Luận án Xây dựng bộ ổn định và thuật toán điều khiển bám quỹ đạo cho uav cánh bằng

LỜI CAM ĐOAN .i

LỜI CẢM ƠN.ii

DANH MỤC CÁC KÍ HIỆU, CHỮ VIẾT TẮT.vi

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ .xi

MỞ ĐẦU .1

CHƯƠNG 1: MÔ HÌNH ĐỘNG HỌC CHO UAV CÁNH BẰNG VÀ BỘ ỔN

ĐỊNH CƠ BẢN.11

1.1. Các hệ tọa độ và phương trình lượng giác .11

1.1.1. Các hệ tọa độ được sử dụng trong luận án.12

1.1.2. Các phương trình mô tả các quan hệ lượng giác .13

1.2. Mô hình động học của UAV cánh bằng.17

1.2.1. Mô hình động học phi tuyến đầy đủ của UAV cánh bằng.18

1.2.2. Phương trình động học theo từng kênh cho UAV cánh bằng.25

1.2.3. Các hệ số khí động và các hệ số quán tính của UAV.26

1.2.4. Các cơ cấu điều khiển của UAV cánh bằng .28

1.3. Các giai đoạn bay và cấu trúc hệ thống điều khiển UAV chiến đấu.29

1.3.1. Các giai đoạn bay thực hiện nhiệm vụ của UAV chiến đấu.29

1.3.2. Cấu trúc hệ thống điều khiển của UAV chiến đấu .30

1.4. Các công trình nghiên cứu trong và ngoài nước.31

1.5. Kết luận chương 1.37

CHƯƠNG 2: TỔNG HỢP BỘ ỔN ĐỊNH ỨNG DỤNG ĐIỀU KHIỂN

BACKSTEPPING CHO UAV CÁNH BẰNG.39

2.1. Tổng hợp bộ điều khiển Backstepping cho kênh dọc.39

2.1.1. Mô hình UAV sử dụng trong kênh dọc (phục vụ điều khiển bám góc

nghiêng quỹ đạo), với điều kiện giả thiết β0, v0. .39

2.1.2. Tổng hợp bộ điều khiển (bám góc nghiêng quỹ đạo).40

2.2. Tổng hợp bộ điều khiển Backstepping cho kênh ngang.48

pdf190 trang | Chia sẻ: honganh20 | Ngày: 11/03/2022 | Lượt xem: 369 | Lượt tải: 3download
Bạn đang xem trước 20 trang tài liệu Luận án Xây dựng bộ ổn định và thuật toán điều khiển bám quỹ đạo cho uav cánh bằng, để xem tài liệu hoàn chỉnh bạn click vào nút DOWNLOAD ở trên
k k M k k k M                       (2.92) Với điều kiện: 1 2 4 3 3 2 1 3 2 1 1 1, 0, , ( 1 0) .( 1), ( 0) qk k k M k k k khi k k k k khi k               (2.93) Trong đó, e được giới hạn trong dải nhất định, ví dụ 0 015.7 7.5e     . Để xác định tham số 0 (là giá trị của α khi 0  ), xuất phát từ phương trình 48 (2.14) nhận được: 0 0. tan ( ) cos refD L mg    (2.94) Coi 0 đủ nhỏ để 0 0tan  , kết quả nhận được: 0 0 2 cos 1 .( ) 2 ref a D L mg V S C C       (2.95) Hình 2.1. Sơ đồ khối bộ điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo Công thức (2.92) là tín hiệu điều khiển cánh lái lên xuống bám theo góc nghiêng quỹ đạo mong muốn được xây dựng theo Backstepping, sơ đồ bộ điều khiển được thể hiện trên hình 2.1, xây dựng bộ điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo trên Matlab-Simulink được thể hiện trong phụ lục C. 2.2. Tổng hợp bộ điều khiển Backstepping cho kênh ngang 2.2.1. Mô hình UAV sử dụng trong kênh ngang (phục vụ điều khiển bám góc nghiêng của UAV) Từ phương trình động học phi tuyến của UAV: hệ phương trình (1.18) và (1.19) ta có:  ref Mô hình UAV + + e q _ α k1k2(k4-Mq) Va Bộ tính toán tham số α0 Mô hình khí quyển Mô hình động lực học của UAV AircraftM , S, DL CC , ρ Va 1 e M  k4 (k4 –Mq)k2 k1 - Mα _ (k1+1)k2(k4-Mq) k2(k4-Mq) + + k2(k4-Mq) + 49 1 2 3 4( . . ). . .roll yawp C r C p q C M C M     (2.96) .sin .tan .cos .tanp q r        (2.97) Với: 2 1 2 roll a lM V SbC (2.98) 21 2 yaw a nM V SbC (2.99) Trong đó: . . . ( . . ) 2. p ra r l l l a l r l l a b C C C C C p C r V          (2.100) . . . 2. rr n n n r n a b C C C C r V      (2.101) Hai phương trình (2.96) và (2.97) là phương trình mô hình động học sử dụng cho điều khiển bám góc nghiêng của UAV khi thực hiện ứng dụng thuật toán Backstepping để tổng hợp luật điều khiển. 2.2.2. Tổng hợp bộ điều khiển (bám góc nghiêng của UAV) Sử dụng bộ điều khiển Backstepping cho hệ thống bậc 2. 1 1 1 2 2 2 1 2 ( , ) ( , , ) x f x x x f x x u      (2.102) Với x1, x2, là các biến trạng thái của mô hình. 1 2 ( )a x x p u M        (2.103) Các biến sai số bám là: 1 1 1 2 2 2 ref ref des des z x x z x x p p           (2.104) Trong đó 1refx là giá trị đặt cần điều khiển; 2desx là các tham số điều khiển ảo mong muốn. Chọn hàm Lyapunov V1 như sau: 21 1 1 2 V z (2.105) Đạo hàm V1 ta có: 1 1 1 1. .V z z z     (2.106) 50 Kết hợp (2.97):   * *1 1 1 1 . . [ . ( sin cos ). tan ]a aV z K z p K z q r           (2.107) Chọn lệnh điều khiển ảo: * 1 [ . ( sin cos ). tan ]des ap K z q r        (2.108) Khi đó ta có: * * 2 1 1. 0, 0a aV K z K       (2.109) Để thuận tiện cho việc trình bày, đặt: ( sin cos ). tan )B q r      (2.110) Ta có: * *1 1 [ . ( sin cos ). tan )] [ . ]des a ap K z q r K z B           (2.111) Khi đó: 1z p B    (2.112) Chọn hàm điều khiển Lyapunov 2V như sau: 2 2 2 1 2 1 1 2 2 V z z  (2.113) Khi đó: 2 1 1 2 2. .V z z z z     (2.114) * 2 2 1 1 2 2. ( ) .a desV K z z p p z z       (2.115) * * * 2 2 2 2 1 2 2 1 2 2. . . ( ) . p p a a a desV K z K z K z z p p z z         (2.116) * * * 2 2 2 1 2 2 2 1 2. . .( . ) p p a a aV K z K z z K z z z        (2.117) Để hệ thống ổn định phải có: 2 0V   , ta cần có được: * * 2 1 2 0 . 0 p a p a K K z z z        (2.118) Từ: * 2 1 2 . 0paK z z z   , ta có: *2 2 1 ( . )paz K z z   (2.119) * 1 .( )pdes a desp p K p p z      (2.120) * 1 .( )pa des desp K p p z p      (2.121) Sau khi biến đổi nhận được: * * * * * *1 ( ). ( . 1). ( ).p p pa a a a a ap K K p K K z K K B B            (2.122) Từ (2.96) nhận được: 51 * * * * * * 1 2 3 4 1( . . ). . . ( ). ( . 1). ( ). p p roll yaw a a a a p a a C r C p q C M C M K K p K K z K K B B                 (2.123) Từ đó ta có: * * * * * * 3 1 1 2 4 . ( ). ( . 1). ( ). ( . . ). . p p roll a a a a p a a yaw C M K K p K K z K K B B C r C p q C M                (2.124) Hay: * * * * * * 1 3 3 3 3 1 2 4 3 3 ( ) ( . 1) ( ) 1 . . . ( . . ) . . p p p a a a a a a roll yaw K K K K K K M p z B B C C C C C r C p C q M C C                (2.125) Với các thành phần tham số xác định theo (2.98), (2.100) và (2.110): 21 . . . 2 roll a l dyn lM V SbC p S b C  (2.126) . . . ( . . ) 2. p ra r l l l a l r l l a b C C C C C p C r V          (2.127) ( .sin .cos ). tanB q r    (2.128) Từ đó ta nhận được: . . . . . . . . . ( . . ) 2. p ra r roll dyn l dyn l l a l r l l a b M p S b C p S b C C C C p C r V                 (2.129) Như vậy tác động tổng hợp của các cánh lái sẽ là: . . . ( . . ) . . 2. p ra r roll l a l r l l l dyn a M b C C C C p C r p S b V                    (2.130) Khi không sử dụng cánh lái hướng trong điều khiển bám góc nghiêng ta có: * * * * * * 1 3 3 3 1 2 4 3 3 3 ( ) ( . 1) ( ) . . . . . . . . . . . . ( . . )1 . . . . . . . . . . . ( . . ) 2. a p r p p p a a a a a a l a dyn dyn dyn yaw dyn dyn dyn l l l a K K K K K K C p z B C p S b C p S b C p S b C r C p C B q M C p S b C p S b C p S b b C C p C r V                              (2.131) Đặt: 3 . .dynD C p S b   ta có: 52 * * * * * * 1 1 2 4 ( ) ( . 1) ( ) . . . . . . ( . . )1 . . . . . 1 . ( . . ) . 2. a a a a a a p r a p p p a a a a a a a l l l yaw l l l l l l l a K K K K K K p z B C D C D C D C r C p C B q M C D C D C D b C C p C r C V                                    (2.132)   * * * * * * 2 1 1 4 ( ) ( . 1)1 . . . . . 2. . ( ) .1 . . . . . 1 . . . ) . p a a a a a r a a p p a a a a a l l a l p a a l l l yaw l l l l K K K KCb C q p z C D V D C D K K C r B B q C D C D C D C M C C r C D C                                    (2.133) Từ (2.99) và (2.101), ta có: 2 3 1 .( . . . ) 2 2. rr yaw a n n n r n a D b M V SbC C C C r C V        (2.134) Không sử dụng cánh lái hướng (2.134) trở thành: 3 .( . . ) 2. r yaw n n a D b M C C r C V   (2.135) Đặt: * * 2 ( )1 . . . 2. p a p a ap a l l a K K Cb K C q C D V D             (2.136) * * ( . 1) . a p a a a l K K K C D       (2.137) Từ (2.133) có tính đến (2.135) nhận được:   * * 1 1 4 3 ( ) 1 . . . . . 1 . .( . . ) . . ) . . 2. a a r r a a a p a ap a a a l l n n l l l l a l K K K p K z B B C D C D C r C b q C C r C C r C D C C V C                         (2.138) Thông thường các máy bay cũng như UAV cánh bằng có hệ số: xzJ nhỏ so với xJ , zJ cho nên: 53 4 0 xzJC    , 2 ( ) 0x y z xz J J J J C      ( 0xzJ  ). Hình 2.2. Sơ đồ khối bộ điều khiển bám góc nghiêng của UAV Ta có được luật điều khiển cánh lái liệng là: . .( )pa a a refK p K         (2.139) Với: * * 1 ( ) .1 . . . . . . r a a a a a p la a l l l l l l CK K CC r B B q r C D C D C D C C                 (2.140) Điều kiện: * 0aK   , * 0paK  (2.141) * * ( )1 . . 2. p a p a ap a l l a K K b K C C D V          (2.142) * * ( . 1) . a p a a a l K K K C D      (2.143) 3. . .dynD C p S b (2.144) ref + + aK  p aK a _ _ Mô hình UAV Bộ tính toán các tham số bộ điều khiển bám góc nghiêng Mô hình khí quyển Tham số mô hình khí động học của UAV ρ a lC  , plC , lC , p ϕ Va q r   + + β 54 ( .sin .cos ). tanB q r    (2.145) Các góc cánh lái a được giới hạn trong khoảng nhất định, ví dụ một số UAV các góc cánh lái nằm trong khoảng 0 020 20a     . Sơ đồ khối bộ điều khiển bám góc nghiêng tổng hợp theo Backstepping theo luật điều khiển (2.139) được thể hiện trên hình 2.2. - Nhận xét: Trong trường hợp UAV có tốc độ dạt và góc dạt nhỏ ( 0, 0r   ) luật điều khiển nhận được là: * * ( ) 1 . .( ) . . a a p a ap a a a ref l l K K K p K B B C D C D               (2.146) Trường hợp UAV bay với góc chúc ngóc đủ nhỏ và tốc độ chúc ngóc nhỏ để có được thành phần . tan 0q   , khi đó: 0, 0B B  khi đó luật điều khiển bám góc nghiêng UAV có cấu trúc trở về tương tự dạng bộ điều khiển trong bộ tự động lái CAУ-23. Luật điều khiển bám góc nghiêng xác định: 1. . . .( ) p p a a a a a refK p K z K p K           (2.147) Với hệ số p aK , aK  được xác định theo: (2.141)÷ (2.144). 2.3. Mô phỏng đánh giá bộ điều khiển được tổng hợp 2.3.1. Mô phỏng bộ điều theo kênh dọc (bám góc nghiêng quỹ đạo) - Điều kiện tiến hành mô phỏng: Thực hiện mô phỏng, đánh giá trên cở sở mô hình phi tuyến đầy đủ của UAV sử dụng bộ tham số mô hình máy bay MiG-21 có chương trình mô phỏng được xây dựng trong phụ lục C của luận án. Điều kiện ban đầu của UAV: Maircraft=6800kg, Va=600km/h, α=2.750, =2.50, =00, =400, e=0, a=0, r=0, lực đẩy được điều khiển bằng bộ điều khiển PI với tốc độ đặt là 600 / da V km h , vị trí ban đầu P0 (x=0, y=0, h =2000m). - Kịch bản: Kịch bản 1: Thực hiện mô phỏng cho UAV bám các góc nghiêng quỹ đạo đặt 55 dạng bước nhảy: ban đầu thực hiện với góc nghiêng quỹ đạo ref = 0, tiếp theo đó ref lần lượt là -10, -20, 20, 10 và trở về bám góc nghiêng quỹ đạo đặt ref = 0. Kịch bản 2: Thực hiện mô phỏng cho UAV bám góc nghiêng quỹ đạo đặt dạng sine; ban đầu thực hiện với góc nghiêng quỹ đạo đặt ref = 0, tiếp theo đó ref là một hàm sine với biên độ là 150 chu kỳ là T=60s và kết thúc trở về bám ref = 0. - Thực hiện mô phỏng kịch bản 1: Kết quả mô phỏng được thể hiện trên hình 2.3 và hình 2.4. Trên hình 2.3 là quỹ đạo chuyển động của UAV trong không gian. Một số tham số đầu vào và tham số đáp ứng của UAV được thể hiện trên hình 2.4. Các tham số lần lượt là góc nghiêng quỹ đạo đặt ref, giá trị cánh lái lên xuống e và các đáp ứng của UAV: góc nghiêng quỹ đạo  (đặt trên cùng đồ thị với ref), tốc độ góc chúc ngóc q, sai số góc nghiêng quỹ đạo, độ cao, góc tấn α, tốc độ Va, góc chúc ngóc  và quá tải đứng nz. Hình 2.3. Quỹ đạo của UAV khi thực hiện bám góc nghiêng quỹ đạo bước nhảy 56 Hình 2.4. Đáp ứng của UAV khi thực hiện bám góc nghiêng quỹ đạo bước nhảy - Thực hiện mô phỏng kịch bản 2: Kết quả mô phỏng theo kịch bản 2 được thể hiện trên hình 2.5 và hình 2.6. Trên hình 2.5 là quỹ đạo chuyển động của UAV trong không gian. Một số tham số đầu vào và tham số đáp ứng của UAV được thể hiện trên hình 2.6; các tham số lần lượt là góc nghiêng quỹ đạo đặt ref, giá trị điều khiển cánh lái lên xuống e và các đáp ứng của UAV: góc nghiêng quỹ đạo  (đặt trên cùng đồ thị với ref), tốc độ góc chúc ngóc q, sai số góc nghiêng quỹ đạo, độ cao, góc tấn α, tốc độ Va, góc chúc ngóc  và quá tải đứng nz. Hình 2.5. Quỹ đạo của UAV khi thực hiện bám góc nghiêng quỹ đạo hàm sine với chu kỳ T=60s biên độ 150. 57 Hình 2.6. Đáp ứng của UAV khi thực hiện bám góc nghiêng quỹ đạo hàm sine với chu kỳ T=60s biên độ 150. - Nhận xét: Kết quả cho thấy: với góc nghiêng quỹ đạo mong muốn thay đổi đột ngột như hàm bước nhảy ở kịch bản 1, bộ điều khiển vẫn điều khiển UAV có tham số góc nghiêng quỹ đạo nhanh chóng bám theo góc nghiêng quỹ đạo đặt; với quỹ đạo mong muốn thay đổi theo hàm sine ở kịch bản 2, bộ điều khiển đã đáp ứng tốt với tham số góc nghiêng quỹ đạo bám đều theo góc nghiêng quỹ đạo đặt. Bộ điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo đảm bảo thực hiện điều khiển UAV bám và ổn định tốt theo góc nghiêng quỹ đạo mong muốn. Bộ điều khiển đủ điều kiện là bộ điều khiển vòng trong bám theo góc nghiêng quỹ đạo mong muốn cho các bộ điều khiển dẫn bám vòng ngoài khi thực hiện điều khiển bám quỹ đạo cần được xây dựng trong các chương tiếp theo. 58 2.3.2. Mô phỏng bộ điều khiển theo kênh ngang (bám góc nghiêng) - Điều kiện tiến hành mô phỏng: Thực hiện mô phỏng, đánh giá trên cở sở mô hình phi tuyến đầy đủ của UAV sử dụng bộ tham số mô hình máy bay MiG-21 có chương trình mô phỏng được xây dựng trong phụ lục C của luận án. Điều kiện ban đầu của UAV: Maircraft=6800kg, α=00, =2.50, =00, =00, e=0, a=0, r=0, vị trí ban đầu P0 (x=0, y=0, h =2000m). - Kịch bản: Cho bộ điều khiển bám góc nghiêng sử dụng phương pháp Backstepping thực hiện bám tín hiệu góc nghiêng tham chiếu là tín hiệu bậc thang với giá trị góc nghiêng tham chiếu ban đầu là ref=400, sau 5s cho góc nghiêng tham chiếu là ref=00. Thực hiện mô phỏng với điều kiện tương tự sử dụng bộ ổn định nguyên bản trên MiG-21. Mô phỏng các trường hợp với các tốc độ khác nhau, thực hiện so sánh kết quả mô phỏng sử dụng bộ điều khiển Backstepping và kết quả mô phỏng sử dụng bộ điều khiển nguyên bản trên MiG-21. - Thực hiện mô phỏng với bộ điều khiển bám góc nghiêng sử dụng phương pháp Backstepping: Hình 2.7. Đáp ứng điều khiển bám góc nghiêng sử dụng bộ điều khiển Backstepping Va=600km/h Thực hiện mô phỏng với tốc độ ban đầu và tốc độ đặt cho bộ điều khiển tốc độ là Va = 600km/h. Trên hình 2.7 thể hiện kết quả mô phỏng trong chế độ bám góc nghiêng, các tham số lần lượt là: góc nghiêng tham chiếu ref, đáp ứng của góc 59 nghiêng , giá trị điều khiển cánh lái liệng a và tốc độ góc nghiêng p. Thực hiện mô phỏng với các điều kiện trên, thay đổi tốc độ ban đầu và tốc độ đặt cho bộ điều khiển tốc độ là Va = 800km/h. Đáp ứng của UAV được thể hiện trên hình 2.8, trong đó các tham số lần lượt là: góc nghiêng tham chiếu ref, đáp ứng của góc nghiêng , giá trị điều khiển cánh lái liệng a và tốc độ góc nghiêng p. Hình 2.8. Đáp ứng điều khiển bám góc nghiêng sử dụng bộ điều khiển Backstepping Va=800km/h Thực hiện mô phỏng với các điều kiện trên thay đổi tốc độ ban đầu và tốc độ đặt cho bộ điều khiển tốc độ là Va = 900km/h. Đáp ứng của UAV được thể hiện trên hình 2.9, trong đó các tham số lần lượt là: góc nghiêng tham chiếu ref, đáp ứng của góc nghiêng , giá trị điều khiển cánh lái liệng a và tốc độ góc nghiêng p. Hình 2.9. Đáp ứng điều khiển bám góc nghiêng sử dụng bộ điều khiển Backstepping Va=900km/h Qua các trường hợp mô phỏng cho thấy bộ điều khiển nhanh chóng đưa UAV bám góc nghiêng mong muốn, góc nghiêng được giữ ổn định với giá trị mong muốn. Hệ thống điều khiển bám và ổn định tham số mong muốn với chất lượng tốt. 60 - Thực hiện mô phỏng với bộ điều khiển nguyên bản trên MiG-21: Thực hiện mô phỏng với điều kiện tương tự, sử dụng bộ điều khiển nguyên bản trên MiG-21 lần lượt với các phương án tốc độ tương ứng ở trên. Trên hình 2.10 là kết quả mô phỏng trong chế độ ổn định góc nghiêng với tốc độ ban đầu và tốc độ đặt cho bộ điều khiển tốc độ là Va=600km/h. Trong đó các tham số lần lượt là: tham số đầu vào đặt, đáp ứng của góc nghiêng, tham số cánh lái điều khiển và đáp ứng của tốc độ góc nghiêng p. Hình 2.10. Đáp ứng tốc độ góc nghiêng và góc nghiêng trong chế độ ổn định góc nghiêng Va=600km/h sử dụng bộ CAУ-23 Thực hiện tương tự với điều kiện trên, thay đổi tốc độ ban đầu và tốc độ đặt cho bộ điều khiển tốc độ là Va=800km/h. Kết quả mô phỏng được thể hiện trên hình 2.11, trong đó các tham số lần lượt là: góc nghiêng tham chiếu ref, đáp ứng của góc nghiêng , giá trị điều khiển cánh lái liệng a và tốc độ góc nghiêng p. Hình 2.11. Đáp ứng tốc độ góc nghiêng và góc nghiêng trong chế độ ổn định góc nghiêng Va=800km/h sử dụng bộ CAУ-23 Thực hiện tương tự với điều kiện trên, thay đổi tốc độ ban đầu và tốc độ đặt 61 cho bộ điều khiển tốc độ lên Va=900km/h. Kết quả mô phỏng được thể hiện trên hình 2.12, trong đó các tham số lần lượt là: góc nghiêng tham chiếu ref, đáp ứng của góc nghiêng , giá trị điều khiển cánh lái liệng a và tốc độ góc nghiêng p. Hình 2.12. Đáp ứng tốc độ góc nghiêng và góc nghiêng trong chế độ ổn định góc nghiêng Va=900km/h sử dụng bộ CAУ-23 Kết quả mô phỏng với các trường hợp trên cho thấy bộ ổn định trên CAУ-23 vẫn đảm bảo ổn định góc nghiêng mong muốn. - Nhận xét: Bộ điều khiển bám tham số góc nghiêng mong muốn được tổng hợp theo phương pháp Backstepping (với các tham số của bộ điều khiển được tính toán thay đổi theo tham số mô hình) đã điều khiển UAV bám tốt tham số góc nghiêng đặt trước với các tốc độ khác nhau. So với bộ ổn định được xây dựng bằng phương pháp tuyến tính trong chương 1 (hình 2.10÷2.12) thì bộ điều khiển bám góc nghiêng được xây dựng ở trên (hình 2.7÷2.9) đã thực hiện với độ quá chỉnh nhỏ hơn với số lần đổi dấu của tốc độ góc nghiêng p ít hơn. 2.4. Kết luận chương 2 Mô hình động học của UAV phù hợp với việc áp dụng thuật toán Backstepping để tổng hợp bộ điều khiển, đây chính là phương pháp tổng hợp phi tuyến với tham số của bộ điều khiển được tính toán theo tham số mô hình UAV đảm bảo điều khiển UAV ổn định với chất lượng điều khiển tốt, độ dự trữ ổn định cao, đáp ứng phù hợp với sự thay đổi tham số mô hình. Việc tổng hợp hệ điều khiển Backstepping cho UAV đơn giản dễ dàng áp 62 dụng cho máy bay và UAV cánh bằng. Kết quả mô phỏng ở một số trường hợp cho thấy tính ổn định của hệ thống và chất lượng điều khiển tốt hơn so với bộ điều khiển tổng hợp bằng phương pháp tuyến tính hóa truyền thống (PID). Đây là cơ sở để xây dựng các bộ điều khiển cho các dạng quỹ đạo hỗn hợp (quỹ đạo thực hiện nhiệm vụ đặc thù), trong đó tham số đầu ra của các bộ điều khiển sẽ là tham số đầu vào của các bộ điều khiển Backstepping được xây dựng ở trên. Các nội dung này sẽ được đề cập trong chương 3 của luận án. 63 CHƯƠNG 3: TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN DẪN ĐƯỜNG BÁM QUỸ ĐẠO BAY THỰC HIỆN NHIỆM VỤ CHO UAV CÁNH BẰNG Để UAV có thể thực hiện nhiệm vụ chiến đấu chúng cần đảm bảo thực hiện đầy đủ các đoạn bay, chế độ bay khác nhau. Đặc trưng ở chế độ này UAV không ở chế độ bay bằng khi thay đổi góc hướng và cũng không ở chế độ ổn định góc nghiêng khi thay đổi độ cao. Chính vì vậy cần tổng hợp bộ điều khiển dẫn đường bám quỹ đạo bay cho UAV, khi mà UAV vừa muốn bám theo hướng quỹ đạo mong muốn (thông qua góc nghiêng mong muốn) vừa muốn bám theo góc nghiêng quỹ đạo mong muốn. Nội dung trong chương 3 sẽ trình bày tổng hợp bộ điều khiển dẫn đường bám các quỹ đạo bay hỗn hợp mà UAV sẽ thực hiện trong quá trình thực hiện nhiệm vụ tấn công mục tiêu di động trên biển: bay hành trình, công kích mục tiêu và quay về sân bay hạ cánh. Bộ điều khiển dẫn đường này đóng vai trò là bộ điều khiển vòng ngoài cung cấp các tham số đặt cho bộ điều khiển vòng trong (bộ ổn định) là các bộ điều khiển Backstepping kênh dọc và kênh ngang đã được tổng hợp trong chương 2. 3.1. Xây dựng bộ tự động bám quỹ đạo hành trình cho UAV cánh bằng Với mục tiêu sử dụng UAV thực hiện nhiệm vụ chiến đấu thì công việc rất quan trọng là thiết lập các quỹ đạo bay và thực hiện điều khiển bám các đường quỹ đạo bay hành trình đến không vực thực hiện nhiệm vụ để thực hiện nhiệm vụ. Các vấn đề đó sẽ được trình bày và giải quyết sau đây. Các quỹ đạo hành trình cơ bản được xây dựng bởi những điểm hành trình cần qua. Trong phạm vi của luận án không xây dựng phương pháp xác định các điểm hành trình bay, xác định đó là các điểm hành trình được đặt trước. Trên cơ sở các điểm hành trình có thể chọn phương pháp bám: bám theo điểm hoặc bám theo đường quỹ đạo. Hiện nay phương pháp bám theo đường quỹ đạo được sử dụng nhiều bởi vì nó vừa đảm bảo UAV đi qua những điểm hành trình mà còn đảm bảo bám theo đường quỹ đạo hành trình mong muốn. Do đó trong nội dung của luận án tiến hành xây dựng phương pháp bám theo đường quỹ đạo để thực hiện xây dựng bộ tự động bám quỹ đạo hành trình cho UAV. 64 3.1.1. Hệ thống điều khiển bám đường quỹ đạo và thiết lập quỹ đạo Từ tập hợp các điểm đích và các điểm đặt cho quá trình bay hành trình sẽ xây dựng được quỹ đạo mong muốn. Khi có được đường quỹ đạo mong muốn, tọa độ của UAV và hướng bay; vấn đề của bám đường quỹ đạo là xác định một phương hướng mong muốn để đưa UAV bám theo đường quỹ đạo. Với yêu cầu bài toán bám đường quỹ đạo đặt ra sẽ xây dựng hệ thống dẫn và bám đường quỹ đạo, trong đó lựa chọn phương pháp dẫn bám theo điểm đích ảo (VTP) là phương pháp mới đang được nhiều sự quan tâm. Hệ thống dẫn và điều khiển bao gồm: sơ đồ dẫn VTP (Virtual target point - điểm đích ảo) cho kênh dọc và kênh ngang, bộ điều khiển tốc độ (theo tay ga) và bộ ổn định (điều khiển vòng trong) tác động vào cánh lái của UAV. Hệ thống được thể hiện trên hình 3.1. Hệ thống dẫn (là vòng điều khiển ngoài) được chia làm hai phần, hệ thống dẫn kênh dọc và hệ thống dẫn kênh ngang. Sơ đồ tổng quan hệ thống dẫn được thể hiện trên hình 3.2. Trên cơ sở sơ đồ cấu trúc hệ thống dẫn nêu trên, trên nền ý tưởng về điểm đích ảo tiến hành xây dựng hệ thống dẫn bám cho UAV trong không gian bằng phương pháp hình học. Hình 3.1. Sơ đồ khối cấu trúc hệ thống dẫn và điều khiển cho UAV Bài toán đặt ra là xây dựng giải thuật bám đường quỹ đạo trong không gian 3D. Với yêu cầu bài toán các điểm lựa chọn sẽ xây dựng nên các đường quỹ đạo, t e r a Danh sách các điểm quỹ đạo Thiết lập quỹ đạo VTP kênh ngang VTP kênh dọc Bộ điều khiển tốc độ UAV Bộ ổn định: điều khiển Back- stepping theo hai kênh , Va d, (d) d, (d) 65 các đường quỹ đạo này sẽ bao gồm các đoạn thẳng và các đường cong. Tiến hành xây dựng phương pháp bám đường quỹ đạo theo đường thẳng và theo đường cong. Hình 3.2. Sơ đồ hệ thống dẫn theo kênh dọc và kênh ngang cho UAV - Nhận xét: Như vậy tham số đầu vào cho bộ điều khiển dẫn bám quỹ đạo hành trình là tọa độ các điểm đặt (điểm đích và các điểm đặt cho trước), tham số đầu ra là góc d và góc d cấp cho bộ ổn định được xây dựng ở chương 2. 3.1.2. Xây dựng phương pháp bám đường quỹ đạo là đường thẳng Bài toán cần xây dựng là xây dựng phương pháp bám đường quỹ đạo dọc theo hai điểm lựa chọn trong không gian 3D. Hệ tọa độ quán tính Oixiyizi, trong trường hợp này được viết gọn là Oxyz. Hai điểm lựa chọn lần lượt là Wi=[xi, yi, zi] và Wi+1=[xi+1, yi+1, zi+1], được thể hiện trên hình 3.3. Đoạn quỹ đạo qua Wi và Wi+1 sẽ được xác định với góc hướng quỹ đạo của đoạn quỹ đạo f và góc nghiêng quỹ đạo của đoạn quỹ đạo f. Từ hệ trục Oxyz quay quanh trục Oz sao cho vị trí mới của trục Ox song song với mặt phẳng trực giao chứa WiWi+1, vị trí mới xác định hệ trục Ox1y1z1. Bài toán thực hiện trên cơ sở thuật toán bám đường quỹ đạo với phương pháp bám theo đích ảo. Điểm P là vị trí UAV trong không gian, Px1z1 là hình chiếu của P lên mặt phẳng vuông góc với xOy (mặt phẳng thẳng đứng song song với mặt phẳng Ox1z1 có thể coi mặt phẳng Ox1z1) chứa đường Wi Wi+1, chọn điểm T là đích ảo của UAV chạy dọc theo đường quỹ đạo, T , Va , q , p Wi, Wi+1 Wi, Wi+1 PPlane (xplane, yplane, zplane) Thiết lập quỹ đạo Bám theo đích ảo kênh ngang Bám theo đích ảo kênh dọc Bộ ổn định: điều khiển Back- stepping theo hai kênh UAV r a e PPlane (xplane, yplane, zplane) d,(d) d,(d) 66 cách điểm hình chiếu của Px1z1 lên đường quỹ đạo là Δ1, bài toán được xây dựng đưa về thực hiện UAV bám theo đích ảo T. Khoảng cách từ Px1z1 tới đường quỹ đạo (ev) là độ lệch tầm của UAV so với đường quỹ đạo. Pxy là hình chiếu của P lên mặt phẳng Oxy. Lxy là hình chiếu của đoạn quỹ đạo WiWi+1 lên mặt phẳng Oxy. Khoảng cách từ Pxy đến Lxy là ec chính là độ lệch cạnh của UAV so với đường quỹ đạo. Hình 3.3. Xây dựng phương pháp dẫn bám theo điểm đích ảo trong không gian Các góc hướng và góc nghiêng quỹ đạo của đường quỹ đạo được xác định theo công thức: 1 1arctan 2(( ), ( ))f i i i iy y x x     (3.1) 1arctan 2(( ), )f i i xyz z L   (3.2) Với: 2 21 1( ) ( )xy i i i iL x x y y     là hình chiếu của đoạn quỹ đạo trên xOy. Xét hệ tọa độ Ox1y1z1 với Ox1 lệch với Ox một góc f. Công thức chuyển hệ từ hệ tọa độ Oxyz sang hệ tọa độ Ox1y1z1 đươc̣ xác điṇh: 1 1 1 .cos .sin .sin .cos f f f f x x y y x y z z             (3.3) Wi+1 O x1plane zplane W'i W'i+1 Txy f f Pxy Δ1 Sxy Wi Δ2 R1 R2 e S1 -z, -z1 y x yi T P y1plane xPlane zPlane zref x1

Các file đính kèm theo tài liệu này:

  • pdfluan_an_xay_dung_bo_on_dinh_va_thuat_toan_dieu_khien_bam_quy.pdf
Tài liệu liên quan