàm truyền động là: - Hệ số lực đẩy cánh quạt: Đơn vị Cánh quạt Cánh quạt Cánh quạt Cánh quạt Trung bình Khơng thứ ngun 1.0E-05 7.0E-06 8.0E-06 9.0E-06 8.5E-06 2.4 Thiết kế điều khiển Trong phần này, ta tiến hành xây dựng điều khiển cho quadrotor Các cơng trình nghiên cứu giới trước áp dụng thành công nhiều điều khiển khác cho việc ổn định quadrotor [Trích] Trong số đó, thực nghiệm chứng tỏ điều khiển PID (Proportional – Integral – Derivative) cho chất lượng điều khiển tương đối tốt mơi trường nhiễu khí động khơng q lớn [Trích] Một số ưu điểm điều khiển PID khả tích hợp dễ dàng với chi phí thấp lên phần cứng thương mại bán phổ biến thị trường Tuy nhiên, việc tính tốn dị thực nghiệm thông số P, I, D thực tế cần nhiều kinh nghiệm nhiều thời gian Việc đạt yêu cầu thường kéo theo việc phải hạ thấp tiêu chuẩn khác Ví dụ: để tăng tốc độ phản hồi thường kéo theo xuất vọt lố đầu so với tín hiệu đáp ứng mong muốn Người thiết kế phải vào yêu cầu hệ thống (về tốc độ phản hồi, độ bền vững hệ thống, ) để cân đối đặc tính hệ thống Mặt khác, điều khiển PID áp dụng mô hình tuyến tính, nên phạm vi hoạt động điều khiển giới hạn điều kiện hoạt động đơn lẻ xung quanh trạng thái tuyến tính hóa Để thiết kế điều khiển PID, ta sử dụng mơ hình quadrotor đơn giản, xét đến yếu tố tác động lên ứng xử động học máy bay Ở đây, ta bỏ qua tượng gyro cánh quạt mô-men không đáng kể so với mô-men gây lực đẩy từ động Bằng cách đó, để đơn giản tốn, ta xét riêng tốn thiết kế điều khiển cho chuyển động coi chúng độc lập với Các toán xét đến bao gồm: • • • • Ổn định góc roll Ổn định góc pitch Ổn định độ cao Ổn định góc yaw Với phạm vi hoạt động xung quanh trạng thái bay treo ( tốc độ thấp, góc roll, pitch nhỏ, ), ta viết mơ hình tốn học tuyến tính hóa cho chuyển động xung quanh trạng thái Sau áp dụng giả thiết để đơn giản mơ hình tốn học, ta tiến hành mô thiết kế điều khiển phần mềm MATLAB-Simulink Để đánh giá chất lượng điều khiển, ta vào tiêu chuẩn: Vọt lố xuất đáp ứng miền thời gian cần khơng vượt q 10% tín hiệu mong muốn • Độ bền vững đánh giá thông qua độ dư pha độ dư biên độ, thông qua đánh giá biểu đồ Bode hệ hở Hệ thống cần đạt độ dự trữ biên độ tối thiểu 3dB độ dự trữ pha tối thiểu 30 o , yêu cầu chung phần lớn hệ thống điều khiển cơng nghiệp cơng nghiệp • 2.4.1 Ổn định góc roll Các phương trình mơ tả chuyển động theo phương ngang Quadrotor: Do trạng thái bay treo, mơ-men roll , nên ta có: Suy ra, Vậy, mơ hình khơng gian trạng thái mơ tả chuyển động theo phương ngang máy bay là: Dựa vào mơ hình khơng gian-trạng thái máy ta thu hàm truyền liên hệ góc roll tốc độ góc động cơ: Ta tiến hành mơ SIMULINK theo mơ hình sau: Để sát với mơ hình thực tế, ta đưa ảnh hưởng nhiễu vào mô Thông số Noise Power khối Band-Limited White Noise chọn 0.00001, cho tín hiệu nhiễu có biên độ gần với tín hiệu nhiễu thực tế Với khối PID, ta chọn mơ hình PID song song số lượng phép tính hơn, cho phép thuật toán áp dụng lên vi điều khiển chạy với tốc độ nhanh Ta chọn sử dụng khối tích phân theo phương pháp Euler Backward tạo độ trễ pha nhỏ 90 độ Việc giảm độ trễ pha cho phép tăng độ dư pha, làm tăng độ ổn định hệ thống Kết thu được, máy bay lệch góc roll 25 độ so với vị trí ngang: Các thơng số PID thu cho điều khiển: P I D Đánh giá chất lượng điều khiển: 0.012 0.0006 0.046 Thời gian độ Độ vọt lố Độ dự trữ pha Độ dự trữ biên 1.36 s 9.68 % 58.7 độ 14.8 dB Kết luận: Với thông số PID tìm được, điều khiển cho chất lượng điều khiển thỏa mãn với tiêu chí đặt 2.4.2 Ổn đinh góc pitch Các phương trình mơ tả chuyển động theo phương dọc Quadrotor: Do trạng thái bay treo, mơ-men pitch , nên ta có: Suy ra, Vậy, mơ hình khơng gian trạng thái mơ tả chuyển động theo phương ngang máy bay là: Dựa vào mô hình khơng gian-trạng thái máy ta thu hàm truyền liên hệ góc roll tốc độ góc động cơ: Mô SIMULINK tương tự tốn ổn định góc roll, ta thu thơng số cho điều khiển PID: P 0.021 I D 0.0011 0.083 Đánh giá chất lượng điều khiển: Thời gian độ Độ vọt lố Độ dự trữ pha Độ dự trữ biên 1.36 s 9.68 % 58.7 độ 14.8 dB Kết luận: Với thông số PID tìm được, điều khiển cho chất lượng điều khiển thỏa mãn với tiêu chí đặt 2.4.3 Ổn định độ cao Các phương trình mơ tả chuyển động tịnh tiến theo phương trục OzE Quadrotor: Ta có: Theo lý thuyết nhiễu nhỏ, ta bỏ qua đại lượng nhiễu nhỏ bậc cao lớn 1: Do lực đẩy trạng thái bay treo động : Vậy, mơ hình khơng gian trạng thái mô tả chuyển động theo phương ngang máy bay là: Dựa vào mơ hình khơng gian-trạng thái máy ta thu hàm truyền liên hệ độ cao tốc độ góc động cơ: Ta tiến hành mơ SIMULINK theo mơ hình sau: Kết mơ cho thấy đáp ứng mơ hình có tín hiệu điều khiển: Các thơng số PID thu cho điều khiển: P I D 2.43 0.094 6.14 Đánh giá chất lượng điều khiển: Thời gian độ Độ vọt lố Độ dự trữ pha Độ dự trữ biên 3.96 s 10.7 % 60 độ 16 dB Kết luận: Với thông số PID tìm được, điều khiển cho chất lượng điều khiển thỏa mãn với tiêu chí đặt 2.4.4 Ổn định góc Yaw Việc mơ tốn ổn định góc Yaw yêu cầu xác định hệ số lực cản cánh quạt Đây yếu tố gây thay đổi góc Yaw quadrotor Tuy nhiên, việc ổn định góc Yaw tiến hành hoàn toàn thực nghiệm, tầm quan trọng tốn khơng q lớn tốn ổn định góc Roll Pitch Trong phần thực nghiệm, ta tiến hành dò tham số cho điều khiển PID ổn định góc Yaw 2.5 Thực nghiệm Như trình bày phần đầu, trước tiến hành mơ hình hóa, ta đặt giả thiết để đơn giản toán Tuy nhiên, việc lược bỏ ảnh hưởng bất đối xứng kết cấu, hiệu ứng mặt đất, hiệu ứng gyro cánh quạt khiến kết mô sai lệch so với thực tế Mặt khác, việc tuyến tính hóa loại bỏ tương tác yếu tố trục khác để đưa toán đơn lẻ độc lập, khiến phạm vi áp dụng mơ hình quadrotor tuyến tính hạn chế Bên cạnh đó, nhiễu sinh môi trường phức tạp gồm nhiều dạng: nhiễu khí động, nhiễu điện từ thiết bị điện tử hoạt động tần số cao, nhiễu rung động kết cấu khí,… Tất yếu tố gây sai lệch cho kết mô Bởi nguyên nhân này, sau mô hệ thống cố gắng loại bỏ tối đa ảnh hưởng nhiễu, ta cần tiến hành thử nghiệm dị lại thơng số cho điều khiển dựa sở thơng số tính tốn trước 2.5.1 Thiết kế lọc Rung động kết cấu gây nhiễu tín hiệu thu từ cảm biến Đặc biệt nhạy cảm với nhiễu cảm biến gia tốc, cấu tạo cảm biến lị xo biến dạng có lực tác động Vì ta tiến hành lọc tín hiệu gia tốc đo cảm biến gia tốc Mặt khác, ta quan tâm liệu dải tần số thấp cảm biến này, khác với gyroscope dải tần số cao Bộ lọc IIR (Infinite impulse response) lựa chọn với thông số thiết kế sau: dải tần 242.39 Hz, tần số lấy mẫu 0.02 ms cho kết lọc HÌNH 2.5.1 HÌNH 2.5.1.27 Tín hiệu gia tốc đo trục trước sau lọc Đánh giá kết trước sau lọc: Trước lọc MIN MAX 1.99994 -2 Sau lọc MIN MAX 0.12063 -0.9004 BẢNG 2.5.1.12 Giá trị nhỏ lớn gia tốc (m/s2) đo trước sau lọc 2.5.2 Dị thơng số điều khiển PID thực nghiệm Để dị PID, tơi viết chường trình PID_Tunning Visual Basic Phần mềm cho phép kết nối với thiết bị bluetooth gắn quadrotor thông qua cổng COM Ta gửi tham số P,I,D cho điều khiển đồng thời lên vi điều khiển máy bay Mục Precision cho phép ta tinh chỉnh tham số P,I,D theo độ xác khác Dữ liệu Bluetooth truyền máy tính cập nhật liên tục hình phía Dữ liệu bao gồm việc xác nhận thông số P,I,D gửi lên vi điều khiển, đồng thời cho biết giá trị góc roll, pitch, yaw máy bay HÌNH 2.5.2.28 Giao diện phần mềm PID_Tunning Kết luận Việc tiến hành thử nghiệm tiến hành Tuy nhiên, việc dò thông số cho điều khiển tốn nhiều thời gian chưa mang lại nhiều kết quả, hạn chế độ xác mơ hình chế tạo không đủ phương tiện cần thiết Thông qua đồ án này, thu kinh nghiệm q báu việc mơ ổn định động học cho quadrotor nói riêng thiết bị bay nói chung Các số liệu đo đạc chương trình xây dựng sở để hoàn thiện sản phẩm tương lai TÀI LIỆU THAM KHẢO George E , Control System Design Guide, 3rd ed., Elsevier Academic Press, 2004 Michael V Cook, Flight Dynamics Principles: A Linear Systems Approach to 10 11 12 13 Aircraft Stability and Control, 3rd ed., Elservier Academic Press, 2013 Steven T Karris, Introduction to Simulink with Engineering Applications, 2nd ed., Orchard Publications, 2008 Katsuhiko Ogata, Modern Control Engineering, 5th ed., Pearson Education, 2010 Tomas Jiinec, Stabilization and Control of Unmanned Quadcopter, Master Thesis, Lulea University of Technology, Czech, May 30 2011 Jorge Miguel Brito Domingues, Quadrotor prototype, Master Thesis, Universidade Tecnica de Lisboa, Portugal, 2009 Menno Wierema, Design, implementation and flight test of indoor navigation and control system for a quadrotor UAV, Master of Science Thesis, Delft University of Technology, Germany, Dec 11 2008 Aditya Sreekuma, P Hithesan, M Krishna Anand, Design and implementation of the closed loop control of a quad rotor UAV for stability, Project report, Amrita school of Engineering, Coimbatore, May 2011 Michael David Schmidt, Simulation and Control of a quadrotor unmanned aerial vehicle, Master Thesis, University of Kentucky, USA, 2011 ‘Quadcopter’ n.d., Wikipedia, viewed June 2014, http://en.wikipedia.org/wiki/Quadcopter Dr Jy-Cheng Jeng, Linearization of Nonlinear Models, viewed June 2014, http://www.cc.ntut.edu.tw/~jcjeng/Linearization.pdf Hanspeter Schaub, John L Junkins, Analytical Mechanics of Aerospace Systems, 2002 Alfred Gessow, Aerodynamics of the Helicopter, Frederick Ungar Publishing Co., 1985