Tổng hợp thuật toán điều khiển hạ cánh theo chương trình cho máy bay không người lái cỡ nhỏ TT

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG HỌC VIỆN KỸ THUẬT QN SỰ ******* NGƠ VĂN TỒN TỔNG HỢP THUẬT TỐN ĐIỀU KHIỂN HẠ CÁNH THEO CHƯƠNG TRÌNH CHO MÁY BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI CỠ NHỎ Chuyên ngành : Kỹ thuật điều khiển Tự động hóa Mã số : 52 02 16 TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT Hà Nội – 2021 CƠNG TRÌNH ĐƯỢC HOÀN THÀNH TẠI HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ - BỘ QUỐC PHÒNG Người hướng dẫn khoa học: TS Lê Thanh Phong TS Nguyễn Xuân Căn Phản biện 1: GS.TS Phan Xuân Minh Đại học Bách khoa Hà Nội Phản biện 2: PGS.TS Trần Đức Thuận Viện Khoa học Công nghệ Quân Phản biện 3: PGS.TS Bùi Xn Khoa Học viện Phịng khơng - Khơng Quân Luận án bảo vệ Hội đồng đánh giá luận án cấp Học viện theo định số 4262/QĐ-HV, ngày 14 tháng 10 năm 2021 Giám đốc Học viện Kỹ thuật Quân sự, họp Học viện Kỹ thuật Quân vào hồi .ngày tháng năm 2021 Có thể tìm hiểu luận án tại: - Thư viện Học viện Kỹ thuật Quân - Thư viện Quốc gia CÁC CƠNG TRÌNH Đà CƠNG BỐ CỦA TÁC GIẢ 01 Ngơ Văn Tồn, Nguyễn Xn Căn, Nguyễn Ngọc Điển, Trần Hồng Sơn, "Tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV điều kiện đường băng ngắn", Tạp chí KH CNQS số 59, 02/2019 02 Nguyễn Ngọc Điển, Ngơ Văn Tồn, "Optimization of UAV landing taking into consideration of limitation on control on the basis of solution of the boundary value problem by the parameter continuation method", Journal of Physics: Conf Series 1172 012075, 04/2019 03 Ngơ Văn Tồn, Lê Thanh Phong, Nguyễn Ngọc Điển, Nguyễn Hữu Đạt, "Tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV điều kiện vị trí hạ cánh chuyển động", Tạp chí KH CNQS số 60, 04/2019 04 Ngơ Văn Tồn, Nguyễn Xn Căn, Lê Thanh Phong, Lê Hùng Phong, Nguyễn Văn Thinh, Đặng Công Vụ, "Sử dụng điều khiển PI bám quỹ đạo hạ cánh cho UAV cỡ nhỏ", Tạp chí KH CNQS số 69, 10/2020 05 Ngơ Văn Tồn, Đồn Thế Tuấn, Phạm Ngọc Văn, Nguyễn Thanh Tùng, Nguyễn Ngọc Điển, "Landing Trajectory Design for UAV Considering Control Restrictions and Landing Speed", Academic Journal of Applied Mathematical Sciences, Vol 7, Issue 3, pp: 179-186, 7/2021 MỞ ĐẦU Đặt vấn đề Ngày nay, máy bay không người lái (UAV- Unmanned Aerial Vehicle) sử dụng rộng rãi lĩnh vực quân lĩnh vực khác đời sống xã hội Với Việt Nam, nước có biên giới biển, đất liền dài hàng chục ngàn km, 2/3 diện tích vùng rừng núi, diện tích lãnh hải vùng đặc quyền kinh tế biển rộng (trên triệu km 2) thường xuyên bị tranh chấp chủ quyền Việc sử dụng UAV để kiểm soát vùng biển, vùng rừng núi biên giới Tổ quốc lĩnh vực khác ln có vai trị quan trọng đem lại lợi ích cao Đối với UAV, hệ thống tự động điều khiển cất hạ cánh giữ vị trí đặc biệt quan trọng Giai đoạn cất hạ cánh thiết bị bay nói chung, UAV nói riêng giai đoạn phức tạp chịu tác động nhiều yếu tố, đặc biệt hạ cánh xuống tàu sân bay, sân bay dã chiến phải hạ cánh bắt buộc xuống bãi Các cố tai nạn xảy giai đoạn thường chiếm tỷ lệ cao Vì vậy, nghiên cứu, xây dựng hệ thống điều khiển hạ cánh cho UAV có khả làm việc ổn định xác cao đặt Từ phân tích trên, Luận án đặt toán “Tổng hợp thuật toán điều khiển hạ cánh theo chương trình cho máy bay khơng người lái cỡ nhỏ” Đây đề tài khoa học mang tính cấp thiết có ý nghĩa thực tiễn cao Đối tượng, phạm vi nghiên cứu phương pháp nghiên cứu Đối tượng nghiên cứu: Hệ thống điều khiển hạ cánh UAV cỡ nhỏ, có cánh cố định Luận án khơng xem xét loại UAV có nhiều cánh quạt (Multirotor, quadrotor ) Phạm vi nghiên cứu: Đề tài nghiên cứu thuật toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV cỡ nhỏ Trong đó, tập trung xem xét chuyển động UAV kênh chuyển động dọc Nội dung nghiên cứu Nội dung Luận án trình bày 156 trang, 124 hình vẽ đồ thị, 63 tài liệu tham khảo Nội dung nghiên cứu nhằm giải hai toán cụ thể: - Tối ưu quỹ đạo hạ cánh cho UAV có hạn chế tải đứng; - Tổng hợp thuật toán điều khiển bám quỹ đạo cho UAV cỡ nhỏ điều kiện có gió Bố cục luận án gồm: Phần mở đầu Chương 1: Tổng quan điều khiển hạ cánh UAV Chương 2: Tối ưu quỹ đạo hạ cánh cho UAV Chương 3: Tổng hợp điều khiển kênh chuyển động dọc cho UAV cỡ nhỏ điều kiện có gió Chương 4: Mơ đánh giá kết Kết luận Tính thực tiễn, tính khoa học đóng góp luận án Tính thực tiễn Thuật tốn đề xuất ứng dụng cho lớp UAV cỡ nhỏ có cánh cố định Các thuật tốn thực hóa cơng nghệ kỹ thuật Tính khoa học luận án Luận án giải toán xác định quỹ đạo hạ cánh cho UAV sở lý thuyết điều khiển tối ưu, với ràng buộc tín hiệu điều khiển hạn chế đưa giải pháp điều khiển UAV theo quỹ đạo tối ưu Những đóng góp luận án Đã tổng hợp thuật tốn tìm quỹ đạo tối ưu hạ cánh UAV; Đã tổng hợp điều khiển bám quỹ đạo hạ cánh cho UAV cỡ nhỏ điều kiện có gió CHƯƠNG TỔNG QUAN VỀ ĐIỀU KHIỂN HẠ CÁNH UAV111Equation Chapter (Next) Section 1.1 Khái quát chung UAV hệ tọa độ sử dụng kỹ thuật điều khiển UAV UAV khí cụ bay có điều khiển, có động cơ, bay khí nhờ cánh nâng khơng có người trực tiếp ngồi UAV để điều khiển So với máy bay có người lái, UAV có ưu điểm sau: - Chi phí thấp cho nghiên cứu phát triển, chế tạo, vận hành, bảo đảm kỹ thuật; - Không cần phi cơng điều khiển trực tiếp, giảm thiểu thương vong, chi phí đào tạo; - UAV dễ dàng thay đổi đường bay; - Với kích thước nhỏ, khó bị phát Về hệ thống hạ cánh, UAV hạ cánh xuống đường băng, hạ cánh thẳng đứng dùng thiết bị thu hồi dù lưới Trong kỹ thuật hàng khơng nói chung điều khiển UAV nói riêng, người ta thường sử dụng hệ tọa độ sau: Hệ tọa độ mặt đất; Hệ tọa độ mặt đất di động; Hệ tọa độ liên kết; Hệ tọa độ tốc độ [4, 5, 7] 1.2 Đặc điểm trình hạ cánh hệ thống điều khiển hạ cánh UAV Hạ độ cao Kéo Giữ Hhc Tiếp đất, hãm đà V=Vtđ Lhđc Lkb Lgb Lhc V=0 Lhđ Hình 1.6 Sơ đồ hạ cánh hãm đà Căn vào phương pháp hạ độ cao, phương pháp tiếp đất, độ dài quãng đường hãm đà, người ta chia hạ cánh thành dạng: Hạ cánh hãm đà; hạ cánh rút ngắn; hạ cánh thẳng đứng Thông thường, hạ cánh hãm đà gồm giai đoạn: Hạ độ cao, kéo bằng, giữ bằng, tiếp đất hãm đà [3, 15] Các hệ thống điều khiển hạ cánh điển hình: - Hệ thống điều khiển hạ cánh UAV theo chương trình; Sơ đồ vịng điều khiển kín UAV trình bày Hình 1.7 Hình 1.7 Sơ đồ khối vịng điều khiển kín UAV - Hệ thống điều khiển hạ cánh UAV quang học; - Hệ thống điều khiển hạ cánh UAV vơ tuyến 1.3 Gió ảnh hưởng nhiễu động gió đến q trình hạ cánh UAV Gió chuyển động tương đối khơng khí so với mặt đất, gió có tham số thay đổi theo không gian thời gian hai gọi nhiễu động gió Gió mang tính ngẫu nhiên, nhiên, vùng khí phạm vị hẹp thời gian định coi gió đặn uurkhơng đổi [38, 48] W - Trường hợp có gió đứng y thể Hình 1.9 Độ lớn véc tơ khơng tốc tính sau: Vr � Vk2  Wy2 Góc gió sinh  w xác định sau:  r   � w ; với  w  arctg(Wy Vk ) �Wy Vk (1.14) (1.15) Hình 1.10 Ảnh hưởng gió Hình 1.9 Ảnh hưởng gió dọc đến UAV mặt phẳng đứng đến UAV mặt phẳng thẳng đứng thẳng đứng uur W - Trường hợp có gió dọc x thể Hình 1.10 Độ lớn véc tơ khơng tốc tính sau: Vr  Vk �Wx cos  (1.16) Góc gió sinh  w xác định sau:  r   � w , với  w  arctg(Wy sin  Vk ) (1.17) 1.4 Tình hình nghiên cứu nước ngồi nước 1.4.1 Tình hình nghiên ngồi nước Việc nghiên cứu hệ thống điều khiển hạ cánh UAV nhà khoa học tập trung nghiên cứu, ứng dụng nhiều, song lại không công bố rộng rãi Các công trình nghiên cứu chủ yếu xây dựng thuật toán phù hợp để thiết kế, chế tạo hệ thống điều khiển hạ cánh cho UAV Tuy nhiên công trình nghiên cứu tối ưu quỹ đạo hạ cánh cho UAV hạn chế đặc biệt chưa có cơng trình nghiên cứu tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV cụ thể có xét đến hạn chế tải đứng 1.4.2 Tình hình nghiên cứu nước Các cơng trình nghiên cứu tập trung vào giải pháp nâng cao chất lượng điều khiển giải pháp kỹ thuật để nâng cao ổn định khả động UAV giải pháp để nâng cao hệ thống thông tin bảo đảm hạ cánh cho UAV Ngồi ra, cịn số cơng trình nghiên cứu xây dựng luật dẫn cho UAV, nhiên chưa nhiều chủ yếu xây dựng quỹ đạo bám đơn giản (theo đường tròn) 1.4.3 Hướng tiếp cận Luận án Vì vậy, giải vấn đề tổng hợp thuật toán điều khiển hạ cánh theo chương trình cho máy bay khơng người lái, luận án tập trung vào tốn sau: Bài toán 1: Tối ưu quỹ đạo hạ cánh cho UAV có hạn chế q tải đứng; Bài tốn 2: Tổng hợp thuật toán điều khiển bám quỹ đạo cho UAV cỡ nhỏ điều kiện có gió 1.5 Kết luận chương Trong chương này, Luận án làm sáng tỏ vấn đề chung UAV; điều khiển hạ cánh UAV hệ tọa độ sử dụng điều khiển dẫn đường hàng không Khảo cứu cơng trình nghiên cứu ngồi nước điều khiển hạ cánh UAV thấy rằng: Các cơng trình nghiên cứu điều khiển hạ cánh theo chương trình chưa đề cập đến tối ưu quỹ đạo hạ cánh có hạn chế q tải đứng Vì vậy, hướng tiếp cận Luận án xây dựng quỹ đạo dựa lý thuyết điều khiển tối ưu Đây hướng có khả ứng dụng loại UAV đại Những kết nghiên cứu nêu sở quan trọng, giúp Luận án xác định toán cần phải giải CHƯƠNG TỐI ƯU QUỸ ĐẠO HẠ CÁNH CHO UAV 2.1 Cơ sở giải toán điều khiển tối ưu quỹ đạo hạ cánh Luận án sử dụng nguyên lý cực đại Pontryagin để giải toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh 2.1.1 Nguyên lý cực đại Pontryagin 2.1.1.1 Bài toán với biên thời gian cố định Các phương trình chuyển động, điều kiện biên tiêu chất lượng thể phương trình (2.1) ÷ (2.3) [55, 56, 2, 8, 9]: x&i  f i (x, u, t ), i  1, 2, , n, u �U �R r ; (2.1) xi (t0 )  xi0 , xi (t f )  xif , i  1, 2, , n; (2.2) tf J� f (x, u, t ) dt � min(inf) (2.3) t0 Pontryagin sử dụng ngun lý Lagrange cho tốn (2.1) ÷ (2.3) Theo đó, thiết lập hàm số: n n i 1 i 1 L   f  � i ( f i  x&i )  H  �  i x&i ; n H �  i fi (2.4) i 0 Trong đó: Theo nguyên lý Lagrange, tốn (2.1) ÷ (2.3) viết dạng sau: J% � L( x, x&, u, , t )dt � max (2.5) u�U xi (t0 )  xi0 , xi (t f )  xif , i  1, 2, , n (2.6) * * * Giả sử x (t ), u (t ), (t ) nghiệm tốn (2.5), (2.6) Khi đó, tốn (2.5), (2.6) tương đương với hai toán sau: tf J% L(x, x&, u* , , t )dt � max;  � (2.7) xi (t0 )  xi0 , xi (t f )  xif , i  1,2, , n; (2.8) t0 x , tf J% L( x* , x&* , u, * , t )dt � max;  � t0 u�U (2.9) tf hay: n � � * J%  H ( x , u ,  , t )   i x&i � dt � max; � � � x , i 1 � t0 � xi (t0 )  xi0 , xi (t f )  xif , i  1,2, , n; (2.10) (2.11) tf n � * � * J%  H ( x , u ,  , t )   i* x&*i � dt � max; (2.12) � � � u�U i 1 � t0 � Bài tốn (2.10) tốn biến phân đơn giản Đối với toán này, điều kiện cực đại cần (phương trình Euler) có dạng: � H &i   , i  1, 2, , n; (2.13) � xi � H x&i   , i  1, 2, , n (2.14) � &i Trong tốn (2.12), tích phân nhận giá trị cực đại giá trị tín hiệu điều khiển mà biểu thức dấu tích phân đạt * giá trị cực đại Bởi vậy, tín hiệu điều khiển u (t ) nghiệm toán (2.12) làm cho hàm Hamilton đạt cực đại � t ,t � toàn đoạn �0 f �trừ điểm gián đoạn thỏa mãn đẳng thức sau: max H ( x* , u, * , t )  H ( x* , u* , * , t ) (2.15) u�U Điều kiện cần (2.13), (2.14) với quan hệ (2.15) tạo thành điều kiện tối ưu cần tốn ban đầu (2.1) ÷ (2.3) gọi nguyên lý cực đại hay nguyên lý cực đại Pontryagin Như vậy: Theo nguyên lý cực đại Pontryagin, toán với biên thời gian cố đinh phát biểu sau: Để cặp đôi cho * * phép ( x (t ), u (t ) ) nghiệm tốn (2.1) ÷ (2.3) cần thiết * phải tồn khơng đồng thời số  �0 * * * T * nghiệm   (  n ) hệ liên hợp (2.13) x  x (t ) u  u* (t ) , để cho với t �[t0 , t f ] trừ điểm gián đoạn * * * * % u (t ) hàm số H (u)  H (x , u, , t ) u  u (t ) đạt cực đại, nghĩa thỏa mãn quan hệ (2.15) 12 Z(P)      b (2.42) Vi phân phương trình (2.42) với tham số liên tục  thực số biến đổi tìm biểu thức (2.43) theo toán Cauchy: 1 dP Z� ��  � � b d P� (2.43) �� P(0)  P0 , � �1 Tích phân (2.43) theo  từ đến 1, tìm véc tơ tham số toán biên yêu cầu (2.40) dạng P  P(1) 1 1 1 dP Z� Z� �� �� d   � � � bd � P (1)  P (0)  � � � bd � d � P� � P� 0� 0� (2.44) Như vậy, việc xác định giá trị véc tơ tham số ban đầu P (1) giải 2.2.3 Đánh giá toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh 2.2.3.1 Trường hợp không hạn chế tải đứng Xét trạng thái ban đầu UAV với : V (0)  50 m / s;  (0)  radian; x(0)  m; y (0)  60 m Trạng thái cuối mong V f  31 m / s;  f  radian; x f  500 m muốn UAV: ; y f  0,7 m Coi rằng: k1  0,1; k  0,1 Sử dụng phần mềm Matlab 2015 viết chạy chương trình theo phụ lục 2, cho kết sau: 13 Hình 2.2 Quỹ đạo hạ cánh UAV Hình 2.3 Vận tốc UAV Hình 2.4 Góc nghiêng quỹ đạo UAV Hình 2.5 Quá tải tiếp tuyến vận tốc Hình 2.6 Quá tải pháp tuyến vận tốc Hình 2.7 Giá trị hàm Hamilton Hình 2.8 Góc UAV Hình 2.9 Góc chúc ngóc UAV 2.2.3.2 Trường hợp hạn chế tải đứng Trong trường hợp hạn chế tải đứng, kết chương trình cho sau: 14 Hình 2.19 Quỹ đạo hạ cánh UAV Hình 2.20 Vận tốc UAV Hình 2.21 Góc nghiêng quỹ đạo UAV Hình 2.22 Quá tải tiếp tuyến vận tốc UAV Hình 2.23 Quá tải pháp tuyến vận tốc UAV Hình 2.24 Giá trị hàm Hamilton Hình 2.25 Góc UAV Hình 2.26 Góc chúc ngóc UAV Khi đó, qng đường lăn khơng hạn chế q tải đứng: Lhd  492, 46 m, có hạn chế tải đứng: Lhd  436,86 m 2.3 Kết luận chương Chương Luận án tập trung nghiên cứu nguyên lý cực đại Pontryagin áp dụng vào toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh cho UAV Qua nhận thấy, sử dụng nguyên lý cực đại Pontryagin giúp chuyển toán điều khiển tối ưu sang toán biên Luận án đề xuất phương pháp liên tục giải theo tham số Đây phương pháp mới, kết đưa quỹ đạo chương trình tín hiệu điều khiển tương ứng Đặc biệt, hạn chế tải đứng, chương trình 15 đưa quỹ đạo hạ cánh tải tương ứng đảm bảo UAV hạ cánh xác an tồn Kết việc hạn chế tải đứng giảm vận tốc hạ cánh (vận tốc tiếp đất) mà bảo đảm góc góc chúc ngóc UAV nằm giới hạn cho phép Đây vấn đề quan trọng việc nâng cao khả bảo đảm an toàn xử lý UAV hạ cánh xuống đường băng ngắn Kết luận kiểm chứng thơng qua chương trình mơ phần mềm Matlab Như vậy, chương trình quỹ đạo hạ cánh tìm thấy Vấn đề cịn lại phải ; xây dựng mơ hình động học thuật toán bám quỹ đạo hạ cánh UAV, đặc biệt điều kiện có tác động gió Các nội dung giải Chương CHƯƠNG TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN KÊNH CHUYỂN ĐỘNG DỌC CHO UAV CỠ NHỎ TRONG ĐIỀU KIỆN CĨ GIĨ 3.1 Mơ hình động học chuyển động dọc UAV 3.1.1 Hệ phương trình chuyển động dọc độc lập UAV Hình 3.1 Các lực tác dụng lên UAV chuyển động dọc Khi hệ phương trình chuyển động dọc độc lập đầy đủ UAV viết lại sau: 16 � �dVk �  Vr2 m  T cos   C (  ) .S  G.sin  �� � x r � �dt � � d � � V b �mVk  T sin   �C y ( r )  Cy z  z a  C yc  c  C ydng � r S  G cos Vr � dt � � � � Vr2 �J �d z � �m c   m z  ba  m  m  m   m S ba  T hdc z z zo z z _ dng � � z �dt � � z c z Vr � (3.16) � � �� �dx � o  Vk cos �dt �dyo �  Vk sin  �dt �d �   z ;     �dt 3.1.2 Tuyến tính hố hệ phương trình chuyển động dọc UAV 3.1.3 Xây dựng hàm truyền UAV - Hàm số truyền theo góc tấn: K c 2 (3.32) p  2.  p  2 - Hàm số truyền theo tải đứng: K nyc 2 c Wny ( p)  (3.42) p  2.  p  2 Ta có: - Hàm truyền góc chúc ngóc tốc độ góc chúc ngóc: W c ( p)    c  W ( p)  c K  c 2  T p  1  p  p  2.  p  2  (3.44) c  (3.45) W ( p)  p.W   K  c 2  T p  1 p   2.  p  2  - Hàm truyền góc nghiêng quỹ đạo: 17 K c 2 W c ( p)    T p  p  2.  p  2  (3.47) Vậy ta có: 3.2.Thuật toán bám quỹ đạo hạ cánh UAV 3.2.1 Điều khiển tự động ổn định độ cao sử dụng tín hiệu góc chúc ngóc  c  Kcz  z  Kc   KHc  H  H ct  (3.50) Từ xây dựng sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển ổn định độ cao: Hì nh 3.6 Sơ đồ cấu trúc mạch vòng điều khiển ổn định độ cao sử dụng tín hiệu góc chúc ngóc W Giải pháp giảm ảnh hưởng gió thẳng đứng khơng đổi y Giải pháp thứ nhất: Sử dụng định luật điều khiển tích phân: K  c  Kcz z  K p    ct   i    ct  (3.55) p Giải pháp thứ hai: Sử dụng định luật điều khiển có khâu phản hồi quân bằng: T p � � K  c  Kcz  z  q �K p (  ct )  i (  ct ) � (3.56) Tq p  � p � 3.2.2 Điều khiển tự động ổn định độ cao sử dụng tín hiệu tải đứng  c  Kz  z  Kcy n y  KHc  H  H ct  n (3.62) Từ xây dựng sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển ổn định độ cao: 18 Hình 3.10 Sơ đồ cấu trúc mạch vòng ổn định độ cao sử dụng tín hiệu tải đứng 3.2.3 Điều khiển tự động ổn định độ cao kết hợp Quy luật điều khiển tự động ổn định độ cao có dạng: n  c  Kcz  z  Kc   K cy ny  KHc ( H  H ct ) (3.63) Từ đó, sơ đồ cấu trúc tương ứng có dạng sau: Hình 3.11 Sơ đồ cấu trúc mạch vòng ổn định độ cao kết hợp Khi bay theo quỹ đạo chương trình, quy luật điều khiển (3.63) viết dạng (3.64) có bổ sung thêm khâu tích phân: K  c  Kz  z  K p (  ct )  i (  ct )  K ny (ny  n yct )  K H ( H  H ct ) (3.64) P 3.2.4 Xác định tham số đầu vào luật điều khiển 3.3 Thuật toán điều khiển bám tốc độ UAV Hình 3.12 Vịng điều khiển kín kênh điều khiển theo tốc độ Thuật toán điều khiển tốc độ tổng hợp sau: T   K o  KV  V  Vct   Tmax  KT Tmax (3.66) 19 3.4 Kết luận chương Trong chương này, Luận án giải chọn vẹn toán thứ đặt Chương Trong đó, tập trung chủ yếu vào việc xây dựng mơ hình động học UAV, làm sở để xây dựng hệ phương trình mơ tả chuyển động UAV Những mơ tả, phân tích tốn học hệ phương trình vi phân cho phép xác định hàm truyền theo phản ứng đầu hệ thống điều khiển hạ cánh UAV Phân tích thuật tốn bám quỹ đạo hạ cánh UAV cho thấy, có nhiều giải pháp để điều khiển UAV bám theo quỹ đạo hạ cánh Luận án lựa chọn giải pháp sử dụng điều khiển bám PI Đây giải pháp quan trọng, cần thiết có hiệu Kết sử dụng điều khiển bám PI giúp trình điều khiển UAV bám xác theo quỹ đạo hạ cánh tối ưu xây dựng chương Phân tích ảnh hưởng gió đến q trình chuyển động UAV thấy rằng, quỹ đạo hạ cánh UAV chịu ảnh hưởng lớn nhiễu động gió Trên sở phân tích, đánh giá mức độ ảnh hưởng gió tới quỹ đạo hạ cánh UAV, Luận án đề xuất số giải pháp nhằm hạn chế ảnh hưởng Các giải pháp đề xuất Luận án hướng tới việc nâng cao khả bảo đảm an toàn cho UAV hạ cánh điều kiện có gió Đây giải pháp quan trọng, cần thiết Tính đắn giải pháp khảo sát, đánh giá thông qua phần mềm Matlab Simulink Chương CHƯƠNG MÔ PHỎNG VÀ ĐÁNH GIÁ KẾT QUẢ 4.1 Đánh giá toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV thay đổi điều kiện biên Kết chi tiết chương trình tối ưu quỹ đạo thay đổi điều kiện biên trình bày cụ thể luận án 4.2 Đánh giá vòng điều khiển kín kênh chuyển động dọc UAV 4.2.1 Dữ liệu đầu vào mơ Các đặc trưng hình học đặc trưng khối lượng – quán tính – định tâm, đặc trưng khí động, thơng số UAV-70V trình bày cụ thể chương phần phụ lục 4.2.2 Lựa chọn hệ số luật điều khiển 20 Ta xây dựng sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển kín kênh chuyển động dọc hạ cánh theo chương trình UAV thể Hình 4.47 Hình 4.47 Sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển kín kênh chuyển động dọc hạ cánh theo chương trình UAV Ta xây dựng mơ hình mơ vịng điều khiển kín kênh chuyển động dọc UAV sử dụng phần mềm Matlab Silulink Sơ đồ mô khối vịng điều khiển kín trình bày cụ thể phụ lục Hình 4.48 Sơ đồ mơ khối điều khiển góc chúc góc UAV Kết tìm giá trị hệ số 21 Hình 4.51 Các hệ số K p , Ki , K ny , Kz Bước kìm hệ số K , KV để thực thi theo luật điều khiển (3.66) Quá trình tìm hệ số hoàn toàn tương tự giống 4.2.3 Kết mơ trường hợp khơng có gió Hình 4.53 Quỹ đạo hạ cánh UAV Hình 4.54 Sự thay đổi góc chúc ngóc UAV theo thời gian Hình 4.55 Sự thay đổi góc nghiêng quỹ đạo UAV theo thời gian Hình 4.56 Sự thay đổi góc lệch cánh lái độ cao UAV Hình 4.57 Sự thay đổi tải đứng UAV theo thời gian Hình 4.58 Sự thay đổi góc UAV theo thời gian Nhận xét: - Sự thay đổi độ cao UAV theo thời đảm bảo chất lượng tốt, đặc độ xác thời điểm tiếp xúc đường băng; - Tín hiệu góc chúc ngóc đưa bám theo góc chúc ngóc chương trình (đã xây dựng phần tối ưu quỹ đạo); 22 - Sự thay góc chúc ngóc UAV theo thời gian với thay đổi bảo đảm cho quỹ đạo hạ "mềm mại" 4.2.3 Kết mơ trường hợp có gió dọc Hình 4.59 Quỹ đạo hạ cánh UAV Hình 4.60 Sự thay đổi góc chúc ngóc UAV theo thời gian Hình 4.61 Sự thay đổi góc nghiêng quỹ đạo UAV theo thời gian Hình 4.62 Sự thay đổi vận tốc thẳng đứng UAV theo thời gian Hình 4.63 Sự thay đổi tải pháp tuyến vận tốc UAV theo thời gian Hình 4.64 Sự thay đổi góc UAV theo thời gian Bảng 4.1 Các tham số UAV thời điểm cuối có gió dọc thực theo luật điều khiển (3.64) Các tham số Sai số cự ly [m] Sai số độ cao [m] Vận tốc thẳng đứng [m/s] Góc nghiêng quỹ đạo [o] Góc Góc chúc [o] o ngóc [ ] Wx  4 m / s 0,5555 -1,0072 -0,3070 -0,6613 12,2518 12,9978 Wx  3 m / s 0,4322 -0,7632 -0,3309 -0,6079 11,6188 12,2851 Wx  2 m / s 0,3121 -0,5429 -0,2968 -0,5460 11,0562 11,6373 Vận tốc gió 23 Wx  1 m / s 0,1957 -0,3442 -0,2572 -0,4739 10,5668 11,0559 Wx  m / s 0,0832 -0,1643 -0,2111 -0,3894 10,1190 10,5085 Wx  1 m / s -0,0252 -0,0009 -0,1574 -0,2907 9,6989 9,9803 Wx  2 m / s -0,1293 0,1478 -0,0977 -0,1807 9,3069 9,4759 Wx  3 m / s -0,2290 0,2838 -0,0324 -0,0600 8,9770 9,0312 Wx  4 m / s -0,3245 0,4088 0,0398 0,0737 8,7731 8,7089 Nhận xét: Căn vào kết mô bảng kết tham số UAV thời điểm cuối, nhận thấy vận tốc gió Wx  1 m / s sai số độ cao H  0,3442 vượt giá trị cho phép Còn Wx  4 m / s sai số độ cao H  0,4088 vượt giá trị cho phép Như vậy, phạm vi gió ( m / s �3 m / s ) tất tham số sai số độ cao, sai số cự ly, vận tốc thẳng đứng, góc chúc ngóc, góc tấn, tải pháp tuyến vận tốc UAV bảo đảm yêu cầu Để nâng cao khả hoạt động hệ thống có gió, giải pháp đưa bổ sung thêm khâu quân tín hiệu góc chúc ngóc Khi đó, quy luật điều khiển có dạng:  c  K  z  z Tq p � � Ki �K p (  ct )  (  ct ) � K ny ( n y  n yct )  K H ( H  H ct ) Tq p  � p � (4.2) Bảng 4.2 Các tham số UAV thời điểm cuối có gió dọc thực theo luật điều khiển (4.2) Các tham số Sai số cự ly [m] Sai số độ cao [m] Vận tốc thẳng đứng [m/s] Góc nghiêng quỹ đạo [o] Góc Góc chúc [o] o ngóc [ ] Wx  5 m / s 0,2265 -0,2389 0,0912 0,1684 14,0402 13,8447 Wx  3 m / s 0,1178 -0,0741 -0,1187 -0,2193 11,9785 12,2190 Wx  m / s -0,0220 0,0514 -0,2569 -0,4748 9,8530 10,3278 Wx  3 m / s -0,1351 0,1089 -0,2636 -0,4872 8,2968 8,7368 Wx  5 m / s -0,2336 0,1415 -0,2162 -0,3995 8,6074 8,9296 Wx  7 m / s -0,2676 0,1757 -0,4264 -0,7882 4,8716 5,4818 Vận tốc gió 24 Nhận xét: Từ bảng kết tham số UAV thời điểm cuối sử dụng luật điều khiển có bổ sung khâu quân (4.2) nhận thấy: phạm vi gió ( 4 m / s �7 m / s ) tất tham số sai số độ cao, sai số cự ly, vận tốc thẳng đứng, góc chúc ngóc, góc tấn, tải đứng UAV bảo đảm yêu cầu Như vậy, nhở việc sử dụng thêm khâu quân mạch vịng bám góc chúc ngóc mà hệ thống có khả hoạt động phạm vi gió dọc lớn mà bảo đảm UAV hạ cánh an tồn 4.2.4 Kết mơ trường hợp có gió đứng 4.3 Kết luận chương - Mơ thuật toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV thay đổi điều kiện ban đầu điều kiện cuối Kết mô cho thấy, chương trình đưa quỹ đạo hạ cánh tối ưu đáp ứng yêu cầu đặt vị trí tiếp đất mong muốn, vận tốc, góc nghiêng quỹ đạo, góc chúc ngóc UAV tiếp đất Đặc biệt, chương trình tối ưu quỹ đạo có khả đáp ứng nhu cầu hạ cánh UAV xuống đường băng ngắn, đường băng di động - Các kết khảo sát thông qua phần mềm Matlab Simulink cho thấy, mơ hình động lực học thuật tốn điều khiển bám theo quỹ đạo tối ưu điều kiện có gió xây dựng lựa chọn phù hợp Sử dụng luật điều khiển theo mơ hình động lực học thuật toán điều khiển đề xuất hồn tồn điều khiển UAV bám theo quỹ đạo tối ưu, bảo đảm cho UAV hạ cánh an tồn điều kiện có nhiễu động gió - Từ kết nhận thấy, hạ cánh xuôi gió khó khăn hạ cánh ngược gió Vì vậy, thiết kế đường băng cất hạ cánh cần tính tốn thích hợp KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ Kết luận chung Luận án nghiên cứu, giải nội dung cốt lõi sau: - Đã nghiên cứu phương pháp giải toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV Từ đó, đề xuất phương pháp hạn chế tải đứng để hạn chế góc UAV hạ cánh Nghĩa là, xây dựng chương trình quỹ đạo hạ cánh tối ưu UAV - Đã xây dựng mơ hình động học UAV, từ xây dựng hệ phương trình mơ tả chuyển động UAV Việc xây dựng 25 thuật tốn, đưa hệ phương trình mơ tả chuyển động UAV cho phép xác định đầy đủ tham số liên quan đến toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV Trên sở đó, lựa chọn hợp lý tham số cần tối ưu - Đã phân tích thuật tốn bám quỹ đạo hạ cánh UAV, sở đó, đề xuất giải pháp sử dụng điều khiển bám PI nhằm giúp trình điều khiển UAV bám xác theo quỹ đạo hạ cánh tối ưu xây dựng - Đã xây dựng thuật toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh thực điều khiển UAV hạ cánh theo chương trình hạ cánh tối ưu Kết kiểm nghiệm mô lớp UAV cụ thể (UAV70V) cho thấy khả vận dụng kết nghiên cứu Luận án thực tiễn - Luận án hoàn thành mục tiêu, nhiệm vụ phạm vi nghiên cứu Nội dung nghiên cứu luận án phù hợp với hướng nghiên cứu, phát triển công nghệ UAV Việt Nam Kết nghiên cứu góp phần bổ sung, phát triển lý thuyết, đồng thời vận dụng q trình nghiên cứu, chế tạo UAV thiết bị điều khiển UAV Việt Nam Tuy nhiên, tối ưu quỹ đạo hạ cánh thiết bị bay nói chung UAV nói riêng vấn đề phức tạp bị ràng buộc nhiều yếu tố, điều kiện khoa học, công nghệ không ngừng phát triển, vấn đề tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV trình bày luận án cần tiếp tục nghiên cứu, bổ sung hoàn thiện Những đóng góp khoa học - Đã tổng hợp thuật tốn tìm quỹ đạo tối ưu hạ cánh UAV; - Đã tổng hợp điều khiển bám quỹ đạo hạ cánh cho UAV cỡ nhỏ điều kiện có gió Kiến nghị hướng phát triển luận án Để giải mâu thuẫn tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV góp phần vào q trình nghiên cứu, phát triển công nghệ UAV Việt Nam, xin kiến nghị số vấn đề sau: Trong tương lai, UAV sử dụng rộng rãi để thực chức năng, nhiệm vụ khác nhau, lĩnh vực quân lĩnh vực khác đời sống xã hội Do đó, vấn đề nghiên cứu, phát triển công nghệ UAV Việt Nam vấn đề cần phải quan tâm, đầu tư mức; 26 Từ kết nghiên cứu Luận án, thấy rằng, hướng phát triển nghiên cứu, sử dụng thuật toán tối ưu quỹ đạo hạ cánh UAV trường hợp phức tạp sát gần thực tế Ví trường hợp có gió ngẫu nhiên xét đến hạ cánh UAV xuống tàu sân bay có tính đến dao động tàu sân bay mặt phẳng thẳng đứng; Trên sở kết nghiên cứu kiểm nghiệm thông qua mô phỏng, quan, đơn vị tổ chức liên quan nghiên cứu, xem xét, bước vận dụng thực tiễn thiết kế, chế tạo UAV thiết bị tự động điều khiển hạ cánh UAV Việt Nam Trước hết vận dụng loại UAV cỡ nhỏ Tác giả xin chân thành cảm ơn! ... án đặt toán ? ?Tổng hợp thuật toán điều khiển hạ cánh theo chương trình cho máy bay không người lái cỡ nhỏ? ?? Đây đề tài khoa học mang tính cấp thiết có ý nghĩa thực tiễn cao Đối tượng, phạm vi nghiên... điều khiển hạ cánh theo chương trình cho máy bay khơng người lái, luận án tập trung vào tốn sau: Bài toán 1: Tối ưu quỹ đạo hạ cánh cho UAV có hạn chế q tải đứng; Bài tốn 2: Tổng hợp thuật toán điều. .. đầu Chương 1: Tổng quan điều khiển hạ cánh UAV Chương 2: Tối ưu quỹ đạo hạ cánh cho UAV Chương 3: Tổng hợp điều khiển kênh chuyển động dọc cho UAV cỡ nhỏ điều kiện có gió Chương 4: Mơ đánh giá