Trong phần này, có mơ hình và sự ổn định của hệ 4 động cơ . Sự khơng
tuyến tính của động cơ góc phần tư phụ thuộc vào vịng hở ( hình 3.2). Điều này được điều khiển bởi vòng điều khiển PID. Điều này được sử dụng như một quy tắc cho luật điều khiển. Tất cả các bước tính tốn về các sai số đều được giảm nhờ cấu trúc đơn giản (hình 3.2)
Một hướng khác của sự lựa chọn bộ điều khiển là phụ thuộc vào phương thức điều khiển UAV. Cơ sở của sự lựa chọn bộ điều khiển của mơ hình có thể
được chia thành 2 phần: 1 là góc quay của động cơ UAV điều khiển được và bộ điều khiển thấp . Bộ điều khiển PID được cấp các tín hiệu đầu vào U1, u2, u3, u4, và đầu ra φ, ψ,ϴ, và z. Mặc dù ứng dụng của những thuật tốn điều khiển này đã thành cơng trong những phân tích tổng quát và các hệ thống phi
tuyến nhưng vẫn có sai số nhỏ khi phân tích chi tiết và những hệ thống phi
tuyến không điều chỉnh tinh chỉnh. Trong những hệ thống thực tế, để thuận lợi cho việc điều khiển và ổn định lâu dài, một thuật toán điều khiển được cấp đến các đầu ra của UAV. Nhưng trong các hệ thống thực thì thường tăng lên của bộ PID được điều khiển (xây dựng) bằng cách thay đổi các thông số φ, ψ,ϴ, và z. Sự tự động điều chỉnh dùng để tuyến tính hóa đầu ra của động cơ UAV. Kết
quả mơ phỏng của 4 động cơ được ổn định bằng hệ thống P-D. kết quả mơ
phỏng khi có và khơng có bộ điều khiển PID được so sánh bởi các hình vẽ bên dưới.
3.4 Mơ phỏng
3.4.1. Dữliệu cơ bản của Quadrotor
Khối lượng m=2.35 Kg;
Gia tốc trọng trường: G=9.81 s−
Mơmen qn tính theo 3 trục: Ixx=Iyy=0.1676; Izz=0.2974
Độ dài tay địn từ khối tâm quadrotor đến các động cơ gắn cánh quạt:
L=1 m
Quadrotor ở trạng thái cân bằng khi 6 tham số góc Ψ, Φ, θ và ̇ ̇ ̇ và 6
tham số tịnh tiến xyz và ̇ ̇ ̇ đều bằng khơng.
3.4.2. Mơ phỏng các vị trí cơ bản của QUADROTOR
Lực đẩy T=F=U1 và Tx,Ty, Tz(1.1) mômen cần thiết để đạt được mục
tiêu mong muốn khi, phương trình (2), (3) trong (3.1), được đơn giản hóa dạng
dụng ma trận quay tịnh tiến. Phương trình (4) trong (3.1) là một nghịch đảo của ma trận quay từ khung quán tính thiết bị đến khung cố định thân thiết bị thể
hiện mối quan hệ giữa các góc tuyệt đối và tốc độ góc (p, q, r). Trong
(5) ở (3.1) các hiệu ứng con quay hồi chuyển động được đưa ra như góc cuộn
(Iy-Iz)qr, góc ngóc (Iz-Ix)pr và(Ix-Iy)pq như hiệu ứng góc yaw. Trong đó Ix,Ix,Iy
biểu diễn qn tính quay của Quadrotor dọc theo các trục x, y và z tương ứng. Như vậy phương trình (3.1) cóthể viết ngắn gọn như sau (3.4) cũng phù hợp trong [8] 1 1 1 2 3 4 cos sin sin cos cos x y z U x m U y m U z g m U J U J U J - = Ỉ = Ỉ = - Ỉ é ù ê ú ê ú é ùỈ ê ú ê ú = ê ú ê ú ê ú ê ú ë û ê ú ê ú ë û (3.4)
3.4.2.1 Thiết bị bay nghiêng với tr c x th ng vàtr c y ngang
Các kết quảchuyển động dọc theo z làm tăng hoặc giảm tốc độquay của tất cả các rotor. Để thay đổi góc pitch ta tăng (giản) tốc độ của động cơ trước
đồng thời giảm (tăng) tốc độ động cơ phía sau. Để thay đổi góc roll ta tăng
(giảm) tốc độ động cơ bên phải và giảm (tăng) tốc độcủa động cơ bên trái. Để thay đổi góc yaw ta tăng (giảm) tốc đơ của cặp đôi động cơ phái trước và sau
đồng thời giảm (tăng) tốc độcủa cặp đôi động cơ phái phải trái. Chuyển động của quadrotor được mô tảbằng sơ đồ. Giả sử thiết bị bay ở vị trí như (hình vẽ
Trục y sẽcó phương nằm ngang (góc cuộn thayđổi, phương trình động học cuả thiết bị bay loại 4 động cơ sẽ có dạng từ (3.4)
Hình 3. 3. Thiết bị bay nghiêng với tr c x th ng và tr c y ngang như sau ̈ = . cos
̈ = . sin (3.5)
̈ =
Phương trình (3.4) chỉ cịn lại thành phần, bởi vì theo hình 3.2 chỉ cịn lại hai lực tác động làU1vàU2, thiết bịbay nghiêng với góc ngóc (pich) φ, các góc khác bằng 0
Tuyến tính hóa (3.2) có dạng
̈ = . cosΔ → ̈ = , ℎ
̈ = . sin∆ → ∅,
Khi đó mơ phỏng điều khiển PID cho vị trí thiết bị bay loại 4 động cơ được thiết kế theo matlab simulink như trên hình 3.4
Hình 3. 4.Sơ đồmơ ph ng Matlab-Simulink cho thiết bị bay theo z th ng
đứng vàtr c y ngang
Hình 3.4 Sơ đồ mơ phomhr Matlab- simulink cho thiết bị bay theo Z
Hình 3. 5.Đáp ứng ra của góc cuộn
Hình 3. 7.Đáp ứng ra của tr c Z
Trên các hình 3.5, 3.6, 3.7 là các đáp ứng ra của góc cuộn, vàcủa các trục y, zkhi tín hiệu đặt làhình sin cho trục y vàtrụcz. Bộ điều khiển PID với các thông số được lựa chọn làKp=0.1 ; KI=-5; KD= -30đãcho thấy các tín hiệu ra bám tín hiệu yêu cầu.
3.4.2.2 Thiết bị bay thay đổ theo tr c y th ng vàtr c x ngang
Giả sử thiết bị bay ở vị trí như hình vẽ 3.8 tức là lúc này trục y làtrục thẳng đứng, trục y làtrục vng góc với x thì hiện tại là phương nằm ngang.
Khi đó phương trình động học của thiết bị bay loại 4 động cơ sẽ có dạng từ
Hình 3. 8.Thiết bị bay thay đổi theo truc y th ng và tr c x ngang .. = ∅ . .. = ∅ . (3.6) .. = Tuyến tính hóa .. = ∆ = .. = → (3.7) .. =
Khi đó mơ phỏng điều khiển PID cho vị trí thiết bị bay loại 4 đơng cơ được thiết kế theo matlab simulink như trên hình 3.9
Hình 3. 9.Sơ đồ mơ ph ng Matlab – Simulink cho thiết bị bay theo Z th ng đứng và tr c X ngang
Hình 3. 10.Đáp ứng ra của góc
Hình 3. 12. Đáp ứng ra của tr c z
Trên các hình 3.10, 3.11, 3.12 làcác đápứng ra của góc ngóc (nghiêng), vàcủa các trục x, zkhi tín hiệuđặt làhình sin cho trục x vàtrục z. Bộ điều khiển PID với các thông số được lựa chọn làKp=150; KI= 0; KD=50 đãcho thấy các tín hiệu ra bám tín hiệu yêu cầu.
3.4.2.3 TB bay bay lên, xuống theo tr c z
Các kết quảchuyển động dọc theo z làm tăng hoặc giảm tốc độquay của tất cảcác rotor.
Tuyến tính hóa
.. = (3.9)
Khi đó mơ phỏng điều khiển PID cho vị trí thiết bị bay loại 4 đông cơ được thiết kế theo matlab simulink như trên hình 3.13
Hình 3. 13.Sơ đồ mơ ph ng Matlab- simulink cho
Hình 3.14.Đáp ứng ra của tr c Z
Trên các hình 3.13, 3.14 là các đáp ứng ra của góc ngóc (nghiêng), và của trục z khi tín hiệu đặt là hình sin cho trục z. Bộ điều khiển PID với các thông số được lựa chọn làKp=5 , KI= -20, KD=-40 đãcho thấy các tín hiệu ra bám tín hiệu yêu cầu.
3.5 Kết luận chương3
Chương này đã trình bày bài tốn điều khiển, mơ hình động học cũng như thiết kế PID cho thiết bị bay loại 4 động cơ. Từ đó mơ phỏng các vị trí cơ bản của thiết bị bay loại 4 động cơ trên Matlab Simulink. Kết quả khi mơ phỏng các vị trí cơ bản của thiết bị bay loại 4 động cơ trên Matlab Simulink được đưa ra trên các hình vẽ thể hiện đáp ứng đầu ra tương ứng trên các trục tọa độ. Qua đó ta thấy được tín hiệu ra bám sát với tín hiệu vào đảm bảo yêu cầu bài toán.
Kết luận:
Với đề tài trên bản luận văn đã giải quyết tương đối đầy đủ yêu cầu đặt ra, đảm bảo yêu cầu của bản luận văn thạc sỹ kỹ thuật. Bản luận văn đã giải quyết và cho các kết quả sau:
1. Đã nghiên cứu tổng quan về lý thuyết điều khiển PID, ứng dụng điều khiển
PID cho điều khiển thiết bị bay loại 4 động cơ.
2. Xây dựng được mơ hình động lực học, các thuật tốn điều khiển PID cho
thiết bị bay loại 4 động cơ.
3. Để nâng cao chất lượng luận văn đã mô phỏng được ứng dụng bộ điều khiển
PID cho thiết bị bay loại 4 động cơ tại các vị trí cơ bản.
4. Kết quả bản luận văn là tài liệu quý phục vụ cho việc nghiên cứu , giảng giả
dạy và học tập trong lĩnh vực kỹ thuật
Kiến Nghị:
Kết quả của bản luận văn chỉ dừng lại ở nghiên cứu lý thuyết, thông qua mô phỏng trên phần mềm Matlap similink nhằm đánh giá chất lượng của hệ. Để nghiên cứu và ứng dụng vào thực tế bản luận văn cần hoàn chỉnh về mặt lý thuyết đồng thời phải được kiểm nghiệm trên mơ hình thực tế, lúc này mới có khả năng áp dụng vào thực tế sản xuất.
TÀI LIỆU THAM KHẢO
* Tiếng Việt
[1] Nguyễn Chí Ngơn, Tối ưu hóa bộ điều khiển PID bằng giải thuật di truyền,
Tạp trí Khoa học 2008:9 241 248,Trường Đại học Cần Thơ.
[2]Vũ Hải Nam (2017), Thiết bị bay không người lái: Công nghệ và các ứng d ng mới, 3S Tech Blog.
* TiếngAnh
[3] Dale E.Schinstock (2015), GPS-aided INS Solution for OpenPilot, Kansas State University[1] Bouabdallah, S., Murrieri, P. and Siegwart, R. (2005), "Towards autonomous indoor micro VTOL", Autonomous Robots, [Online], vol. 18, no. March, 2005,
[4] Bouabdallah, S., Murrieri, P. and Siegwart, R. (2004), "Design and control of an indoor micro quadrotor", 2004 IEEE International Conference on Robotics and
Automation, April 2004, New Orleans, pp. 4393.
[5] Bouabdallah, S., Noth, A. and Siegwart, R. (2004), PID vs LQ control techniques applied to an indoor micro quadrotor, Swiss Federal Institute of Technology.
[6] AIRCRAFT CONTROLAND SIMULATION Third Edition.Dynamics, Controls Design, and Autonomous Systems.BRIAN L. STEVENS FRANK L. LEWIS ,ERIC N. JOHNSON
[7] M.Ragni (2005), Autonomous VTOL for avalanche buried searching Avionics,Uiversity of Trento.
[8] Faizan Shahid, Muhammad BilalKadri, Nasir Aziz Jumani, Zaid Pirwani, Dynamical Modeling and Controlof Quadrotor, Transactions on Machine Design Volume 4 Number 2 August 2016
[9] H.Hellaoui, O.Bekkouche, M.Bagaa, and T.Taleb (2018), Aerial Control
Stystem for Spectrum Efficiency in UAV-to-Cellular Communications, IEEE