Luận án Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi đảm bảo an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió - Đặng Công Vụ

iển. Để tính toán lực và mô men đối với UAV, xét quy tắc dấu trong kênh đứng như sau (hình 2.2): quy định cánh lái độ cao có góc quay là dương (+) nếu nhìn từ phía đuôi theo trục dọc của UAV ta thấy mép sau cánh lái độ cao hướng xuống phía dưới. Khi góc quay cánh lái âm sẽ tạo ra mô men Mz quay 43 quanh trục Oz dương dẫn đến tốc độ góc z  quay quanh trọng tâm là dương và tạo ra góc tấn dương. Quá trình đó được biểu diễn như sau [45]: c z z M      (2.1) Quy tắc dấu trong kênh ngang được xét như sau (hình 2.3): cánh lái hướng có góc quay là dương (+) nếu mép sau của cánh lái hướng nhìn từ phía đuôi theo trục dọc của UAV chuyển động sang phải. Khi góc quay cánh lái hướng âm sẽ tạo ra mô men y M quay quanh trục Oy dương dẫn đến tốc độ góc y  quay quanh trục Oy dương và tạo ra góc trượt dương. Quá trình này được diễn ra như sau: h y y M      (2.2) Oc c  zM z x V O V x h yM y h Hình 2.2. Quy tắc dấu trong kênh chuyển động dọc Hình 2.3. Quy tắc dấu trong chuyển động ngang 2.1.1. Các lực và mô men tác dụng lên UAV khi bay Khi xem xét các lực và mô men khí động tác động lên UAV, sử dụng giả thiết: bỏ qua các lực và mô men do cánh quạt của động cơ; bỏ qua sai số của lực kéo. Khi đó, chuyển động của UAV trong khi bay chịu tác động của các lực và mô men khí động như sau [1], [6], [7], [43], [45]: - Trọng lực G. Xét trong hệ tọa độ quỹ đạo, trọng lực gồm: .sin .cos xk yk G G G G        (2.3) 44 - Lực kéo T. Véc tơ lực kéo có thể có sai lệch so với trục dọc Ox. Tuy nhiên, các sai lệch này chỉ đáng kể khi xét mô men quay quanh tâm khối còn các lực do sai lệch này tạo ra có thể bỏ qua. Vì vậy, lúc này có thể coi véc tơ lực kéo T trùng với trục Ox của hệ tọa độ liên kết. Do đó, các thành phần của lực kéo T chiếu xuống hệ tọa độ quỹ đạo như sau: .cos .cos .(sin .cos cos .sin .sin ) .(sin .sin cos .sin .cos ) xk yk r r zk r r T T T T T T                     (2.4) - Lực khí động tổng hợp R. Như trong chương 1 đã trình bày, trong trường hợp không có gió véc tơ không tốc r V và véc tơ địa tốc k V trùng nhau và khi đó góc tấn không tốc trùng với góc tấn địa tốc ( r   ), góc trượt không tốc trùng với góc trượt địa tốc ( r   ), hệ tọa độ Oxryrzr chỉ khác với hệ tọa độ quỹ đạo Oxkykzk một góc nghiêng r . Chiếu lực khí động tổng hợp xuống hệ tọa độ quỹ đạo: .cos .sin .sin .cos xk r yk r r r r zk r r r r R X R Y Z R Y Z             (2.5) + Lực cản Xr . . r xr a X C q S (2.6) Trong đó: 2. 2 r a V q   - động áp; xr C - hệ số lực cản, hệ số này phụ thuộc vào góc tấn ( ) xr x C C  ; S – diện tích cánh của UAV. + Lực nâng Yr . . r yr a Y C q S (2.7) Trong đó: yrC - hệ số lực nâng. Hệ số lực nâng được tính như sau: 45 ( ) . . ( ) . . .c cz z ayr y y z y c ydng y y z y c ydng r b C C C C C C C C C V                Với: ( )yC  - hệ số lực nâng theo góc tấn; z yC  - đạo hàm hệ số lực nâng theo tốc độ góc z  với a z z r b V   ; cyC  - đạo hàm hệ số lực nâng theo góc lệch cánh lái độ cao; ydngC - hệ số lực nâng của đuôi ngang; ba – dây cung khí động trung bình. + Lực dạt Zr . . r zr a Z C q S (2.8) Có thể tính toán lực dạt Zr theo 2 thành phần lực dạt theo cánh lái hướng h Z và lực dạt theo góc trượt Z : r h Z Z Z   (2.9) Lực dạt do cánh lái hướng được tính như sau: 2 . . . 2 h r h z h V Z C S   (2.10) Lực dạt theo góc trượt được tính như sau: 2 . . 2 r z V Z C S    (2.11) Trong đó: zC  - hệ số lực dạt theo góc trượt, ( , )z zC C   ; h zC  - đạo hàm hệ số lực dạt theo góc lệch cánh lái hướng. - Mô men khí động Mô men khí động là các hàm phi tuyến của các tham số động học và góc lệch cánh lái của UAV. Mô men khí động phụ thuộc vào các tham số sau: ( , , , , ) ( , , , , ) ( , , , ) x x h l x r y y h x y r z z c z r M M V M M V M M V                  (2.12) 46 + Mô men chúc ngóc zM . Mô men chúc ngóc là tổng hợp các mô men quanh trục Oz của hệ tọa độ liên kết do các ngoại lực gây ra. 2 . . 2 r z z a dc V M m S b T h    (2.13) Hệ số mô men khí động mz được tính như sau: _. . . c z a z z c z z zo z z dng r b m m m m m m V         (2.14) Trong đó: hdc – độ cao của động cơ so với trục dọc UAV; zm  - hệ số mô men theo góc tấn: ( ). ( )z T F ym X X C   ; TX - khoảng cách tương đối (so với dây cung khí động ba) từ mũi cánh đến trọng tâm UAV; FX - khoảng cách tương đối (so với dây cung khí động ba) từ mũi cánh đến tâm áp UAV do góc tấn gây ra; zzm  - đạo hàm hệ số mô men chúc ngóc theo z ; c zm  - đạo hàm hệ số mô men chúc ngóc theo góc lệch cánh lái độ cao; _z dngm – hệ số mô men theo độ lệch đuôi ngang; zom - hệ số mô men ban đầu do hình dạng UAV không đối xứng so với mặt phẳng nằm ngang. + Mô men nghiêng (cren) xM . Mô men cren là tổng hợp các mô men quanh trục Ox của hệ tọa độ liên kết do các ngoại lực gây ra đối với UAV. 2 2 r x x a V M m Sb   (2.15) Hệ số mô men khí động mx được tính như sau: . . . .l x hax x l x x x h x r b m m m m m V          (2.16) Trong đó: xm  - thành phần hệ số mô men khí động theo góc trượt, ( , )x xm m   ; x xm  - đạo hàm hệ số mô men cren theo tốc độ góc x  , 47 a x x r b V   ; lxm  - đạo hàm hệ số mô men cren theo góc lệch cánh lái liệng; h xm  - đạo hàm hệ số mô men cren theo góc lệch cánh lái hướng. + Mô men hướng yM . Mô men hướng là tổng hợp các mô men quanh trục Oy của hệ tọa độ liên kết do các ngoại lực gây ra đối với UAV. 2 2 r y y a V M m Sb   (2.17) Hệ số mô men khí động my được tính như sau: . . . . .yh xa ay y h y y y x y r r b b m m m m m V V         (2.18) Trong đó: ym  - thành phần hệ số mô men khí động ym do thành phần góc trượt gây ra ( , )y ym m   ; y ym  - đạo hàm hệ số mô men hướng theo tốc độ góc không thứ nguyên y ; h ym  - đạo hàm hệ số mô men hướng theo góc lệch cánh lái hướng; xym  - đạo hàm hệ số mô men hướng theo tốc độ góc không thứ nguyên x . Trong trường hợp có nhiễu động gió, véc tơ không tốc r V không trùng với véc tơ địa tốc k V . Khi đó các lực khí động và mô men khí động tính theo không tốc r V , góc tấn không tốc r  , góc trượt không tốc r  như biểu thức (1.42) được tính toán trong chương 1. 2.1.2. Hệ phương trình chuyển động của UAV trong không gian Sử dụng các lực và mô men đã được xây dựng ở mục 2.1.1, hệ phương trình chuyển động của UAV trong không gian được xây dựng bao gồm 12 phương trình vi phân và 3 phương trình lượng giác siêu việt [1], [43]: 48       2 2 cos cos sin cos .sin .cos cos sin cos sin cos sin sin cos sin cos . . . . 2 . . . . 2 k r k r r r r r k r r r r r r x r x x a z y y z y r y y a x z dV m T X G dt d mV Y T G Z dt d mV Y Z T dt d V J m S b J J dt d V J m S b J J dt                                                                 2 0 0 0 . . . . . 2 cos cos sin cos sin 1 cos sin cos sin cos cos sin x z z r z z a dc y x x y k k k y z y z x y z d V J m S b T h J J dt dx V dt dy V dt dz V dt d dt d dt d tg dt                                                                                 (2.19)       sin cos cos sin sin cos cos cos sin sin cos sin cos cos cos sin cos sin cos cos sin sin sin sin cos cos sin cos sin sin sin cos cos sin sin sin sin cos cos cos sin cosr                                                            (2.20) 49 Do đặc điểm của UAV cỡ nhỏ cơ động ít, các góc ,  , , , ,    nhỏ và giả thiết kênh cren được ổn định lý tưởng. Ta có thể viết lại 3 phương trình lượng giác siêu việt ở dạng đơn giản như sau: r                (2.21) 2.1.3. Quá tải tác động lên UAV Giả sử trong quá trình bay, lực tổng hợp tác động lên UAV là N (không kể trọng lực). Khi đó véc tơ quá tải được xác định như sau: N n mg  (2.22) Như vậy véc tơ quá tải n là tỉ lệ giữa tổng véc tơ của tất cả các lực (không tính tới trọng lực) đặt lên UAV so với trọng lượng UAV, véc tơ quá tải có hướng trùng với hướng của véc tơ lực N và có độ lớn chỉ ra véc tơ lực lớn gấp bao nhiêu lần trọng lượng của UAV. Nghĩa là véc tơ quá tải đặc trưng cho độ lớn và hướng của lực N là lực mà ta sẽ thay đổi để điều khiển chuyển động bay. Khi tính toán ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cần phải xem xét các biểu thức hình chiếu của véc tơ quá tải trên các trục hệ tọa độ. - Trên các trục của hệ tọa độ tốc độ: Quá tải dọc trục: .cos . os -X r xr T c n G    Quá tải đứng: .sin r yr T Y n G    Quá tải ngang: .cos .sin r zr T Z n G     Trong trường hợp ,  nhỏ: sin  ; sin   ; os 1c   ; os 1c   . Hơn nữa, đối với UAV lực kéo r T X và nhỏ hơn nhiều lần so với lực nâng 50 nên . r r T Y Y   . Khi đó, quá tải dọc trục nhỏ và không ảnh hưởng đến ATB, biểu thức xác định quá tải đứng và quá tải ngang trong hệ tọa độ tốc độ được viết như sau: . .. . . .. yr r ar r yr zr r ar zr C q ST Y Y n G G G C q S TT Z n G G              (2.23) - Hình chiếu của véc tơ quá tải trên các trục của hệ tọa độ liên kết: . os . os .sin . os .sin .sin . os . os .sin .sin .sin . os x xr yr zr y xr yr zr z xr zr n n c c n n c n n c n c n n n n c                      (2.24) Do  ,  nhỏ nên từ biểu thức (2.23), (2.24) có thể rút ra biểu thức đối với thành phần quá tải đứng trong hệ tọa độ liên kết: . . yr r ar y C q SY n G G    (2.25) Từ biểu thức (2.25) thấy rằng, thành phần quá tải đứng ny xấp xỉ tỷ lệ thuận với góc tấn không tốc r  . Tương tự như vậy, thành phần quá tải ngang nz xấp xỉ tỷ lệ thuận với góc trượt không tốc r . Các thành phần quá tải trong hệ tọa độ liên kết được xác định bởi các gia tốc kế. Như vậy, để điều khiển theo r  , r  có thể thực hiện điều khiển thông qua ny, nz. 2.2. Mô hình toán chuyển động dọc và chuyển động cạnh của UAV Để thuận tiện trong quá trình xây dựng mô hình động lực học vòng điều khiển kín của UAV cũng như tổng hợp các bộ điều khiển và đánh giá phản ứng của UAV theo các tác động của nhiễu động gió trong khí quyển, cần thiết phải phân chia chuyển động của UAV theo các mặt phẳng chuyển động riêng biệt. Do UAV có Jx<<Jy,Jz nên đáp ứng của kênh nghiêng (kênh cren) rất nhanh, có thể giả thiết kênh cren là lý tưởng ( *  ), hơn nữa * theo kết quả 51 mô phỏng chương 4 chỉ vài độ, vì vậy có thể tách chuyển động UAV thành chuyển động trong mặt phẳng đứng và chuyển động cạnh với góc  nhỏ. 2.2.1. Mô hình chuyển động dọc của UAV 0x 0y T kV mg rY rX x r kx ,x r ky , yy Hình 2.4. Chuyển động của UAV trong mặt phẳng đứng Chuyển động dọc của UAV là chuyển động chỉ xảy ra trong mặt phẳng thẳng đứng tức là mặt phẳng quỹ đạo Oxkyk trùng với mặt phẳng Oxoyo. Để có thể chuyển động trong một mặt phẳng như vậy cần sử dụng một số giả thiết: UAV có mặt phẳng đối xứng Oxy trùng với mặt phẳng Oxoyo, ngoại lực tác dụng chỉ tác dụng trong mặt phẳng Oxy. Cho nên, các góc 0  ; 0  , 0 r    để triệt tiêu các thành phần gây đổi hướng quỹ đạo của tâm khối. Khi đó, góc 0  và nhiễu động gió cũng chỉ xảy ra trong mặt phẳng đứng, véc tơ không tốc r V và địa tốc k V cùng nằm trong mặt phẳng đứng, vì 0 r   cho nên mặt phẳng Oxryr cũng trùng với mặt phẳng Oxkyk và Oxoyo (hình 2.4). Thay các điều kiện 0  ; 0  , 0r   , 0  vào HPTVP (2.19), (2.20) ta sẽ được HPTVP chuyển động dọc của UAV. - Trong trường hợp không có nhiễu động gió tác động, khi đó véc tơ không tốc r V trùng với véc tơ địa tốc k V ( r k V V ) và HPTVP mô tả chuyển động dọc của UAV như sau: 52 2 2 2 _ . cos ( ). . sin 2 . sin ( ) . . . . . cos 2 . ( . . . ). . . . 2 cos sin cz c z k r x r a r k y r y z y c ydng r z a r z z c z z zo z z dng a dc r o k o k dV V m T C S G dt d b V mV T C C C C S G dt V d b V J m m m m m S b T h dt V dx V dt dy V dt                                                     ;z d dt                            (2.26) - Trong trường hợp có nhiễu động gió tác động, véc tơ không tốc r V lệch so với véc tơ địa tốc k V góc w  , HPTVP chuyển động dọc của UAV giống như hệ (2.26) chỉ có khác là trong các biểu thức liên quan đến lực nâng, lực cản và mô men khí động thay 2 2 2W r k y V V  , wr     , các thành phần r  và r V này được tính toán trong trường hợp có nhiễu động gió như trong chương 1. Khi đó, HPTVP mô tả chuyển động dọc của UAV như sau: 2 2 2 2 2 2 2 2 _ 2 2 .( W ) .cos ( ). . .sin 2 .( W ) .sin ( ) . . . . . cos 2W .( W ) . . . . W cz c z k yk x r k ya k y r y z y c ydng k y k yaz z z c z z z z dng k y VdV m T C S G dt Vbd mV T C C C C S G dt V Vbd J m m m m dt V                                                      . . . 2 cos sin ; a dc o k o k z S b T h dx V dt dy V dt d dt                                (2.27) 53 2.2.2. Mô hình chuyển động cạnh của UAV Chuyển động cạnh của UAV là chuyển động chủ yếu theo góc nghiêng  và góc hướng  trong mặt phẳng “xấp xỉ” nằm ngang. Hai chuyển động này có những mối liên hệ đan chéo nhau. Để có thể phân tích định tính chuyển động cạnh của UAV cần sử dụng giả thiết: các góc , , ,    nhỏ. Với giả thiết này và xét quy tắc dấu ta có thể rút ra được:     ; r   (2.28) Thay các điều kiện: H=const, 0  , 0 z   , , , ,    nhỏ vào HPTVP (2.19) và (2.20) ta sẽ đượng HPTV chuyển động cạnh của UAV. - Trong trường hợp không có nhiễu động gió, véc tơ không tốc r V trùng với véc tơ địa tốc k V , HPTVP chuyển động cạnh của UAV như sau:   2 2 2 . .sin . . . .sin 2 . . ( . . . . . ). . . 2 . . . ( . . . . ). . . 2 cos V sin h yx l h y h x r k r y h z y ax x a r x x x l x h x r x a r r y y a x a r y y y r y h y a r r o k o k d V mV Y C C S T dt bd b V J m m m m m S b dt V V d b b V J m m m m S b dt V V dx V dt dz dt                                              x y d dt d dt                                (2.29) Do đặc điểm UAV có dạng máy bay, hệ thống ổn định cren thường duy trì *  và có thể điều khiển hướng nhanh và hiệu quả bằng cách cố ý tạo ra 54 * 0  để có lực pháp tuyến ngang *.sin r Y  như trên hình 2.5. Góc trượt  có thể duy trì 0  nhờ tính ổn định tĩnh của bản thân UAV (do hệ số 0 y m  ). * *Y sin G Y *Y cos Hình 2.5. Điều khiển đổi hướng sử dụng góc nghiêng Khi kênh cren được ổn định với * 0   , 0 x   , chỉ cần xét chuyển động của UAV trong kênh ngang và điều khiển hướng bằng cánh lái hướng. HPTVP kênh ngang của UAV như sau [1]:   2 2 . . . . . . 2 . . . ( . . . ). . . 2 . os V .sin ; h y h k k y h z y y a k y y y y h a k o k o k y d V mV C C S dt d b V J m m m S b dt V dx V c dt dz dt d dt                                          (2.30) - Trong trường hợp có nhiễu động gió tác động, véc tơ không tốc r V lệch so với véc tơ địa tốc k V góc w  , hệ phương trình chuyển động trong trường hợp này giống như hệ (2.29), và chỉ có khác là trong các biểu thức liên quan đến lực dạt, lực cản và mô men khí động thay 2 2 2W r k z V V  , thay wr     . Các thành phần r  và rV được tính toán trong trường hợp có nhiễu động gió như trong chương 1. Hệ phương trình vi phân mô tả chuyển 55 động cạnh của UAV khi có nhiễu động gió tác động:   2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 .( W ) .sin . . . .sin 2 . .( W ) . . . . . . . . 2W W . . . . . . W W h yx l h y h x k z k r y h z y ax x a k z x x x l x h x r x a k z k z y y a x a y y y r y h y k z k z Vd mV Y C C S T dt bd b V J m m m m m S b dt V V d b b J m m m m dt V V                                                   2 2.( W ) . . . 2 cos V sin k z a o k o k x y V S b dx V dt dz dt d dt d dt                                              (2.31) 2.3. Thuật toán điều khiển UAV Để đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV, giả thiết rằng khi chưa có nhiễu động gió UAV đang bay ở chế độ bay bằng, kênh cren được ổn định, không xét tới trong luận án. Như vậy, UAV được điều khiển bởi các chương trình định sẵn theo quỹ đạo, tốc độ. Khi đó, cần phải có các kênh điều khiển như sau: kênh điều khiển độ cao, kênh điều khiển hướng và kênh điều khiển tốc độ. - Kênh điều khiển độ cao: Khi chưa có nhiễu động gió, UAV bay bằng ổn định, các tham số của mô hình động lực học của UAV ít thay đổi, kênh điều khiển độ cao được tổng hợp theo thuật toán điều khiển như sau (PID):       t. . c p th ct d th ct i th ct yo oz z 0 u K . H H K . H H K . H H .dt u k .        (2.32) Trong đó: yo u - tín hiệu điều khiển theo chương trình ( yo u là tín hiệu điều khiển cánh lái độ cao khi bay bằng có góc lệch cánh lái cbb , cbb - được xác 56 định trên cơ sở giải hệ phương trình cân bằng lực và mô men trong mặt phẳng đứng (phụ lục 2); koz – hệ số cản dịu của kênh dọc; Hth – độ cao thực của UAV khi bay; Hct – độ cao theo chương trình: với ct 0H H ; H0 – độ cao bay bằng trước khi có gió; Các hệ số Kp, Kd, Ki – tương ứng với các hệ số tỷ lệ, hệ số vi phân và hệ số tích phân của bộ điều khiển PID. Các hệ số Kp, Kd, Ki, koz được lựa chọn bằng cách sử dụng công cụ tối ưu hóa Simulink Response Optimization trong Simulink (bảng 2.1). Bảng 2.1. Hệ số của các bộ điều khiển Hệ số của bộ điều khiển kênh điều khiển độ cao (2.32) Hệ số của bộ điều khiển kênh điều khiển hướng (2.33) Hệ số của bộ điều khiển kênh điều khiển tốc độ (2.34) Kp 1.6865 Kz -0.128 Ko 0.24 Kd 0.7412 K -5.8936 KV -0.76 Ki 0.8937 iz K -0.000134 koz 0.55 oy k -0.0554 - Kênh điều khiển hướng: Do đặc điểm UAV có dạng máy bay, nếu sử dụng điều khiển hướng theo cách dùng góc trượt  để tạo lực dạt sườn Zr sẽ kém hiệu quả. Cho nên điều khiển hướng trong chuyển động cạnh sử dụng phương pháp là duy trì góc nghiêng * 0  để có lực pháp tuyến ngang * r Y .sin tạo ra tốc độ đổi hướng quỹ đạo d dt  [1]. Như vậy, hướng bay  và độ dạt ngang zo sẽ được điều khiển bằng cách tạo ra góc nghiêng * và duy trì *  . Đối với UAV do đặc tính mô men quán tính Jx<<Jy nên đáp ứng kênh cren rất nhanh, do đó trong chuyển động cạnh giả thiết kênh cren được ổn định và luôn duy trì góc nghiêng mong muốn *  . Thuật toán để tạo góc nghiêng mong muốn được tổng hợp như sau: * .( ) .( ) ( ) . z o ct ct iz o ct oy y K z z K K z z dt k           (2.33) Trong đó: 57 zo – độ dạt ngang của UAV; zct – độ dạt ngang mong muốn theo chương trình (zct=0); ct - góc hướng quỹ đạo mong muốn ( 0ct  ); Các hệ số , , , z iz oy K K K k  được lựa chọn bằng công cụ tối ưu hóa Simulink Response Optimization trong Simulink (bảng 2.1). - Kênh điều khiển tốc độ: Để đảm bảo duy trì tốc độ bay cho UAV, đặc biệt là khi UAV thay đổi độ cao cần thiết phải có bộ điều khiển tốc độ. Về nguyên tắc, vòng điều khiển kín theo tốc độ của UAV được thực hiện theo sơ đồ khối hình 2.6. Bộ điều khiển tốc độ bay Số vòng quay Động cơ Cánh quạtbb V V Động lực học bay UAV V T Thông số cửa ga Hình 2.6. Vòng điều khiển kín của kênh điều khiển theo tốc độ Do trên UAV sử dụng động cơ đốt trong, động cơ đốt trong phản ứng rất nhạy với cửa ga nên có thể bỏ qua quán tính của động cơ và cánh quạt nên có thể coi sự thay đổi lực kéo T xảy ra tức thời với sự thay đổi vị trí cửa ga (không có giữ chậm theo thời gian). Mặt khác, cửa ga thay đổi tức thời với sự thay đổi sai số tốc độ bay. Vì vậy, sự thay đổi tốc độ bay liên quan trực tiếp và tức thời với sự thay đổi lực kéo T. Vấn đề điều khiển tốc độ bay theo điều khiển lực kéo T của cánh quạt hay điều khiển vị trí cửa ga đã được trình bày trong các tài liệu [3], [44] và hiệu quả khi sử dụng bộ điều khiển tốc độ đã được trình bày trong bài báo số 1 và số 2. Thuật toán điều khiển tốc độ được tổng hợp như sau:   o V k bb max T maxT K K . V V .T K .T    (2.34) Tron đó: Hệ số  T o V k bbK K K . V V   , thỏa mãn: T0 K 1  ; Ko – hệ số lực kéo cần thiết để UAV bay bằng; KV – hệ số lực kéo khi UAV có sai 58 lệch về tốc độ so với tốc độ khi bay bằng; Vbb - tốc độ của UAV khi bay bằng; Tmax – lực kéo lớn nhất của UAV, thành phần lực kéo này phụ thuộc vào độ cao và tốc độ bay (Phụ lục 1). Các hệ số Ko, KV được lựa chọn bằng cách sử dụng công cụ tối ưu hóa Simulink Response Optimization trong Simulink (bảng 2.1). 2.4. Mô phỏng vòng điều khiển kín của UAV 2.4.1. Dữ liệu đầu vào mô phỏng Mô hình mô phỏng chuyển động của UAV là thành phần quan trọng trong quá trình bay thử nghiệm UAV. Kết quả của quá trình bay thử nghiệm phần lớn được xác định bởi độ tin cậy của mô hình mô phỏng, do đó nó phụ thuộc vào độ tin cậy của dữ liệu ban đầu cho mô hình. Loại UAV cỡ nhỏ được sử dụng nghiên cứu trong luận án dựa trên mô hình UAV cỡ nhỏ giả định “UAV-70V”, đây là loại UAV cỡ nhỏ làm nhiệm vụ giám sát từ xa do Hội Hàng không vũ trụ Việt Nam nghiên cứu, chế tạo. - Đặc trưng hình học và đặc trưng khối lượng – quán tính – định tâm: Các đặc trưng hình học và đặc trưng khối lượng – quán tính – định tâm của UAV được xác định trực tiếp từ hình vẽ ba chiều của UAV bằng phần mềm INVENTOR. - Đặc trưng khí động: Các hệ số khí động được xác định bằng phần mềm ANSYS CFX, dựa trên giải số hệ phương trình Navier-Stock bằng phương pháp thể tích hữu hạn [34]. Các hệ số hiệu quả của cánh lái ( c z m , l x m , h y m ) và các đạo hàm khí động khác ( z z m , x x m , x y m , y y m  ,) được tính bằng phương pháp xoáy rời rạc tuyến tính [39]. Các thông số của UAV-70V: đặc trưng hình học; đặc trưng khối lượng – quán tính – định tâm và đặc trưng khí động được trình bày trong phụ lục 1. 59 2.4.2. Mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV trong môi trường Matlab-Simulink Để giải hệ phương trình vi phân phi tuyến không dừng chuyển động của UAV, không thể giải bằng phương pháp giải tích được mà phải phải lựa chọn phương pháp số. Hệ phương trình này bao gồm phần lớn là các phương trình vi phân thường, tức là không phải là phương trình vi phân đạo hàm riêng. Ngoài các phương trình vi phân còn có các biểu thức đại số, lượng giác, các bất đẳng thức biểu diễn các ràng buộc, vùng không nhạy, vùng bão hòa .... Luận án đã chọn phương pháp số Runge-Kutta có chọn bước tính tự động thay đổi (variable step) để giải hệ phương trình vi phân nói trên. Công cụ toán học này đã được cài đặt sẵn trong Simulink/simulation/simulation parameters. Độ chính xác tương đối được chọn là 10-3. Việc chọn bước tính tự động để phù hợp với sự biến đổi các tham số trong hệ phương trình nói trên. Các biểu thức đại số và lượng giác được thực hiện bằng cách nối các đầu vào và đầu ra tương ứng với các khối có sẵn trong Simulink hoặc tự tạo (user-defined function). Mô hình mô phỏng vòng điều khiển kín kênh chuyển động dọc và kênh chuyển động cạnh của UAV trong Simulink được xây dựng theo lưu đồ thuật toán như trên hình 2.7, hình 2.8. Cấu trúc mô hình mô phỏng vòng điều khiển kín được chia thành mức và trong đó chứa mô hình mô phỏng từng khối con. Sơ đồ mô phỏng từng khối trong vòng điều khiển kín được trình bày cụ thể trong phụ lục 3. 60 * o ox x ? mpt t ? r k r V V     r w (1.45)    2 2 r k yV V W (1.46)  Hình 2.7. Lưu đồ thuật toán mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín kênh chuyển động dọc của UAV