Điều Khiển Cân Bằng Mô Hình Trực Thăng 2 DOFs

Đồ án tốt nghiệp về điều khiển cân bằng mô hình trực thăng 2 DOFs là một trong những… 75 trang · Trường Đại Học Sư Phạm Kỹ Thuật Thành Phố Hồ Chí Minh · 2024.

• Tác giả: Huỳnh Thanh Đô
• Người hướng dẫn: ThS. Lê Thị Thanh Hoàng
• Trường học: Trường Đại Học Sư Phạm Kỹ Thuật Thành Phố Hồ Chí Minh
• Chuyên ngành: Công Nghệ Kỹ Thuật Điều Khiển Và Tự Động Hóa
• Đề tài: Điều Khiển Cân Bằng Mô Hình Trực Thăng 2 DOFs
• Loại tài liệu: đồ án tốt nghiệp
• Năm xuất bản: 2024
• Địa điểm: Thành phố Hồ Chí Minh

Mục lục chi tiết

• LỜI CAM ĐOAN
• LỜI CẢM ƠN
• 1. CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN
• 1.1. Tổng quan đề tài
• 1.2. Các nghiên cứu nước ngoài
• 1.3. Các nghiên cứu trong nước
• 1.4. Đối tượng và phạm vi nghiên cứu
• 1.4.1. Đối tượng nghiên cứu
• 1.4.2. Nội dung nghiên cứu
• 1.5. Công cụ đánh giá
• 2. CHƯƠNG 2: CƠ SỞ LÍ THUYẾT
• 2.1. Các khái niệm cơ bản và trực thăng 2 DOFs
• 2.2. Chuyển động của trực thăng 2 DOFs
• 2.3. Mô hình hóa trực thăng 2 DOFs
• 3. CHƯƠNG 3: GIẢI THUẬT ĐIỀU KHIỂN
• 3.1. Giải thuật PID
• 3.2. Giải thích giải thuật PID
• 3.3. Đặc tính của bộ điều khiển PID
• 3.4. Giải thuật Fuzzy logic
• 3.5. Thiết kế hệ thống Fuzzy Logic
• 3.6. Giải thuật Fuzzy-PID
• 4. CHƯƠNG 4: KHẢO SÁT MÔ HÌNH TOÁN VÀ MÔ PHỎNG HỆ THỐNG
• 4.1. Khảo sát mô hình toán
• 4.2. Mô phỏng trên Matlab-Simulink
• 4.3. Mô phỏng bộ điều khiển PID
• 4.4. Mô phỏng bộ điều khiển Fuzzy-PID
• 5. CHƯƠNG 5: KẾT QUẢ MÔ PHỎNG
• 5.1. Kết quả mô phỏng
• 5.2. Mô phỏng bộ điều khiển PID
• 5.3. Mô phỏng bộ điều khiển Fuzzy-PID
• 5.4. Nhận xét và đánh giá
• 6. CHƯƠNG 6: THỰC NGHIỆM
• 6.1. Thi công phần cứng
• 6.2. Thiết kế khung thân cho trực thăng 2 DOFs
• 6.3. Thiết kế đỡ đỡ trực thăng 2 DOFs
• 6.4. Mô hình trực thăng 2 DOFs
• 6.5. Kết quả thực nghiệm
• 6.6. Chương trình điều khiển
• 7. CHƯƠNG 7: KẾT LUẬN VÀ HƯỚNG PHÁT TRIỂN
• 7.1. Hướng phát triển
• TÀI LIỆU THAM KHẢO

Tóm tắt

I. Tổng quan về Đồ Án Tốt Nghiệp Điều Khiển Cân Bằng Mô Hình Trực Thăng 2 DOFs

Đồ án tốt nghiệp về điều khiển cân bằng mô hình trực thăng 2 DOFs là một trong những chủ đề nghiên cứu hấp dẫn trong lĩnh vực công nghệ kỹ thuật điều khiển. Mô hình trực thăng 2 DOFs có khả năng di chuyển linh hoạt và thực hiện nhiều nhiệm vụ khác nhau. Việc nghiên cứu và phát triển hệ thống điều khiển cho mô hình này không chỉ giúp nâng cao hiệu suất mà còn mở ra nhiều ứng dụng thực tiễn trong đời sống.

1.1. Ứng dụng của Mô Hình Trực Thăng 2 DOFs trong Thực Tiễn

Mô hình trực thăng 2 DOFs được ứng dụng rộng rãi trong các lĩnh vực như vận chuyển hàng hóa, cứu hộ, và giám sát môi trường. Việc điều khiển chính xác mô hình này giúp nâng cao hiệu quả trong các nhiệm vụ phức tạp.

1.2. Tầm Quan Trọng của Nghiên Cứu Điều Khiển Mô Hình Trực Thăng

Nghiên cứu về điều khiển mô hình trực thăng không chỉ giúp cải thiện công nghệ mà còn đóng góp vào sự phát triển của ngành công nghiệp UAV. Các giải pháp điều khiển hiệu quả sẽ tạo ra những bước tiến mới trong lĩnh vực này.

II. Thách Thức trong Điều Khiển Cân Bằng Mô Hình Trực Thăng 2 DOFs

Điều khiển cân bằng cho mô hình trực thăng 2 DOFs gặp nhiều thách thức do tính phi tuyến và sự tương tác phức tạp giữa các yếu tố. Việc xác định các tham số chính xác và xây dựng mô hình toán học là rất quan trọng để đảm bảo hiệu suất của hệ thống.

2.1. Các Vấn Đề Kỹ Thuật trong Mô Hình Trực Thăng

Mô hình hóa và điều khiển mô hình trực thăng 2 DOFs đòi hỏi phải giải quyết các vấn đề như độ ổn định, độ chính xác và khả năng phản hồi nhanh chóng. Những yếu tố này ảnh hưởng trực tiếp đến hiệu suất của hệ thống.

2.2. Tính Phi Tuyến và Tương Tác Cao

Tính phi tuyến trong mô hình trực thăng 2 DOFs làm cho việc điều khiển trở nên khó khăn hơn. Sự tương tác giữa các yếu tố như lực gió và trọng lực cần được xem xét kỹ lưỡng để đảm bảo sự ổn định của mô hình.

III. Phương Pháp Điều Khiển Cân Bằng Mô Hình Trực Thăng 2 DOFs

Để điều khiển cân bằng cho mô hình trực thăng 2 DOFs, có nhiều phương pháp khác nhau được áp dụng. Trong đó, các phương pháp điều khiển PID và Fuzzy-PID là hai trong số những giải pháp phổ biến nhất.

3.1. Giải Thuật Điều Khiển PID

Giải thuật PID là một trong những phương pháp điều khiển cơ bản và hiệu quả. Nó giúp điều chỉnh các tham số để đạt được sự ổn định và chính xác trong quá trình điều khiển mô hình trực thăng.

3.2. Giải Thuật Fuzzy PID

Giải thuật Fuzzy-PID kết hợp giữa logic mờ và điều khiển PID, giúp cải thiện khả năng điều khiển trong các tình huống không chắc chắn. Phương pháp này mang lại hiệu suất cao hơn trong việc điều khiển mô hình trực thăng 2 DOFs.

IV. Kết Quả Nghiên Cứu và Ứng Dụng Thực Tiễn

Kết quả nghiên cứu về điều khiển cân bằng mô hình trực thăng 2 DOFs cho thấy sự cải thiện rõ rệt trong hiệu suất điều khiển. Các mô hình được phát triển đã được thử nghiệm và đánh giá trong môi trường thực tế.

4.1. Kết Quả Mô Phỏng và Thực Nghiệm

Các mô phỏng trên phần mềm Matlab-Simulink cho thấy mô hình điều khiển hoạt động ổn định và chính xác. Kết quả thực nghiệm cũng xác nhận tính khả thi của các giải pháp đã đề xuất.

4.2. Ứng Dụng trong Các Lĩnh Vực Khác Nhau

Mô hình trực thăng 2 DOFs có thể được áp dụng trong nhiều lĩnh vực như cứu hộ, giám sát môi trường và nghiên cứu khoa học. Điều này mở ra nhiều cơ hội mới cho việc phát triển công nghệ UAV.

V. Kết Luận và Hướng Phát Triển Tương Lai

Nghiên cứu về điều khiển cân bằng mô hình trực thăng 2 DOFs đã đạt được nhiều kết quả tích cực. Tuy nhiên, vẫn còn nhiều thách thức cần được giải quyết trong tương lai để nâng cao hiệu suất và tính ổn định của hệ thống.

5.1. Những Hạn Chế Của Nghiên Cứu

Mặc dù đã đạt được nhiều kết quả, nhưng nghiên cứu vẫn còn một số hạn chế như độ chính xác trong mô hình hóa và khả năng thích ứng với các điều kiện môi trường khác nhau.

5.2. Định Hướng Nghiên Cứu Tương Lai

Trong tương lai, cần tiếp tục nghiên cứu và phát triển các phương pháp điều khiển mới, cải thiện khả năng tự động hóa và ứng dụng của mô hình trực thăng 2 DOFs trong thực tiễn.

Nội dung chính

Bối cảnh và vấn đề nghiên cứu

Trong kỹ thuật điều khiển và tự động hóa, các thiết bị bay không người lái nói chung và mô hình trực thăng nói riêng là đối tượng nghiên cứu kinh điển nhưng đầy thách thức. Hệ thống trực thăng sở hữu các đặc tính động lực học phức tạp bao gồm tính phi tuyến cao, mức độ liên kết chéo đa biến (MIMO) và bản chất không ổn định tự nhiên. Việc xác định các thông số hệ thống và thiết lập giải thuật điều khiển bám vị trí đòi hỏi quá trình mô hình hóa toán học chặt chẽ kết hợp thử nghiệm thực nghiệm.

Đề tài "Điều khiển cân bằng mô hình trực thăng 2 DOFs" do sinh viên Huỳnh Thanh Đô thực hiện dưới sự hướng dẫn của ThS. Lê Thị Thanh Hoàng tại Khoa Điện – Điện tử, Trường Đại học Sư phạm Kỹ thuật Thành phố Hồ Chí Minh (bảo vệ tháng 7 năm 2024), tập trung giải quyết bài toán cân bằng hai bậc tự do cho mô hình trực thăng phòng thí nghiệm.

Các nhiệm vụ và mục tiêu nghiên cứu cụ thể của đề tài bao gồm:

1. Xây dựng phương trình toán học mô tả động lực học cho mô hình trực thăng 2 DOFs.
2. Thiết kế và chế tạo phần cứng mô hình trực thăng 2 DOFs bao gồm khung thân và đế đỡ.
3. Thiết kế, mô phỏng và đánh giá các bộ điều khiển cân bằng (PID kinh điển và Fuzzy-PID thích nghi) trên môi trường MATLAB/Simulink.
4. Lập trình điều khiển và xây dựng công cụ thu thập dữ liệu thực nghiệm bằng ngôn ngữ Python.

Đối tượng nghiên cứu của đồ án là mô hình toán học giải tích, mô hình mô phỏng và mô hình phần cứng thực tế của trực thăng 2 bậc tự do (chuyển động góc Pitch quanh trục ngang và góc Yaw quanh trục đứng). Phạm vi nghiên cứu giới hạn ở bài toán điều khiển cân bằng và bám quỹ đạo tĩnh/động tại phòng thí nghiệm; kích thước vật lý của mô hình không vượt quá 460 x 200 x 560 mm, tổng khối lượng trên 1 kg, dải lực tác động đầu vào trong khoảng từ 0 đến 10 N. Lịch trình nghiên cứu được triển khai từ ngày 29/02/2024 đến ngày 18/06/2024.

---

Cơ sở lý thuyết và phương pháp

Khung lý thuyết của đồ án dựa trên cơ học giải tích Lagrange để thiết lập hệ phương trình vi phân chuyển động phi tuyến. Hệ thống gồm hai chuyển động quay liên kết: góc chúc ngóc (Pitch - $\theta$) điều khiển bởi cánh quạt trước và góc hướng (Yaw - $\psi$) điều khiển bởi cánh quạt sau.

Về lý thuyết điều khiển, tác giả sử dụng hai cấu trúc:

• Bộ điều khiển vi tích phân tỉ lệ (PID): Dựa trên hàm truyền đạt chuẩn với ba thông số $K_p$, $K_i$, $K_d$, xác định tác động tức thời, tổng tích lũy sai số quá khứ và tốc độ biến thiên sai số.
• Bộ điều khiển mờ (Fuzzy Logic Controller - FLC): Áp dụng cấu trúc suy luận mờ Mamdani và nguyên lý điều khiển chỉnh định độ lợi (Fuzzy gain scheduling). Cấu trúc này dùng sai số ($E$) và đạo hàm sai số ($DE$) làm tín hiệu vào để suy luận ra các độ lệch hiệu chỉnh $\Delta K_p$, $\Delta K_i$, $\Delta K_d$, từ đó khắc phục nhược điểm của bộ điều khiển tuyến tính khi hệ thống vận hành ở các vùng làm việc phi tuyến.

Phương pháp nghiên cứu kết hợp giữa mô hình hóa lý thuyết, mô phỏng số và chế tạo thực nghiệm:

• Phương pháp giải tích: Thiết lập phương trình Lagrange loại 2 để mô tả tương tác lực và mô-men (bao gồm mô-men quán tính, mô-men trọng trường, mô-men ma sát nhớt và hiệu ứng ghép kênh chéo giữa hai trục).
• Phương pháp mô phỏng số: Sử dụng MATLAB/Simulink để kiểm chứng mô hình động lực học và khảo sát đáp ứng vòng kín dưới các tín hiệu kích thích (hằng số, xung vuông, sóng hình sin).
• Phương pháp thiết kế cơ - điện tử: Thiết kế kết cấu 3D trên phần mềm SolidWorks; lựa chọn cơ cấu chấp hành động cơ không chổi than, mạch công suất và cảm biến; lập trình nhúng và truyền thông thời gian thực.
• Nguồn dữ liệu: Dữ liệu thông số vật lý hệ thống được kế thừa từ các công bố học thuật quốc tế kết hợp tài liệu kỹ thuật từ nhà sản xuất động cơ (SunnySky).

---

Thiết kế và triển khai

Hệ thống trực thăng 2 DOFs được thiết kế theo cấu trúc cơ điện tử khép kín gồm ba phân hệ chính: cơ khí, điện - điều khiển và phần mềm giao tiếp.

          [ Tín hiệu đặt: θ_ref, ψ_ref ]

Về mặt cơ khí, khung thân và chân đế được dựng hình 3D trên phần mềm SolidWorks nhằm đảm bảo đối xứng trọng tâm và độ vững chắc kết cấu. Cơ cấu gồm hai động cơ không chổi than SunnySky X2212 V3 gắn trực tiếp với cánh quạt đường kính 7 inches (khoảng 178 mm), tạo ra lực đẩy khí động học $F_p$ và $F_y$ tại các cánh tay đòn $l_p$ và $l_y$.

Mô hình toán học của đối tượng được xây dựng với hệ hai phương trình vi phân phi tuyến:

1. Phương trình vi phân chuyển động cho góc Pitch ($\theta$): $$(J_y + m \cdot l_{cm}^2)\ddot{\theta} = U_1 + U_4 - m \cdot g \cdot l_{cm} \cdot \cos(\theta) - \mu_p \dot{\theta} - m \cdot l_{cm}^2 \cdot \dot{\psi}^2 \sin(\theta)\cos(\theta)$$

2. Phương trình vi phân chuyển động cho góc Yaw ($\psi$): $$(J_y + m \cdot l_{cm}^2 \cos^2(\theta))\ddot{\psi} = U_2 - U_3 - \mu_y \dot{\psi} - 2 m \cdot l_{cm}^2 \cdot \dot{\theta}\dot{\psi} \sin(\theta)\cos(\theta)$$

Trong đó, các biến $U_1, U_2$ là mô-men xoắn điều khiển chính trên trục Pitch và Yaw; $U_3, U_4$ là các thành phần mô-men tương tác chéo; $\mu_p, \mu_y$ là hệ số ma sát nhớt; $l_{cm}$ là khoảng cách từ tâm quay đến trọng tâm của hệ.

Cấu trúc bộ điều khiển Fuzzy-PID được xây dựng theo sơ đồ tự điều chỉnh thông số (Gain Scheduling). Hai biến đầu vào là sai số $E$ và biến thiên sai số $DE$ được chuẩn hóa về miền giá trị $[-1, 1]$ với 5 tập mờ: Âm Lớn (NB), Âm Nhỏ (NS), Không (ZE), Dương Nhỏ (PS), Dương Lớn (PB). Biến ngõ ra hiệu chỉnh thông số $U$ gồm 7 tập mờ: NB, NM (Âm Vừa), NS, ZE, PS, PM (Dương Vừa), PB trên miền $[-1, 1]$. Bảng quy tắc mờ gồm 25 luật dạng IF-THEN mô phỏng kinh nghiệm chuyên gia, trực tiếp hiệu chỉnh các hệ số điều khiển theo quan hệ: $$\Delta K_p = K_p + \Delta K_{p1}, \quad \Delta K_i = Ki + \Delta K_{i1}, \quad \Delta K_d = K_d + \Delta K_{d1}$$

Toàn bộ thuật toán được mô phỏng kiểm chứng trên Simulink trước khi nạp xuống vi điều khiển thực tế, kết nối với máy tính qua tập lệnh Python để giám sát và trích xuất dữ liệu thực nghiệm.

---

Nội dung chính theo từng chương

Chương 1: Tổng quan

Chương này phân tích tính cấp thiết của việc nghiên cứu hệ thống bay không người lái (UAV) phục vụ giám sát, vận chuyển và chữa cháy. Tác giả tổng thuật các công trình quốc tế tiêu biểu như nghiên cứu của Smith và Johnson (2020) về bộ điều khiển Fuzzy-PID, Chen và Wang (2018) về điều khiển tuyến tính và phi tuyến, Zhang và Liu (2019) về điều khiển trượt (SMC), đồng thời điểm qua các nghiên cứu ứng dụng PID cho trực thăng 2 DOFs tại Việt Nam. Chương 1 xác định rõ mục tiêu, đối tượng nghiên cứu (mô hình mô phỏng và mô hình thực tế), phạm vi và các tiêu chí đánh giá chất lượng hệ thống gồm sai số xác lập, độ ổn định và tính thích nghi.

Chương 2: Cơ sở lí thuyết

Nội dung chương 2 tập trung định nghĩa các khái niệm cốt lõi của trực thăng 2 bậc tự do. Tác giả mô tả chi tiết cơ chế tạo chuyển động quay quanh trục $y$ (Pitch) bằng việc thay đổi tốc độ cánh quạt trước và quay quanh trục $z$ (Yaw) bằng cánh quạt sau. Dựa trên cơ học Lagrange, tác giả thiết lập các biểu thức động năng, thế năng và phương trình chuyển động vi phân phi tuyến đa biến MIMO, làm rõ vai trò của các thông số vật lý như trọng lực ($g$), mô-men quán tính ($J_p, J_y$), ma sát nhớt ($\mu_p, \mu_y$) và khoảng cách trọng tâm ($l_{cm}$).

Chương 3: Giải thuật điều khiển

Chương 3 trình bày cơ sở toán học của các giải thuật điều khiển được áp dụng trong đồ án:

• Phân tích hàm truyền và tác động của từng thành phần $K_p$, $K_i$, $K_d$ trong mạch điều khiển PID kinh điển đối với thời gian lên, độ vọt lố, thời gian xác lập và sai số xác lập.
• Trình bày kiến trúc bộ điều khiển logic mờ (FLC) gồm các khâu: mờ hóa (fuzzifier), cơ sở luật mờ (rule base), cơ sở tri thức (knowledge base), động cơ suy luận (inference engine) và giải mờ (defuzzifier).
• Thiết kế bộ điều khiển kết hợp Fuzzy-PID dạng tự chỉnh hệ số (Fuzzy gain scheduling) nhằm khắc phục tính phi tuyến và độ trễ của mô hình thực tế.

Chương 4: Khảo sát mô hình toán và mô phỏng hệ thống

Tác giả tiến hành kiểm chứng tính đúng đắn của phương trình vi phân động lực học bằng cách khảo sát hệ thống thả rơi tự do từ vị trí cân bằng khi không có tín hiệu điều khiển trên MATLAB/Simulink (góc Pitch rơi xuống chạm giá đỡ, góc Yaw không đổi do không có mô-men tác động). Thử nghiệm đảo chiều trọng trường tiếp tục khẳng định mô hình toán phản ánh đúng quy luật vật lý. Sau đó, tác giả xây dựng sơ đồ khối chi tiết cho bộ điều khiển PID và cấu hình khối Fuzzy-PID với 25 luật mờ dạng mặt phẳng quan hệ ngõ vào - ngõ ra trên Simulink.

Chương 5: Kết quả mô phỏng

Chương này cung cấp các kết quả so sánh định lượng giữa bộ điều khiển PID và Fuzzy-PID thông qua 4 kịch bản tín hiệu đặt:

• Tín hiệu đặt góc là hằng số ($\theta = 5^\circ, \psi = 5^\circ$): Cả hai bộ điều khiển đều bám tín hiệu, tuy nhiên PID có độ vọt lố 7% ở trục Pitch và 5% ở trục Yaw, trong khi Fuzzy-PID loại bỏ hoàn toàn độ vọt lố.
• Tín hiệu đặt góc Pitch là hàm xung vuông biên độ $5^\circ$, Yaw giữ hằng số: Bộ điều khiển PID bám theo xung nhưng vọt lố và thời gian xác lập kéo dài khoảng 5 giây; Fuzzy-PID đáp ứng nhanh với thời gian xác lập chỉ khoảng 2 giây và không xuất hiện vọt lố.
• Tín hiệu đặt góc Yaw là hàm sóng sin biên độ $5^\circ$ chu kỳ 31 giây: Cả hai giải thuật đều bám sát quỹ đạo sin với sai số xác lập xấp xỉ bằng 0.
• Tín hiệu đặt cả hai trục là hàm xung biên độ $5^\circ$: Bộ điều khiển PID xuất hiện sai số xác lập và vọt lố tăng thêm 2% do tương tác chéo, trong khi Fuzzy-PID duy trì khả năng triệt tiêu sai số và ổn định quỹ đạo.

Chương 6: Thực nghiệm

Chương 6 mô tả quy trình hiện thực hóa phần cứng mô hình trực thăng 2 DOFs. Tác giả trình bày kết quả gia công khung thân, đế đỡ chịu lực, lắp ráp hai động cơ SunnySky X2212 V3 cùng cánh quạt 7 inches. Chương này cũng phân tích lưu đồ chương trình điều khiển nhúng, thuật toán đọc cảm biến và hiển thị các đồ thị đáp ứng thực tế khi thay đổi các thông số $K_p, K_i, K_d$ dưới các dạng kích thích hằng số và xung vuông trên mô hình vật lý.

Chương 7: Kết luận và hướng phát triển

Tác giả tổng kết toàn bộ quá trình nghiên cứu từ xây dựng mô hình toán, mô phỏng đối chứng đến thử nghiệm chế tạo thực tế. Đồng thời, chương này chỉ ra các hạn chế về mặt phần cứng và đề xuất các hướng hoàn thiện thuật toán trong tương lai.

---

Kết quả và đóng góp

Đồ án đã thu thập và áp dụng các thông số vật lý của mô hình trực thăng 2 DOFs từ tài liệu tham khảo chuẩn để phục vụ tính toán và mô phỏng:

Ký hiệu tham số	Ý nghĩa vật lý	Giá trị	Đơn vị
$J_p$	Mô-men quán tính đối với trục Pitch	0,0384	$\text{kg}\cdot\text{m}^2$
$J_y$	Mô-men quán tính đối với trục Yaw	0,0432	$\text{kg}\cdot\text{m}^2$
$l_{cm}$	Khoảng cách từ tâm quay đến trọng tâm hệ thống	0,3782	$\text{m}$ (trong văn bản ghi nhãn đơn vị kg)
$\mu_p$	Hệ số ma sát nhớt trục Pitch	0,8	$\text{N/V}$
$\mu_y$	Hệ số ma sát nhớt trục Yaw	0,318	$\text{N/V}$
$b$	Hằng số lực nâng	$1,27 \times 10^{-5}$	$\text{N}\cdot\text{s}^2$
$d$	Hằng số lực kéo (mô-men cản)	$1,23 \times 10^{-7}$	$\text{N}\cdot\text{m}\cdot\text{s}^2$
$g$	Gia tốc trọng trường	9,8	$\text{m/s}^2$

Dựa trên các tham số trên, kết quả mô phỏng đối chứng giữa hai bộ điều khiển được tổng hợp cụ thể:

Tiêu chí khảo sát	Bộ điều khiển PID	Bộ điều khiển Fuzzy-PID
Độ vọt lố (Tín hiệu hằng số $5^\circ$)	7% ở góc Pitch, 5% ở góc Yaw	Hầu như không có vọt lố (xấp xỉ 0%)
Thời gian xác lập (Tín hiệu xung vuông)	Khoảng 5 giây	Khoảng 2 giây
Bám quỹ đạo sóng sin (Chu kỳ 31s)	Bám tốt, sai số gần bằng 0	Bám tốt, tương đương PID
Ảnh hưởng nhiễu ghép kênh (Hai trục cùng nhận xung)	Xuất hiện sai số xác lập, độ vọt lố tăng thêm 2%	Triệt tiêu sai số xác lập, đáp ứng bám ổn định

Về đóng góp thực tiễn, tác giả đã chế tạo thành công một mô hình thực nghiệm hoàn chỉnh với đầy đủ khung cơ khí, đế đỡ, hệ thống cánh quạt kép và phần mềm thu thập dữ liệu bằng Python. Đồ án chứng minh trên mô hình toán học và môi trường mô phỏng rằng phương pháp Fuzzy gain scheduling có khả năng thích nghi và xử lý tính phi tuyến cũng như hiện tượng liên kết chéo tốt hơn rõ rệt so với bộ điều khiển PID truyền thống được tinh chỉnh bằng phương pháp thử sai.

---

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

Mặc dù đã hoàn thành các mục tiêu đề ra, công trình vẫn tồn tại một số hạn chế được phản ánh trong phạm vi nghiên cứu:

• Phương pháp xác định các hệ số PID ban đầu vẫn dựa trên phương pháp thử sai, chưa áp dụng các thuật toán tối ưu hóa tham số tự động.
• Mô hình thực nghiệm còn chịu ảnh hưởng của các yếu tố phi tuyến cơ khí khó mô hình hóa chính xác như ma sát tại các khớp quay, rung động quán tính của động cơ công suất lớn và độ trễ phản hồi của cảm biến đo góc.
• Các khảo sát thực nghiệm trên phần cứng chủ yếu tập trung vào việc quan sát đáp ứng thay đổi thông số $K_p, K_i, K_d$ dưới dạng xung và hằng số, chưa triển khai trọn vẹn các kịch bản quỹ đạo phức tạp như trong môi trường mô phỏng.

Hướng phát triển tiếp theo của đề tài được tác giả xác định bao gồm:

• Nghiên cứu và áp dụng các cấu trúc điều khiển nâng cao có độ bền vững cao hơn như điều khiển trượt (Sliding Mode Control - SMC), điều khiển tối ưu tuyến tính bậc hai (LQR) hoặc các giải thuật thích nghi mờ cải tiến.
• Tối ưu hóa thuật toán nhận dạng tham số thực nghiệm để hiệu chỉnh chính xác các hệ số ma sát và quán tính của mô hình phần cứng.
• Nâng cấp phần cứng mạch điều khiển và cảm biến nhằm giảm thiểu nhiễu đo lường, nâng cao độ chính xác bám quỹ đạo trong điều kiện vận hành thực tế.

---

Giá trị tham khảo

Báo cáo khóa luận là tài liệu học thuật có giá trị tham khảo thiết thực cho sinh viên và học viên cao học thuộc các chuyên ngành Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa, Cơ điện tử, Robot và Hệ thống thông minh.

Những nội dung nổi bật mang lại giá trị ứng dụng cao gồm:

• Quy trình mô hình hóa giải tích tường minh hệ thống cơ học 2 bậc tự do có liên kết phi tuyến bằng phương pháp Euler-Lagrange.
• Phương pháp kiểm chứng mô hình toán động lực học thông qua các kịch bản mô phỏng vật lý (thả rơi tự do, đảo chiều trọng trường) trên MATLAB/Simulink.
• Thiết kế hoàn chỉnh cấu trúc bộ điều khiển mờ tự chỉnh định hệ số (Fuzzy gain scheduling PID) với bảng 25 quy tắc mờ chuẩn hóa.
• Tài liệu kỹ thuật về thiết kế kết cấu cơ khí 3D và phương pháp giao tiếp, thu thập dữ liệu thực nghiệm qua ngôn ngữ Python.

---

Câu hỏi thường gặp

1. Phương trình động lực học của mô hình trực thăng 2 DOFs được xây dựng dựa trên nguyên lý nào?
Phương trình động lực học được xây dựng dựa trên cơ học giải tích Lagrange loại 2. Hệ thống mô tả hai bậc tự do chuyển động gồm góc Pitch ($\theta$) và góc Yaw ($\psi$) với đầy đủ các thành phần mô-men quán tính ($J_p, J_y$), thế năng trọng trường ($m \cdot g \cdot l_{cm} \cos\theta$), lực ma sát nhớt ($\mu_p \dot{\theta}, \mu_y \dot{\psi}$) và các thành phần mô-men tương tác chéo phi tuyến giữa hai trục quay.

2. Tác giả đã dùng phương pháp nào để kiểm chứng mô hình toán học trước khi thiết kế bộ điều khiển?
Tác giả đã tiến hành mô phỏng hệ thống ở trạng thái thả rơi tự do không có tín hiệu điều khiển trên MATLAB/Simulink. Kết quả cho thấy góc Pitch rơi xuống chạm giá đỡ dưới tác dụng của trọng lực trong khi góc Yaw không đổi do không có mô-men xoay. Sau đó, tác giả tiếp tục đảo ngược chiều vectơ trọng trường hướng lên trên để kiểm tra; góc Pitch đổi chiều chuyển động tương ứng, xác nhận mô hình toán học hoàn toàn phù hợp với quy luật vật lý.

3. Bộ điều khiển Fuzzy-PID trong đồ án được thiết kế theo cấu trúc nào và gồm bao nhiêu luật mờ?
Bộ điều khiển Fuzzy-PID được thiết kế theo dạng tự chỉnh định độ lợi (Fuzzy gain scheduling). Bộ mờ tiếp nhận 2 tín hiệu ngõ vào là sai số ($E$) và đạo hàm sai số ($DE$) với 5 tập mờ (NB, NS, ZE, PS, PB), suy luận ra 1 tín hiệu ngõ ra ($U$) với 7 tập mờ (NB, NM, NS, ZE, PS, PM, PB) trên miền chuẩn hóa $[-1, 1]$. Toàn bộ hệ thống hoạt động dựa trên bảng 25 luật mờ dạng IF-THEN để trực tiếp hiệu chỉnh các hệ số $\Delta K_p, \Delta K_i, \Delta K_d$ của bộ PID.

4. Kết quả mô phỏng cho thấy bộ điều khiển Fuzzy-PID vượt trội hơn PID truyền thống ở những chỉ số nào?
Trong các kịch bản mô phỏng, bộ điều khiển Fuzzy-PID triệt tiêu hoàn toàn độ vọt lố (ở bộ PID, vọt lố là 7% ở góc Pitch và 5% ở góc Yaw đối với tín hiệu hằng số). Đồng thời, khi tín hiệu đặt là hàm xung vuông, thời gian xác lập của Fuzzy-PID được rút ngắn xuống còn khoảng 2 giây (so với 5 giây ở bộ PID) và duy trì sự ổn định, không bị sai số xác lập khi hai trục chịu tác động nhiễu tương tác chéo đồng thời.

5. Hệ thống phần cứng thực nghiệm sử dụng loại động cơ và cơ cấu chấp hành nào?
Mô hình thực nghiệm sử dụng 2 động cơ điện một chiều không chổi than (Brushless DC Motor) mã SunnySky X2212 V3, kết hợp với cánh quạt đường kính 7 inches để tạo lực nâng góc Pitch và lực đẩy góc Yaw. Toàn bộ cơ cấu được gắn trên khung thân và đế đỡ thiết kế bằng phần mềm SolidWorks, giới hạn kích thước tối đa 460 x 200 x 560 mm và khối lượng tổng thể trên 1 kg.

---

Kết luận

Đồ án tốt nghiệp của tác giả Huỳnh Thanh Đô đã giải quyết trọn vẹn bài toán mô hình hóa, thiết kế và điều khiển cân bằng cho hệ thống trực thăng 2 bậc tự do (Pitch và Yaw). Việc kết hợp giải thuật logic mờ để tự động chỉnh định các thông số cho bộ điều khiển PID (Fuzzy gain scheduling) đã khắc phục hiệu quả các đặc tính phi tuyến và hiện tượng liên kết chéo của mô hình, thể hiện qua các chỉ số mô phỏng vượt trội về thời gian xác lập và triệt tiêu độ vọt lố. Toàn bộ quy trình từ tính toán lý thuyết, mô phỏng số trên MATLAB/Simulink đến chế tạo phần cứng và thu thập dữ liệu bằng Python tạo thành một tài liệu tham khảo kỹ thuật hoàn chỉnh cho các nghiên cứu tiếp theo về điều khiển hệ thống bay trong phòng thí nghiệm.

Trích đoạn nội dung tài liệu

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƯỜNG ĐẠI HỌC SƯ PHẠM KỸ THUẬT THÀNH PHỐ HỒ CHÍ MINH ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP NGÀNH CÔNG NGHỆ KỸ THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HOÁ ĐIỀU KHIỂN CÂN BẰNG MÔ HÌNH TRỰC THĂNG 2 DOFS GVHD:ThS. LÊ THỊ THANH HOÀNG SVTH: HUỲNH THANH ĐÔ SKL013271 Tp. Hồ Chí Minh, tháng 7 năm 2024 BÞ GIÁO DĀC & ĐÀO T¾O TR¯âNG Đ¾I HàC S¯ PH¾M KỸ THU¾T TP. Hæ CHÍ MINH KHOA ĐIÞN – ĐIÞN TỬ BÞ MÔN TĀ ĐÞNG ĐIÀU KHIÂN -----------------⸙∆⸙----------------- Đæ ÁN TäT NGHIÞP ĐÀ TÀI: ĐiÁu khiÃn cân bằng mô hình trāc thăng 2 DOFs GVHD: Ths.

Lê Thß Thanh Hoàng SVTH : Huỳnh Thanh Đô MSSV : 20151083 Tp. Hç Chí Minh tháng 7 năm 2024 BÞ GIÁO DĀC & ĐÀO T¾O TR¯âNG Đ¾I HàC S¯ PH¾M KỸ THU¾T TP. Hæ CHÍ MINH KHOA ĐIÞN – ĐIÞN TỬ BÞ MÔN TĀ ĐÞNG ĐIÀU KHIÂN -----------------⸙∆⸙----------------- Đæ ÁN TäT NGHIÞP ĐÀ TÀI: ĐiÁu khiÃn cân bằng mô hình trāc thăng 2 DOFs GVHD: Ths. Lê Thß Thanh Hoàng SVTH : Huỳnh Thanh Đô MSSV : 20151083 Tp.

Hç Chí Minh tháng 7 năm 2024 TR¯âNG ĐH SPKT TP. Hæ CHÍ MINH CÞNG HÒA Xà HÞI CHĂ NGHĨA VIÞT KHOA ĐIÞN-ĐIÞN TỬ NAM BÞ MÔN TĀ ĐÞNG ĐIÀU KHIÂN ĐÞC L¾P - TĀ DO - H¾NH PHÚC ----o0o---- Tp. HCM, ngày tháng năm 2024 NHIÞM VĀ Đæ ÁN TäT NGHIÞP Sinh viên : Huỳnh Thanh Đô MSSV: 20151083 Chuyên ngành: Công nghá Kỹ thuật ĐiÁu khiÃn và Tā đáng hóa Há đào t¿o: Đ¿i hác chính quy Khóa: 2020 Lãp: 20151CL5B I. TÊN ĐÀ TÀI: ĐiÁu khiÃn cân bằng mô hình trāc thăng 2 DOFs II.

NHIàM VĀ - Thử nghiám mô phỏng và thi¿t k¿ mô hình trāc thăng 2 DOFs. - Xây dāng các bá điÁu khiÃn cân bằng cho trāc thăng 2 DOFs. Các số liáu ban đầu: - Kích th°ãc tối đa của mô hình trāc thăng 2 DOFs 460x200x560 mm. Khối l°ÿng tổng thà h¡n 1 kg.

Nái dung thāc hián: - Xây dāng ph°¡ng trình toán hác cho mô hình trāc thăng 2 DOFs. - Thử nghiám mô phỏng và thi¿t k¿ mô hình trāc thăng 2 DOFs. - Xây dāng các bá điÁu khiÃn cân bằng cho trāc thăng 2 DOFs. NGÀY GIAO NHIàM VĀ: 29/02/2024 IV.

NGÀY HOÀN THÀNH NHIàM VĀ: 18/06/2024 V. Hà VÀ TÊN CÁN Bà H¯âNG DÀN: Lê Thß Thanh Hoàng CÁN Bà H¯âNG DÀN Bà MÔN TĀ ĐàNG ĐIÀU KHIÂN iii TR¯âNG ĐH SPKT TP. Hæ CHÍ MINH CÞNG HÒA Xà HÞI CHĂ NGHĨA VIÞT KHOA ĐIÞN-ĐIÞN TỬ NAM BÞ MÔN TĀ ĐÞNG ĐIÀU KHIÂN ĐÞC L¾P - TĀ DO - H¾NH PHÚC ----o0o---- Tp. HCM, ngày tháng năm 2024 NH¾N XÉT CĂA GIÁO VIÊN H¯àNG DẪN Sinh viên : Huỳnh Thanh Đô MSSV: 20151083 Chuyên ngành: Công nghá Kỹ thuật ĐiÁu khiÃn và Tā đáng hóa Tên đÁ tài: ĐiÁu khiÃn cân bằng mô hình trāc thăng 2 DOFs Há và tên giÁng viên: Ths.

Lê Thß Thanh Hoàng Nh¿n xét: 1. VÁ nái dung đã thāc hián:. ĐÁ nghß đ°ÿc bÁo vá không:. Đánh giá lo¿i : .Hồ Chí Minh, ngày tháng năm 2024 GiÁng viên h°ãng dÁn iv TR¯âNG ĐH SPKT TP.

Hæ CHÍ MINH CÞNG HÒA Xà HÞI CHĂ NGHĨA VIÞT KHOA ĐIÞN-ĐIÞN TỬ NAM BÞ MÔN TĀ ĐÞNG ĐIÀU KHIÂN ĐÞC L¾P - TĀ DO - H¾NH PHÚC ----o0o---- Tp. HCM, ngày tháng năm 2024 PHI¾U NH¾N XÉT PHÀN BIÞN Đæ ÁN TäT NGHIÞP Sinh viên : Huỳnh Thanh Đô MSSV: 20151083 Chuyên ngành: Công nghá Kỹ thuật ĐiÁu khiÃn và Tā đáng hóa Tên đÁ tài: ĐiÁu khiÃn cân bằng mô hình trāc thăng 2 DOFs Há và tên giÁng viên:. VÁ nái dung đã thāc hián:. ĐÁ nghß đ°ÿc bÁo vá không:.

Đánh giá lo¿i : .Hồ Chí Minh, ngày tháng năm 2024 GiÁng viên phÁn bián v TR¯âNG ĐH SPKT TP. Hæ CHÍ MINH CÞNG HÒA Xà HÞI CHĂ NGHĨA VIÞT KHOA ĐIÞN-ĐIÞN TỬ NAM BÞ MÔN TĀ ĐÞNG ĐIÀU KHIÂN ĐÞC L¾P - TĀ DO - H¾NH PHÚC ----o0o---- Tp.