1. Tổng quan về bộ điều khiển
1.3. Bài toán điều khiển
Thông qua các trạng thái , chúng ta có thể thấy rằng việc điều khiển bay của quadcopter là việc điều khiển tốc độ quay của các động cơ và để thực hiện điều đó thì bản thân quadcopter phải biết được trạng thái của bản thân nó hiện tại để đưa ra các điều chỉnh cần thiết theo mong muốn của người điều khiển. Để thực hiện được điều đó trên quadcopter được trang bị khác nhau để xác định được trạng thái của chính nó:
1/ Cảm khoảng cách (hỗ trợ xác định độ cao của quadcopter)
2/ Cảm biến áp suất không khí (hỗ trợ xác định độ cao của quadcopter) 3/ Cảm biến IMU (xác định các thông số của gia tốc góc và hướng) 4/ Camera (hỗ trợ xác định vận tốc và các ứng dụng khác)
Trang 36
Chúng ta sẽ tìm hiều chi tiết công dụng của các cảm biến trong phần điện tử. Phần tiếp theo chúng ta sẽ chỉ kết hợp thuật toán và các thông tin cảm biến để giải bài toán điều khiển cho quadcopter.
Về sơ bộ ta có thể hiểu thuật toán điều khiển động cơ sẽ là điều khiển các thông số trạng thái của các biến raw pitch yaw và thrust của từng động cơ để đạt
được tốc độ động cơ thông qua đó đạt được trạng thái mong muốn. Theo các trạng thái của động cơ miêu tả ở trên ta có thể điều khiển tốc độ của mỗi động cơ theo mô hình toán sau:
Bảng thuật toán sơ bộ này có thể giúp chúng ta điều khiển bằng tay một cách khá chính xác được quadcopter. Nhưng trong thưc tế thì điều kiện môi trường sẽ có
Trang 37
rất nhiều nhiễu sinh ra như gió, tác động giữa các cánh quạt với nhau Để quadcopter có khả năng tự điều chỉnh và ổn định hơn ta cần một mô hình toán tôi ưu hơn để quadcopter có thể tự điều chỉnh một cách ổn định.giả sử ta chỉ điều khiển độ cao của quadcopter: ta sẽ sư dụng môt mô hình toán có bộ PID cho Thrust để điêu khển độ cao như sau:
Mô hình này đã tốt hơn mô hình điều khiển trước nhưng chúng ta chỉ điều khiển cho mỗi một thông số đó là thrust nhưng trong thực tế ta có tới 3 thông số cần phải giữ ổn định khác. Thế nên ta cần thiết phải xây dựng thuật toán điều khiển PID cho tất cả các thông số còn lại là Roll, Pitch, Yaw. Thế nên ta có thể xây dựng thuật toán theo mô hình sau:
Thuật toán ta thu đuợc có khả năng thu thập dữ liệu cụ thể cac trạng thái roll, pitch, yaw, thrust từ các cảm biến và xử lý chúng một cach độc lập thông qua các bộ điều khiển PID riêng lẽ cho từng thông số và các thông sô đầu vào mà ta mong muốn. Bộ điêu khiển này tuy đã có khả năng điều khiển khá tốt quadcopter nhưng vẫn còn một sô hạn chế. Đó là khả năng điều chỉnh của nó đối với các nhiễu thiên về vị trí của quadcopter trong không gian theo chiêu ngang dọc học tiến lùi. Cho ví dụ: nếu có các tác động của gió lên Drone, drone sẽ dịch chuyển một hướng bất kì trong bốn hướng nói trên. Chỉ với các thông số PID điều chỉnh các trạng thái roll, pitch, yaw và thrust như trên ta chưa thể điều khiển chính và khử các sai lệch vị trí. Ta cần một bộ điều khiển ưu việt hơn để có thể điều khiển được vị trí của (x, y) trong không gian 3 chiều đê tránh trường hợp quadcopter bị nhiễu mà ngẫu nhiên di chuyển ngang-dọc trước-sau trong không gian dẫn tới va chạm không mong muốn. Tuy nhiên vì lý do kỹ thuậtsử dụng camera xử lý ảnh chưa cho phép nên nhóm chúng em xin chỉ trình bày thuật toán chứ không sử dụng nó mà thay vào đó chỉ sử dụng thuật toán PID cho 4 biến như mục ở trên :
Trang 38
Hình 34: Thuật toán điều khiển
Thông qua thuât toán kể trê ta có thể thấy một cách đầy đủ ta phải thu về đủ 5 feedbacks bao gồm: độ cao hiện tại, Roll, Pitch, Yaw và vị tri (x, y) cụ thể của quadcopter để điều chỉnh 6 bộ PID cần thiết. Nhưng vì khả năng sử dung camera xử lý ảnh của nhóm em còn kém chưa thu về sai lệch vị trí (x, y) trong khôg gian được như đã nói ở trên nên nhóm em sẽ chỉ sử dụng 4 feedbacks gồm 3 từ cảm biến gyro và cảm biến về độ cao của quadcopter để điều chỉnh thông số của 4 bộ PID và bỏ qua nhiễu trên các chiều ngang-dọc và trước-sau.
Theo mô hình trên ta ta có thể rút ra được hảm truyền của bộ điều khiển với đầu vô là các thông số độ cao, roll, pitch, yaw mong muốn (với các trạng thái ban đầu của roll picth yaw đều bằng 0) và đầu ra là tốc độ động cơ như sau:
Để điều khiển được hoạt động của máy bay ta phải điều khiển tỷ lệ tốc độ tương ứng giữa 4 cánh quạt. Cụ thể :
Bộ điều khiển bay của quadcopter gửi thông tin đến động cơ thông qua các thông tin mạch điều khiển tốc độ điện tử (ESC) của chúng trên lực đẩy, RPM, (Vòng quay mỗi Phút) và hướng. Bộ điều khiển máy bay cũng sẽ kết hợp dữ liệu IMU, Gyro và GPS trước khi báo hiệu cho động cơ quadcopter về lực đẩy và tốc độ rotor. Từ đó dẫn động cơ của nó tăng hoặc giảm tốc độ.
Trang 39
Điều khiển từ xa của thanh điều khiển → Bộ điều khiển chuyến bay trung tâm → Mạch điều khiển tốc độ điện tử (ESC) → Động cơ và cánh quạt → Chuyển động quadcopter hoặc lơ lửng trên không.
Mỗi cánh quạt tạo ra cả lực đẩy và mô-men xoắn về tâm quay của nó, cũng như lực kéo đối diện với hướng bay của xe.
Cặp cánh quạt phía trước và phía sau quay ngược chiều kim đồng hồ, trong khi đó cặp cánh bên phải và bên trái lại quay thuận chiều kim đồng hồ nhằm cân bằng moment xoắn được tạo ra bởi các cánh quạt trên khung. Cả 4 cánh phải sinh ra một lực đẩy bằng nhau khi Quadcopter cất cánh và hạ cánh . Góc xoay được điều khiển bằng cách thay đổi tốc độ giữa cánh bên phải và bên trái sao cho vẫn giữ nguyên tổng lực đẩy sinh ra bởi cặp cánh này. Tương tự như vậy, góc nghiêng được điều khiển bằng thay đổi tốc độ của 2 cánh phía trước và phía sau mà vẫn giữ nguyên tổng lực đẩy. Trong khi đó, góc lệch được điều khiển nhờ vào sự thay đổi tốc độ của cặp cánh phải – trái so với tốc độ của cặp cánh trước–sau mà tổng lực đẩy 4 cánh vẫn không đổi để Quadcopter giữ được độ cao.
Các cánh quạt A,C đang di chuyển theo chiều kim đồng hồ trong khi các cánh quạt B,D đang di chuyển ngược chiều kim đồng hồ.
Công thức liên hệ giữa lực nâng F ( vuông góc với mặt phẳng chứa cánh quạt) và vận tốc góc ω của máy bay là :
Trang 40 F = k. ω2
Với k là hằng số phụ thuộc vào môi trường và cấu tạo của cánh máy bay. Bay theo một hướng :
Giữ nguyên tốc độ 2 cánh theo hướng không dịch chuyển. Tăng tốc độ cánh nằm ở gốc vector theo phương dịch chuyển. Giảm tốc độ cánh nằm ở đỉnh vector theo phương dịch chuyển.
Khi chúng ta giữ nguyên tốc độ 2 cánh theo phương không dịch chuyển và tăng, hoặc giảm tốc độ 2 cánh theo phương dịch chuyển. Khi đó chúng ta sẽ tạo cho máy bay một góc nghiêng theo phương dịch chuyển. Chính nhờ góc nghiêng này mà lực nâng của cánh quạt không còn nằm theo phương thẳng đứng và tồn tại thành phần lực hướng theo phương chuyển động.