Tóm tắt 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

g điều kiện có nhiễu động gió Chương 4. Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trên máy tính CHƯƠNG 1 GIÓ, NHIỄU ĐỘNG GIÓ VÀ ẢNH HƯỞNG ĐẾN AN TOÀN BAY CỦA UAV CỠ NHỎ 1.1 Các hệ tọa độ Các hệ tọa độ được sử dụng để nghiên cứu chuyển động của UAV trong khí quyển: hệ tọa độ mặt đất cố định Ooxoyozo; hệ tọa độ 4 chuẩn Oxgygzg; hệ tọa độ liên kết Oxyz; hệ tọa độ tốc độ Oxryrzr; hệ tọa độ quỹ đạo Oxkykzk. 1.2 Gió và nhiễu động gió trong khí quyển Gió là sự chuyển động tương đối của không khí so với mặt đất. Chuyển động của không khí là do sự chênh lệch áp suất khí quyển gây ra. Khi gió có các tham số thay đổi theo không gian hoặc thời gian hoặc cả hai thì được gọi là nhiễu động gió. Do UAV thường bay qua vùng nhiễu động gió trong thời gian ngắn hơn nhiều (một vài phút) so với thời gian thay đổi của nhiễu động gió (vài chục phút) nên trong phạm vi luận án coi trường nhiễu động là trường dừng và nhiễu động gió có các tham số không thay đổi theo thời gian. 1.2.1 Đặc tính chung của nhiễu động khí quyển Hình 1.5. Sơ đồ dòng nhiễu động không khí trên bề mặt Trái đất Nguyên nhân gây ra nhiễu động trong khí quyển [42]: - Do bức xạ nhiệt và hệ số hấp thụ nhiệt không đều trên mặt đất; - Do địa hình mặt đất không bằng phẳng; - Do va chạm các luồng khí với các đám mây; - Khi thiết bị bay (TBB) bay trong đội hình. Nhiễu động gió trong khí quyển thay đổi theo độ cao và thay đổi theo thời gian trong ngày (Hình 1.6, hình 1.7). 5 LH 10 1 110 210 310 410 510 610 710 0 5 10 W( m / s ) 0 3km 3 6 6 9 9 12 12 15 g y ,m 400 300 200 100 0 2 4 6 8 0W ,m / s 1 2 3 1- ngày (từ 10 đến 17 giờ); 2- đêm (từ 22 đến 5 giờ); 3- một ngày đêm Hình 1.6. Tần suất xuất hiện các dòng nhiễu động gió theo độ cao Hình 1.7. Biểu đồ tốc độ gió ở các độ cao thấp 1.2.2 Mô tả phân tích động học gió và nhiễu động gió trong khí quyển Véc tơ tốc độ gió đầy đủ W được biểu diễn như sau: W w 0 W  (1.6) Khi nghiên cứu nhiễu động gió trong khí quyển sử dụng phương pháp gió ngẫu nhiên liên tục và sử dụng giả thiết [49], [44]: + Trường tốc độ gió là đồng nhất và đẳng hướng; + Trường tốc độ gió của nhiễu động khí quyển được coi là trường dừng tức là không thay đổi theo thời gian [42]. 1.2.2.1 Thành phần gió không đổi Thành phần gió không đổi 0 W là thành phần gió có giá trị tốc độ gió không đổi theo thời gian và không gian. Tuy nhiên, thành phần gió không đổi thường không phản ánh đầy đủ các điều kiện bay thực của TBB. Thành phần gió không đổi được sử dụng để đánh giá ảnh hưởng của gió đến quỹ đạo chuyển động của TBB so với mặt đất và không đánh giá được ảnh hưởng đến ATB. 1.2.2.2 Thành phần gió thay đổi Thành phần thay đổi w là thành phần gió có tốc độ thay đổi và có quy mô nhiễu động nhỏ, thành phần này đặc trưng cho tính nhiễu động của gió. Trong thực tế, thành phần thay đổi w là 1 hàm ngẫu nhiên không dừng. Tuy nhiên, như đã được giả thiết ở trên là trường 6 ngẫu nhiên dừng, nghĩa là trong từng lần UAV gặp nhiễu động gió coi các tham số nhiễu động gió không thay đổi theo thời gian. 1.2.3 Mô hình toán học của nhiễu động gió - Mô hình nhiễu động gió bậc thang: * o o y * yo o o 0 khi x x W W khi x x     (1.33a) * o o z * zo o o 0 khi x x W W khi x x     (1.33b) - Mô hình nhiễu động gió hình sin:  *o oyo y 2 x xW W 1 cos 2 L          (1.35a)  *o ozo z 2 x xW W 1 cos 2 L          (1.35b) * o x - tọa độ điểm bắt đầu có nhiễu động gió. L - quy mô nhiễu động, m. Trong luận án để đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cỡ nhỏ sẽ lựa chọn quy mô nhiễu động L>5m và biên độ nhiễu động Wyo, Wzo<15m/s. 1.3 Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến động lực học bay của UAV 1.3.1 Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến chuyển động của UAV Nhiễu động gió ảnh hưởng đến không tốc r V , góc tấn không tốc r  và góc trượt không tốc r  , do đó ảnh hưởng đến lực khí động và mô men khí động. 1.3.2 Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay của UAV - Xét nhiễu động gió đứng thổi thẳng đứng từ dưới lên, góc tấn không tốc và độ lớn của véc tơ không tốc được tính như sau: r w     với w y k y k arctg(W V ) W V   (1.45) 2 2 r k y V V W  (1.46) 7 - Tương tự khi xét nhiễu động gió ngang, góc trượt không tốc và độ lớn của véc tơ không tốc được tính như sau: r w     với w z k z k arctg(W V ) W V   (1.47) 2 2 r k z V V W  (1.48) - Khi có nhiễu động gió đứng, quá tải đứng tăng lên 1 lượng: W 2 y r y y C VY n GG S      (1.51) Khi có nhiễu động gió TBB bay với góc tấn không tốc (góc trượt không tốc) lớn có thể dẫn tới TBB bị mất điều khiển (bị “thất tốc”) và quá tải tăng có thể vượt quá giá trị cho phép theo điều kiện độ bền kết cấu. Yêu cầu đặt ra là cần thay đổi thuật toán điều khiển để duy trì góc tấn không tốc, góc trượt không tốc và quá tải trong phạm vi cho phép trong điều kiện có nhiễu động gió với tham số nhiễu động không biết trước. 1.4 Giải pháp nâng cao ATB cho UAV khi có nhiễu động gió Trong các phương pháp giảm quá tải đứng gây ra bởi nhiễu động gió đứng, trên UAV cỡ nhỏ để nâng cao ATB sử dụng phương pháp: thay đổi luật điều khiển để điều khiển cánh lái độ cao làm thay đổi lực nâng, tín hiệu điều khiển có dạng như sau [42]: . 0 ( ) c n y d i i i n dt          (1.53) Để thích nghi với sự thay đổi của nhiễu động gió trong khí quyển, trong luận án sẽ lựa chọn sử dụng thuật toán ĐKTN để điều khiển theo tín hiệu quá tải đứng. Trong kênh chuyển động cạnh, do quá tải ngang (được đo bởi gia tốc kế) xấp xỉ tỉ lệ thuận với góc trượt không tốc nên để duy trì góc trượt không tốc trong giới hạn cho phép, luận án thực hiện điều khiển quá tải ngang. 1.5 Đặt bài toán nghiên cứu Bài toán thứ nhất: xây dựng mô hình động lực học vòng điều khiển kín của UAV cỡ nhỏ khi có nhiễu động gió bằng công cụ Simulink. 8 Bài toán thứ hai: tổng hợp thuật toán ĐKTN theo tín hiệu quá tải của UAV cỡ nhỏ khi có nhiễu động gió. Đánh giá hiệu quả nâng cao ATB cho UAV cỡ nhỏ của bộ ĐKTN đã tổng hợp so với bộ điều khiển theo quỹ đạo. Kết luận chương 1 Chương 1 đã phân tích, đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến chuyển động và ATB của UAV. Khi có nhiễu động gió có thể làm UAV mất điều khiển hoặc bị phá hủy kết cấu và dẫn tới mất ATB cho UAV. Cho nên, trong điều kiện có nhiễu động gió, việc đảm bảo ATB cho UAV phải đặt lên hàng đầu: đảm bảo độ bền kết cấu và không để góc tấn không tốc, góc trượt không tốc vượt quá giá trị cho phép. Giải pháp được đưa ra để nâng cao ATB cho UAV cỡ nhỏ: khi có nhiễu động gió cần thay đổi luật điều khiển để điều khiển cánh lái độ cao (cánh lái hướng), trong luật điều khiển sẽ bổ sung thành phần tín hiệu tỷ lệ với quá tải tác động vào tâm khối TBB. CHƯƠNG 2 XÂY DỰNG MÔ HÌNH ĐỘNG LỰC HỌC VÒNG ĐIỀU KHIỂN KÍN CỦA UAV TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ Sơ đồ vòng điều khiển kín của UAV: c h l , ,   c h l u ,u ,u o o ox , y ,z , , ,   W x y z x y zn ,n ,n , , ,   * * * * * * o o ox , y ,z , , ,   * * * * * * x y z x y z, , ,n ,n ,n   Hình 2.1. Sơ đồ khối vòng điều khiển kín của UAV 2.1 Mô hình toán của UAV như một đối tượng điều khiển 2.1.1 Các lực và mô men tác dụng lên UAV khi bay Khi 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  . 9 2.1.2 Hệ phương trình chuyển động của UAV trong không gian Hệ phương trình vi phân (HPTVP) chuyển động của UAV trong không gian bao gồm 12 phương trình vi phân và 3 phương trình lượng giác siêu việt. 2.1.3 Quá tải tác động lên UAV 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 r  , tương tự sẽ có thành phần quá tải ngang nz xấp xỉ tỉ lệ thuận với r  . Như vậy, để điều khiển theo r  , r  có thể thực hiện điều khiển thông qua ny, nz (do ny, nz được đo trực tiếp bởi các gia tốc kế). 2.2 Mô hình toán chuyển động dọc và chuyển động cạnh của UAV 2.2.1 Mô hình chuyển động dọc của UAV Trong trường hợp có nhiễu động gió thẳng đứng tác động, HPTVP chuyển động dọc của UAV giống như HPTVP chuyển động dọc của UAV khi không có nhiễu động gió và chỉ 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  và thay  bằng r . 2.2.2 Mô hình chuyển động cạnh của UAV Trong trường hợp có nhiễu động gió cạnh tác động, HPTVP chuyển động cạnh của UAV giống như HPTVP chuyển động cạnh của UAV khi không có nhiễu động gió và chỉ 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  và thay  bằng r  . 2.3 Thuật toán điều khiển UAV - Kênh điều khiển độ cao:       . . c p th ct d th ct i th ct yo oz z u K . H H K . H H K . H H .dt u k .        (2.32) 10 - Kênh điều khiển hướng: * .( ) .( ) ( ) . z o ct ct iz o ct y y K z z K K z z dt K              (2.33) - Kênh điều khiển tốc độ (khi thay đổi độ cao)   o V k bb max T maxT K K . V V .T K .T    (2.34) 2.4 Mô phỏng vòng điều khiển kín của UAV 2.4.1 Dữ liệu đầu vào mô phỏng Các thông số của UAV cỡ nhỏ được sử dụng trong luận án dựa theo 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. 2.4.2 Mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV trong môi trường Matlab-Simulink * 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 * o ox x ? mpt t ? r k r V V     r w ( 1.47 )    2 2 r k zV V W (1.48)  Hình 2.8. Lưu đồ thuật toán mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín kênh chuyển động cạnh của UAV 11 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. 2.4.2.1. Phân tích định tính mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín chuyển động dọc của UAV Thông qua đáp ứng của mô hình chuyển động dọc của UAV cho thấy rằng: - Chiều hướng thay đổi của các đại lượng trên kênh chuyển động dọc được mô phỏng hoàn toàn phù hợp với quy tắc dấu của UAV. - UAV bám theo được độ cao mong muốn với sai lệch nhỏ. - Mô hình mô phỏng vòng điều khiển kín kênh chuyển động dọc được ổn định khi có tác động từ bên ngoài. 2.4.2.2 Phân tích định tính mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín chuyển động cạnh của UAV Thông qua đáp ứng của mô hình chuyển động cạnh của UAV cho thấy rằng: - Chiều hướng thay đổi của các đại lượng trên kênh chuyển động cạnh được mô phỏng hoàn toàn phù hợp với quy tắc dấu của UAV. - Bằng cách sử dụng góc nghiêng nhỏ (khoảng vài độ), UAV đổi hướng nhanh chóng và bám được theo quỹ đạo mong muốn. - Mô hình mô phỏng vòng điều khiển kín chuyển động cạnh của UAV được ổn định khi có tác động ngoài. 2.4.3 Đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay UAV khi sử dụng bộ điều khiển theo quỹ đạo 2.4.3.1 Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB trong kênh dọc - Kết quả đánh giá sự thay đổi độ ATB theo quy mô nhiễu động: Hình 2.18. Sự thay đổi quá tải đứng lớn nhất theo L Hình 2.19. Sự thay đổi góc tấn không tốc lớn nhất theo L 12 Nhận xét: Kết quả trên hình 2.18, 2.19 cho thấy rằng, khi nhiễu động gió có quy mô nhiễu động nhỏ có thể dẫn đến UAV mất ATB. - Kết quả mô phỏng khi biên độ nhiễu động gió thay đổi: Hình 2.20. Quỹ đạo bay khi Wyo=7.62m/s Hình 2.21. Quỹ đạo bay khi Wyo=15m/s Hình 2.22. Góc tấn không tốc khi Wyo=7.62m/s Hình 2.23. Góc tấn không tốc khi Wyo=15m/s Hình 2.24. Quá tải đứng ny khi Wyo=7.62m/s Hình 2.25. Quá tải đứng ny khi Wyo=15m/s Nhận xét: Kết quả mô phỏng trên hình 2.20-2.25 cho thấy rằng, khi nhiễu động gió có quy mô nhiễu động nhỏ hoặc biên độ nhiễu động lớn dẫn đến góc tấn không tốc vượt quá giới hạn cho phép và UAV có thể bị mất ATB. 2.4.3.2. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay trong chuyển động cạnh - Kết quả đánh giá sự thay đổi độ ATB theo quy mô nhiễu động: Hình 2.26. Sự thay đổi góc trượt không tốc lớn nhất theo L Hình 2.27. Sự thay đổi quá tải ngang lớn nhất theo L Nhận xét: Kết quả trên hình 2.26, 2.27 cho thấy rằng, ở khoảng quy mô nhiễu động xung quanh quy mô nhiễu động L=140m, độ lớn góc trượt không tốc tăng nhiều nhất và dễ dẫn đến góc trượt không tốc vượt quá giá trị cho phép. 13 - Kết quả mô phỏng khi biên độ nhiễu động gió thay đổi: Hình 2.28. Quỹ đạo bay khi Wzo=7.62m/s Hình 2.29. Quỹ đạo bay khi Wzo=12m/s Hình 2.30. Góc trượt không tốc khi Wzo=7.62m/s Hình 2.31. Góc trượt không tốc khi Wzo=12m/s Hình 2.32. Quá tải ngang nz khi Wzo=7.62m/s Hình 2.33. Quá tải ngang nz khi Wzo=12m/s Nhận xét: Kết quả trên hình 2.28-2.33 cho thấy rằng, quá tải ngang rất nhỏ, do đó nhiễu động gió ảnh hưởng không đáng kể đến độ bền kết cấu. Kết quả mô phỏng cũng cho ta thấy rằng độ ATB phụ thuộc vào quy mô nhiễu động và biên độ nhiễu động và ở khoảng quy mô nhiễu động xung quanh L=140m, góc trượt không tốc của thiết bị bay thay đổi nhiều nhất. Kết luận chương 2 Chương 2 đã mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV cỡ nhỏ giả định bằng công cụ Simulink. Mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV sẽ được sử dụng trong luận án để tiến hành bay thử nghiệm trên máy tính thay thế cho quá trình bay thử nghiệm trên mô hình thực của UAV. Qua kết quả khảo sát trong chương 2 đã cho thấy rằng, khi sử dụng các bộ điều khiển theo quỹ đạo trong điều kiện có nhiễu động gió tác động với quy mô nhiễu động và biên độ nhiễu động khác nhau có thể làm cho UAV mất ATB (góc tấn không tốc, góc trượt không tốc và quá tải vượt quá giá trị cho phép). Do đó, khi có nhiễu động gió, UAV tạm thời không 14 duy trì quỹ đạo bay ban đầu và ưu tiên đảm bảo ATB. Để bảo đảm ATB cho UAV, cần thiết phải thay đổi thuật toán điều khiển trên kênh điều khiển có sẵn. Vấn đề này sẽ được giải quyết trong chương 3 và chương 4 của luận án. CHƯƠNG 3 TỔNG HỢP THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN CHO UAV TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ 3.1 Tổng quan điều khiển thích nghi 3.1.1 Khái niệm và phân loại hệ điều khiển thích nghi Hệ ĐKTN là hệ điều khiển tự động xác định luật điều khiển thích hợp bằng cách phân tích trạng thái của đối tượng khi được điều khiển tức thời. Hệ ĐKTN có thể chia ra thành 2 loại lớn [60], [62]: - Hệ thích nghi theo cấu trúc; - Hệ thích nghi tự hiệu chỉnh (CHC). 3.1.2 Xây dựng bài toán tổng hợp hệ điều khiển thích nghi trực tiếp với mô hình tham chiếu tường minh ( t ) r( t ) my ( t ) u( t ) e( t ) y( t ) W Hình 3.1. Sơ đồ tổng quát hệ điều khiển thích nghi trực tiếp với MHTC tường minh Mục đích điều khiển được cho ở dạng: t lim e( t ) 0   hoặc q  khi * t t , 0  (3.4) 3.1.3 Thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp hiệu chỉnh tham số theo luật MIT Luật hiệu chỉnh MIT: 15 T MIT d e e dt            hoặc T MIT d e sgn( e ) dt           (3.6) 3.1.4 Thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc độ gradient với mô hình tham chiếu tường minh Sử dụng cách tiếp cận trực tiếp để tổng hợp, chọn tham số được hiệu chỉnh của bộ điều khiển  y r( t ) col k ( t ),k ( t )  . Khi đó cấu trúc mạch chính có dạng: y r u( t ) k ( t )y( t ) k ( t )r( t )  (3.12) Các tham số hiệu chỉnh sẽ nhận được như sau: y T T T T 1 3 T T T Tr 2 4 dk d B Hey ( B Hey ) dt dt dk d B Her ( B Her ) dt dt           (3.16) 3.1.5 Điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp 3.1.5.1 Mô tả thuật toán bù nối tiếp Luật điều khiển được sử dụng như sau [64]-[71]: tn b ˆu ( p ).( k ).e    (3.20)   td td 1 2 2 3 1 1 1 2 2 1 1 1 . . . k . k . k . k .e                                   (3.21) 1 eˆ  (3.22) Viết hệ (3.21), (3.22) ở dạng véc tơ – ma trận:  b 1. . d .k .e     (3.23) Teˆ h . (3.24) 16  b 1 T . . d .k .e eˆ h .          eˆ  b ( p ). k   b( p ) a( p ) tnu y mye 0u   Hình 3.5. Sơ đồ cấu trúc hệ ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp 3.1.5.2 Hiệu chỉnh thích nghi các hệ số của bộ điều khiển Các hệ số k , ,  được hiệu chỉnh như sau [67], [70], [71]: t b 0 k( t ) ( )d    (3.25) 0 b 0 b b khi e( t ) ( 0 ) ( t ) 0 khi e( t )           3.26) 2 0 .k   với 0 0  (3.27) 3.2 Tổng hợp thuật toán ĐKTN cho kênh chuyển động dọc của UAV khi có nhiễu động gió đứng 3.2.1 Thiết lập bài toán Trong kênh chuyển động dọc, để duy trì góc tấn không tốc trong giới hạn cho phép trong luận án thực hiện thông qua điều khiển quá tải đứng để duy trì quá tải đứng trong giới hạn cho phép. Mục đích điều khiển đặt ra là: y ym t lim( n n ) 0    (3.28) 3.2.2 Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi theo quá tải đứng 3.2.2.1 Tổng hợp thuật toán thích nghi sử dụng phương pháp hiệu chỉnh tham số theo luật MIT Tín hiệu điều khiển được tổng hợp như sau: ytn yct MIT y ym ym yct u ( t ) .n ( n n )n .n dt     (3.38) 3.2.2.2 Tổng hợp thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc độ gradient Lựa chọn bộ điều khiển như sau: 17 y y yctytn y r yct n y n y n yct u (t) k (t ).y(t ) k (t ).n (t ) k (t ).n (t ) k (t ).n (t ) k (t ).n (t )      (3.41) Các tham số cần hiệu chỉnh được xác định như sau:   yn 1 11 11 21 12 y 1 11 12 21 22 y 2 y 3 11 11 21 12 y 1 11 12 21 22 y 2 y dk ( B h B h )e ( B h B h )e n ( t ) dt d ( B h B h )e ( B h B h )e n ( t ) d t                  yn 1 11 11 21 12 y 1 11 12 21 22 y 2 y 3 11 11 21 12 y 1 11 12 21 22 y 2 y dk ( B h B h )e ( B h B h )e n ( t ) d t d ( B h B h )e ( B h B h )e n ( t ) d t                   (3.45)   yctn 2 11 11 21 12 y 1 11 12 21 22 y 2 yct 4 11 11 21 12 y 1 11 12 21 22 y 2 yct dk ( B h B h )e ( B h B h )e n ( t ) dt d ( B h B h )e ( B h B h )e n ( t ) dt                3.2.2.3 Tổng hợp hệ điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra ny sử dụng phương pháp bù nối tiếp khi có nhiễu động gió Thuật toán điều khiển được tổng hợp như sau: ˆ ˆ ˆ( ).( ). ( 1).( ). ( 1). . ˆ ˆ( ) ytn by y y y y y y y y y y y u p k e p k e p k e e e k                   (3.47) 1 1 1 1 .( . . ) y y y y y y k k e     (3.48) 1 ˆ y y e  (3.49) 3.3 Tổng hợp thuật toán ĐKTN cho kênh chuyển động cạnh của UAV khi có nhiễu động gió cạnh Trên cơ sở những ưu điểm của thuật toán ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp, trong chuyển động cạnh luận án sẽ ứng dụng bộ ĐKTN sử dụng phương pháp bù nối tiếp để nâng cao ATB khi có nhiễu động gió cạnh. 3.3.1. Thiết lập bài toán Mục đích điều khiển: z z zm t t lime ( t ) lim( n n ) 0      (3.51) 18 3.3.2 Tổng hợp thuật toán thích nghi theo tín hiệu đầu ra nz sử dụng phương pháp bù nối tiếp Thuật toán ĐKTN sử dụng phương pháp bù nối tiếp: ˆ ˆ ˆ( ).( ). ( 1).( ). ( 1). . ˆ ˆ ˆ( . . ) . ztn bz z z z z z z z z z z z z z z u p k e p k e p k e k e k e k e                      (3.60) 1 1 1 1 .( . . ) z z z z z z k k e     ( 3.61) 1 ˆ z z e  (3.62) Kết luận chương 3 Trên cơ sở lý thuyết về ĐKTN, chương 3 đã tổng hợp các bộ ĐKTN cho kênh chuyển động dọc và kênh chuyển động ngang của UAV khi có nhiễu động gió. Khi có nhiễu động gió với biên độ nhiễu động và quy mô nhiễu động khác nhau, nếu sử dụng các bộ điều khiển theo quỹ đạo có thể dẫn tới UAV mất ATB. Do đó, để nâng cao ATB, UAV tạm thời không duy trì quỹ đạo ban đầu và chuyển sang điều khiển theo quá tải. Các bộ ĐKTN được tổng hợp trong chương 3 của luận án sẽ đảm bảo duy trì quá tải trong giới hạn cho phép và đồng nghĩa với duy trì góc tấn và góc trượt không tốc trong giới hạn cho phép. Hiệu quả nâng cao ATB của các bộ ĐKTN đã được tổng hợp trong chương 3 sẽ được thể hiện trong chương 4. CHƯƠNG 4 MÔ PHỎNG KHẢO SÁT, ĐÁNH GIÁ HIỆU QUẢ NÂNG CAO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRÊN MÁY TÍNH 4.1 Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao ATB cho UAV trong kênh chuyển động dọc khi có nhiễu động gió đứng 4.1.1 Thông số đầu vào và sơ đồ mô phỏng các bộ ĐKTN Tham số của các bộ ĐKTN (ĐKTN sử dụng phương pháp hiệu chỉnh tham số theo luật MIT, ĐKTN sử dụng phương pháp tốc độ gradient, ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp) được lựa chọn bằng công cụ tối ưu hóa Simulink Response Optimization trong Simulink. 19 4.1.2 Kiểm tra độ ổn định của chương trình mô phỏng Để kiểm tra định tính tính ổn định của chương trình mô phỏng, sử dụng mô hình nhiễu động gió dọc bậc thang (1.33a). Kết quả khảo sát cho thấy rằng chương trình được ổn định với tác động bên ngoài. 4.1.3 Đánh giá an toàn bay của UAV khi có nhiễu động gió đứng hình sin - Kết quả khảo sát với biên độ nhiễu động gió Wyo=7.62 m/s Hình 4.12. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L=40m Hình 4.13. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L=33m Hình 4.14. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L=25m - Kết quả khảo sát với biên độ nhiễu động gió Wyo=9 m/s Hình 4.15. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L =40m Hình 4.16. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L =33m 20 Hình 4.17. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L =25m Nhận xét: Kết quả khảo sát trên hình 4.12-4.17 trong kênh chuyển động dọc khi có nhiễu động gió đứng hình sin cho thấy rằng, nếu sử dụng các bộ ĐKTN theo quá tải đứng đảm bảo duy trì quá tải đứng và góc tấn không tốc trong giới hạn cho phép. Kết quả cũng cho thấy, sử dụng các bộ ĐKTN theo quá tải đứng có thể mở rộng khả năng sử dụng UAV khi có nhiễu động gió. Hơn nữa, theo kết quả khảo sát thấy rằng, hiệu quả điều khiển để bảo đảm ATB cho UAV đối với các bộ ĐKTN theo quá tải đứng đã xét ở trên là hoàn toàn tương đương nhau. Tuy nhiên, xuất phát từ ưu điểm của ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp nên luận án sẽ lựa chọn sử dụng ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp để khảo sát ảnh hưởng của nhiễu động đến ATB của UAV. 4.2 Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao an toàn bay cho UAV trong kênh chuyển động cạnh khi có nhiễu động gió cạnh 4.2.1 Thông số đầu vào mô hình mô phỏng Các tham số của bộ ĐKTN theo tín hiệu đầu ra nz sử dụng phương pháp bù nối tiếp được lựa chọn bằng công cụ tối ưu hóa Simulink Response Optimization trong Simulink. 4.2.2 Kiểm tra độ ổn định của chương trình mô phỏng Để kiểm tra định tính tính ổn định của vòng điều khiển kín với bộ ĐKTN theo tín hiệu đầu ra nz sử dụng mô hình nhiễu động gió bậc thang (1.33b) trong mặt phẳng ngang. Kết quả phản ứng của UAV cho thấy rằng, vòng điều khiển kín chuyển động cạnh của UAV cỡ nhỏ được ổn định khi có nhiễu động gió bậc thang tác động. 4.2.3 Đánh giá an toàn bay của UAV khi có nhiễu động gió cạnh hình sin 21 Hình 4.26. Góc trượt không tốc khi L=100m và Wzo=7.62m/s Hình 4.29. Góc trượt không tốc khi L=100m và Wzo=12m/s Hình 4.32. Góc trượt không tốc khi L=100m và Wzo=15m/s Hình 4.27. Góc trượt không tốc khi L=140m và Wzo=7.62m/s Hình 4.30. Góc trượt không tốc khi L=140m và Wzo=12m/s Hình 4.33. Góc trượt không tốc khi L=140m và Wzo=15m/s Hình 4.28. Góc trượt không tốc khi L=200m và Wzo=7.62m/s Hình 4.31. Góc trượt không tốc khi L=200m và Wzo=12m/s Hình 4.34. Góc trượt không tốc khi L=200m và Wzo=15m/s Nhận xét: Kết quả khảo sát trên hình 4.26-4.34 cho thấy rằng, khi sử dụng bộ ĐKTN theo tín hiệu đầu ra nz với phương pháp bù nối tiếp làm giảm đáng kể độ lớn góc trượt không tốc, nâng cao ATB cho UAV so với khi sử dụng điều khiển theo quỹ đạo. 4.3 Đánh giá hiệu quả nâng cao an toàn bay bằng thử nghiệm Monte Carlo Giả thiết chọn hàm mật độ xác suất theo biên độ nhiễu động và quy mô nhiễu động trong 2 trường hợp như trên hình 4.35 và 4.36 (trường hợp 1- “nhẹ nhàng”, trường hợp 2 – “khắc nghiệt”). Kết quả thử nghiệm Monte Carlo đánh giá hiệu quả của thuật toán điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra quá tải đứng ny sử dụng phương p