Trường hợp 1:Thay đổi vận tốc hạ cánh mong muốn Vf
Xét trạng thái ban đầu của UAV với: (0) 50 /V m s; (0) 0radian; (0) 0
x m; (0) 60y m. Trạng thái cuối mong muốn của UAV: f 0 radian; 500
f
x m; yf 0, 7 m. Coi rằng: k10,1;k2 0,1. Sử dụng phần mềm Matlab 2015 viết và chạy chương trình trong từng trường hợp thay đổi vận tốc hạ cánh mong muốn khác nhau: Vf1 31m s/ ;Vf2 35m s/ ;Vf3139m s/ (theo phụ lục 2), cho ra các kết quả như sau:
Hình 4.25. Quỹ đạo hạ cánh của UAV
Hình 4.26. Góc nghiêng quỹ đạo của UAV
Hình 4.27. Vận tốc của UAV Hình 4.28. Giá trị hàm Hamilton
Hình 4.25 thể hiện quỹ đạo của UAV ứng với các vận tốc Vf khác nhau. Hình 4.26 thể hiện sự thay đổi góc nghiêng quỹ đạo của UAV theo thời gian ứng với các vận tốc Vf khác nhau. Nhận thấy, ứng với vận tốc Vf lớn thì tốc độ thay đổi góc nghiêng quỹ đạo của UAV ở thời điểm cuối rất nhanh.
Hình 4.29 và Hình 4.30 thể hiện sự thay đổi quá tải n nx, y ứng với tốc độ
f
V khác nhau.
Hình 4.29. Quá tải tiếp tuyến vận tốc của UAV
Hình 4.30. Quá tải pháp tuyến vận tốc của UAV
Hình 4.31 thể hiện sự thay đổi góc tấn theo thời gian. Từ đó nhận thấy rằng, khi giảm tốc độ tiếp đất sẽ làm tăng góc tấn.
Hình 4.31. Góc tấn của UAV Hình 4.32. Góc chúc ngóc của UAV
Trường hợp 2:Thay đổi cự ly hạ cánh mong muốn xf
Xét trạng thái ban đầu của UAV với : (0) 50 /V m s; (0) 0radian; (0) 0
x m; (0) 60y m. Trạng thái cuối mong muốn của UAV:Vf 31m s/ ;
0
f radian
; yf 0, 7 m. Coi rằng: k10,1;k2 0,1. Sử dụng phần mềm Matlab 2015 viết và chạy chương trình trong từng trường hợp thay đổi cự ly hạ cánh mong muốn khác nhau: xf1500m; xf2 600m; xf3 700m (theo phụ lục 2), cho ra các kết quả như sau:
Hình 4.33. Quỹ đạo hạ cánh của UAV
Hình 4.34. Vận tốc của UAV
Hình 4.35. Góc nghiêng quỹ đạo của UAV
Hình 4.37. Quá tải tiếp tuyến vận tốc của UAV
Hình 4.38. Quá tải pháp tuyến vận tốc của UAV
Hình 4.39. Góc tấn của UAV Hình 4.40. Góc chúc ngóc của UAV
Trường hợp 3: Cự ly hạ cánh mong muốn thay đổi liên tục (trường hợp UAV hạ cánh xuống mục tiêu di dộng).
Giả thiết mục tiêu di động (chẳng hạn tàu sân bay, phương tiện chạy trên mặt đất...) chuyển động thẳng đều và cùng hướng với chuyển động của UAV. Khi đó, cự ly hạ cánh mong muốn sẽ được tính như sau:
0 . f f mt f X X V t (4.1) Trong đó: 0 f
X - cự ly từ UAV đến vị trí hạ cánh mong muốn khi bắt đầu vào hạ cánh (giả thiết
0 500
f
X m).
f
t - thời gian tối ưu;
mt
V - vận tốc mục tiêu di động (giả thiết vận tốc mục tiêu khảo sát trong 3 trường hợp Vmt1 10m s/ ; Vmt2 15 /m s; Vmt320m s/ ).
Xét trạng thái ban đầu của UAV với : (0) 50 /V m s; (0) 0radian; (0) 0
0
f radian
; yf 0, 7 m. Coi rằng: k10,1;k2 0,1. Sử dụng phần mềm Matlab 2015 viết và chạy chương trình trong từng trường hợp thay đổi cự ly hạ cánh thay đổi liên tục theo biểu thức (4.1) với các vận tốc mục tiêu khác nhau:
1 10 /
mt
V m s; Vmt2 15m s/ ; Vmt3 20m s/ (theo phụ lục 2), cho ra các kết quả như sau:
Hình 4.41. Quỹ đạo của UAV với Vmt khác nhau.
Hình 4.42. Vận tốc của UAV
Hình 4.43. Góc nghiêng quỹ đạo của UAV
Hình 4.44. Quá tải pháp tuyến vận tốc của UAV
Hình 4.45. Quá tải tiếp tuyến vận tốc của UAV
Hình 4.46. Góc chúc ngóc của UAV
Nhận xét: Như vậy, khi thay đổi vận tốc mong muốn khi tiếp đất, cự ly mong muốn thì chương trình cũng đưa ra được quỹ đạo tối ưu, cũng như quá tải n nx, y. Kết quả cũng cho thấy hàm Hamilton tiến dần đến 0, hạn chế quá
tải đứng đã bảo đảm góc tấn và góc chúc ngóc của UAV trong giới hạn cho phép. Đặc biệt, có thể áp dụng chương trình tối ưu quỹ đạo hạ cánh cho trường hợp hạ cánh xuống các mục tiêu di động.
Kết luận: Chương trình tối ưu quỹ đạo đã đưa ra được quỹ đạo hạ cánh cũng như tín hiệu điều khiển trong các trường hợp khi thay đổi điều kiện ban đầu (điều kiện khi UAV vào hạ cánh) và điều kiện cuối (khi UAV tiếp đất). Đặc biệt nhờ việc hạn chế quá tải đứng đã góp phần giảm được vận tốc hạ cánh điều này đặc biệt có ý nghĩa khi UAV cần hạ cánh xuống đường băng ngắn. Ngoài ra, việc hạn chế quá tải đứng góp phần khống chế được góc tấn và góc chúc ngóc của UAV khi tiếp đất.