CHƯƠNG 2. MÔ HÌNH ĐỘNG LỰC HỌC VÀ CẤU TRÚC HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN CỦA Q-UAV VỚI AUTOMATE LAI
2.3. Mô hình mô phỏng hệ thống điều khiển cho Q-UAV
2.3.4. Mô phỏng mô hình phân tích hệ thống
Sau khi nghiên cứu phân tích mô hình động lực học trong điều khiển Q- UAV được mô tả bởi các phương trình (2.4), (2.5), (2.6) và (2.7), sơ đồ khối chức năng thực thi (hình 2.4) kết hợp với việc cụ thể hóa HA trong Bảng 2.3, luận án đã tiến hành thực hiện mô phỏng đánh giá độ tin cậy của mô hình đã đề xuất này trên phần mềm MatLab-Simulink. Bởi vì, việc xây dựng mô hình mô phỏng trên MatLab-Simulink sẽ giúp ta tiết kiệm được thời gian triển khai thử nghiệm và có một cái nhìn trực quan và tổng quát về toàn bộ hệ thống.
Đặc biệt là đưa ra những đánh giá bước đầu quan trọng để có những điều chỉnh khi thử nghiệm thực tế. Mô hình xây dựng trên MatLab-Simulink cho phép hoàn toàn có thể nạp thẳng chương trình điều khiển một cách nhanh
59
chóng nhưng không có kế thừa để kiểm nghiệm trong môi trường thực tế đồng thời quan sát trực quan được trên máy tính; nó còn được gọi là mô hình mô phỏng phần cứng điều khiển (HIL).
Hình 2.6 mô tả mô hình HIL trong điều khiển Q-UAV trên phần mềm MatLab-Simulink; nó dựa trên nguyên tắc mô phỏng nhân quả nhằm kiểm nghiệm và đánh giá mô hình phân tích điều khiển hệ thống. Việc thực thi khảo sát hệ thống trên phần mềm này cho phép có thể theo dõi được các đáp ứng vào - ra về trạng thái, vị trí, vận tốc và gia tốc của Q-UAV. Bên cạnh đó, mô hình mô phỏng cũng có khả năng theo dõi đáp ứng điều khiển khi có sự can thiệp của các kênh điều khiển vô tuyến bằng tay thông qua các kênh khác nhau (Chi, i là thứ tự kênh điều khiển) như trên các hình 2.6, 2.7, 2.8 và 2.9 nhằm thử nghiệm các kịch bản khi Q-UAV chưa được tự hành trong quá trình tích hợp các thiết bị ngoại vi để nâng cấp hoặc đảm bảo an toàn cho hệ thống sau này khi mà có yêu cầu thêm các tác vụ mới của Q-UAV. Chương trình mô phỏng Q-UAV này được chia thành 4 khối liên kết như sau:
- Khối tín hiệu điều khiển được liên kết với giao diện GUI và liên tục cập nhật giá trị điều khiển trạng thái, như các góc nghiêng, chúc ngóc, hướng, gia tốc, v.v… từ GUI trong quá trình mô phỏng HIL cho Q-UAV thông qua các kênh đặc trưng Chi.
- Khối điều khiển thực hiện việc tính toán và so sánh trạng thái hiện tại của Q-UAV với giá trị trạng thái điều khiển từ khối tín hiệu điều khiển đầu vào. Từ đó tạo ra bộ tín hiệu và sự kiện điều khiển tới các động cơ nhằm đưa Q-UAV đạt trạng thái điều khiển mong muốn.
- Khối mô hình động lực học đóng vai trò quan trọng trong việc mô phỏng một hệ thống khí động lực học nói chung và hệ thống Q-UAV nói riêng. Trong ứng dụng này, khối mô hình động lực học sẽ mô hình hóa các quá trình động lực học từ tín hiệu điều khiển và trạng thái đáp ứng của Q- UAV. Cụ thể, các lực và mô men sinh ra từ động cơ sẽ được tính toán từ tín hiệu điều khiển và trạng thái Q-UAV trước đó; các lực và mô men này sẽ
60
được đưa vào sử dụng trong các tính toán theo các phương trình động lực học để xác định gia tốc, vận tốc và vị trí Q-UAV trong không gian. Khối chức năng này cho phép có thể thiết lập các thông số ban đầu cho Q-UAV, như:
+ Vị trí khối tâm Q-UAV,
+ Giá trị vận tốc độ trong hệ qui chiếu gắn với Q-UAV, + Giá trị 3 góc nghiêng, chúc ngóc và hướng (RPY), + Giá trị khối lượng Q-UAV,
+ Thiết lập ma trận mô men quán tính Q-UAV.
- Khối thực thi phần cứng được trang bị các cảm biến xác định toàn bộ vị trí, vận tốc, gia tốc và trạng thái thực của Q-UAV cũng như các giá trị xung đầu ra để điều khiển cho 4 động cơ.
Các mô hình Simulink, các hàm Matlab chính và các thông số động lực cơ bản của ứng dụng Q-UAV này được trình bày trong Phụ lục 1.
Hình 2.6. Sơ đồ khối mô hình HIL cho Q-UAV
61
Hình 2.7. Giao diện theo dõi thông số điều khiển của Q-UAV trên phần mềm Matlab-Simulink
Hình 2.8. Đồ thị đáp ứng góc điều khiển nghiêng
Hình 2.9. Đồ thị đáp ứng góc điều khiển chúc
Dưới đây là một số kết quả mô phỏng cho các kịch bản thử nghiệm cất cánh thẳng đứng nhằm kiểm nghiệm và đánh giá độ tin cậy và an toàn của mô hình phân tích điều khiển hệ thống đã được đề xuất.
62
- Kịch bản 1: Quỹ đạo cất cánh thẳng đứng khi chỉ có tín hiệu GPS được chiếu lên các hệ trục tọa độ tương ứng xy, yz, xz và xyz lần lượt được biểu diễn trên các hình 2.10, 2.11, 2.12 và 2.13.
- Kịch bản 2: Quỹ đạo cất cánh thẳng đứng khi chỉ có tín hiệu INS được chiếu lên các hệ trục toạ độ tương ứng xy, yz, xz và xyz lần lượt được thể hiện trong các hình 2.14, 2.15, 2.16 và 2.17.
- Kịch bản 3: Quỹ đạo cất cánh thẳng đứng khi kết hợp INS và GPS kèm theo sử dụng bộ lọc Kalman mở rộng (EKF) được chiếu lên các hệ trục toạ độ tương ứng xy, yz, xz và xyz lần lượt được thể hiện trong các hình 2.18, 2.19, 2.20 và 2.21.
Hình 2.10. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ xy - chỉ có GPS
63
Hình 2.11. Đánh giá sai số quỹ đạo theo hệ trục toạ độ yz - chỉ có GPS
Hình 2.12. Đánh giá sai số quỹ đạo theo hệ trục toạ độ xz - chỉ có GPS
64
Hình 2.13. Đánh giá sai số quỹ đạo theo hệ trục toạ độ xyz - chỉ có GPS
Hình 2.14. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ xy - chỉ có INS
65
Hình 2.15. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ yz - chỉ có INS
Hình 2.16. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ xz - chỉ có INS
66
Hình 2.17. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ xyz - chỉ có INS
Hình 2.18. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ xy - có kết hợp GPS/INS và EKF
67
Hình 2.19. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ xz - có kết hợp GPS/INS và EKF
Hình 2.20. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ yz - có kết hợp GPS/INS và EKF
68
Hình 2.21. Đánh giá sai số quĩ đạo theo hệ trục toạ độ xyz - có kết hợp GPS/INS và EKF
Nhận xét và đánh giá các kết quả mô phỏng mô hình phân tích (HIL):
+ Kịch bản 1: Quỹ đạo cất cánh thẳng đứng khi chỉ có tín hiệu GPS Bản chất của việc định vị và dẫn đường sử dụng tín hiệu GPS có ưu điểm chính xác khoảng 2m - 3m theo phương ngang nhưng tín hiệu GPS lại có một nhược điểm là không liên tục, bị ảnh hưởng bởi các điều kiện môi trường. Với tốc độ cập nhật vị trí thấp (~10 Hz), đối với những biến đổi nhanh về vị trí của thiết bị bay dẫn đến những sai số trong định vị và dẫn đường.
+ Kịch bản 2: Quỹ đạo cất cánh thẳng đứng khi chỉ có tín hiệu INS Việc định vị và dẫn đường bằng phương pháp INS có ưu điểm tốc độ cập nhật đáp ứng nhanh. Do bản chất của phương pháp INS là sử dụng các bộ cảm biến gia tốc góc và vận tốc góc theo công nghệ bán dẫn nên dẫn đến sai số tích lũy theo thời gian của bản thân bộ cảm biến. Vì vậy, thiết bị bay càng hoạt động lâu thì phép đo càng trở nên kém chính xác. Cụ thể, trong trường
69
hợp này khi cất cánh tới độ cao xấp xỉ 200m, bán kính sai số lớn nhất chiếu theo các trục lên tới 16m.
- Kịch bản 3: Quỹ đạo cất cánh thẳng đứng khi kết hợp phương pháp định vị và dẫn đường sử dụng INS và GPS kèm theo sử dụng bộ lọc EKF
Ý tưởng sử dụng kết hợp phương pháp định vị INS và GPS để nâng cao hiệu năng và độ tin cậy trong việc định vị và dẫn đường. Bản thân khi sử dụng phương pháp định vị INS có tốc độ cập nhật cao nhưng lại có sai số tích lũy theo thời gian. Do đó, bằng việc kết hợp thêm tín hiệu GPS và thuật toán EKF nhằm giúp thiết bị bay hiệu chỉnh lại sai số của phương pháp INS. Trong trường hợp này, phương tiện bay không người lái cất cánh tới độ cao xấp xỉ 200m, hình chiếu sai số lớn nhất theo các trục là 7m.
Với mô hình điều khiển ở trên và qua các đồ thị đánh giá sai số quỹ đạo cho các kịch bản an toàn và hoạt động khi chỉ có GPS hoặc INS và kết hợp GPS/INS với EKF chỉ ra rằng mô hình mô phỏng của hệ thống điều khiển Q- UAV hoàn toàn đáp ứng được chất lượng hiệu năng và an toàn điều chỉnh, nhằm đảm bảo phù hợp với việc chế tạo, lập trình phần điều khiển và triển khai Q-UAV trên thực tế.
Một số kết quả mô phỏng (HIL) trên đây về tính năng điều khiển và an toàn nhằm đánh giá ban đầu về tính khả thi của cấu trúc điều khiển đã được đề xuất và cho phép lựa chọn các cơ cấu chấp hành cho Q-UAV trong các pha phát triển tiếp theo, như: thiết kế, thực thi, mô phỏng và triển khai trên nền tảng công nghệ hướng đối tượng trong thời gian thực (RealTime UML) và kiến trúc hướng theo mô hình (MDA) có kết hợp với phương thức điều khiển IB, bộ lọc EKF và Automate lai (HA).
Kết luận chương
Chương này đã trình bày mô hình phân tích và mô phỏng động lực học trong điều khiển cho Q-UAV, bao gồm các nội dung cụ thể như:
70
- Nghiên cứu mô hình động lực học tổng quát trong điều khiển cho UAV nói chung và cho Q-UAV nói riêng, nhằm đưa ra kiến trúc và cấu trúc điều khiển tổng quát cho Q-UAV có thể hoạt động một cách tự hành.
- Đưa ra cấu trúc điều khiển cho Q-UAV thông qua cụ thể hóa Automate lai (HA) nhằm mô tả ứng xử thực thi của hệ thống điều khiển.
- Minh họa một số kết quả mô phỏng về tính năng điều khiển và an toàn nhằm đánh giá ban đầu về tính khả thi của cấu trúc điều khiển đã được đề xuất; hơn nữa nó cho phép lựa chọn các cơ cấu chấp hành cho Q-UAV trong các pha sau.
Cấu trúc và giải thuật điều khiển này sẽ được sử dụng trong chương tiếp theo nhằm đưa ra qui trình phân tích, thiết kế và thực thi điều khiển hướng đối tượng cho Q-UAV thông qua cụ thể hóa RealTime UML với MDA, nhằm nâng cao hiệu năng thi hành trên thực tế cho hệ thống điều khiển của Q-UAV. Các thành phần điều khiển có thể dễ dàng tùy biến và tái sử dụng trong các ứng dụng điều khiển khác nhau cho các MUAV dạng chong chóng mang và cất cánh thẳng đứng (VTOL).
71