Chương 1. Tổng quan - Trình bày ngắn gọn tổng quát về hệ thống, làm rõ về tính cấp thiết của đề tài, đối tượng và phạm vi nghiên cứu của đề tài. Chương 2: Cơ sở lí thuyết - Trình bày sơ lược về nguyên lý hoạt động của hệ thống, những khái niệm, lý thuyết liên quan đến trực thăng 2 DOFs. Chương 3: Giải thuật điều khiển - Trình bày tổng quan về giải thuật điều khiển cũng như các thành lập bộ điều khiển.
Chương 4: Khảo sát mô hình toán và mô phỏng hệ thống - Trình bày các phương trình động học, động lực học của hệ thống và cách xây dựng bộ điều khiển cho mô hình toán. 11 Chương 5: Kết quả mô phỏng - Trình bày kết quả mô phỏng và các nhận xét đánh giá dựa trên kết quả thu thập được. Chương 6: Thực nghiệm - Trình kết quả thực tế của mô hình cùng với đó là cách nhận xét và đánh giá kèm theo. Chương 7: Kết luận và hướng phát triển - Kết luận quá trình nghiên cứu và hướng phát triển sau này cho đề tài.Công cụ đánh giá.
Phân tích dữ liệu: sử dụng những công cụ tìm kiếm phổ biến như Google Scholar, Researchgate,. Phân tích mô phỏng : Nhóm sử dụng phần mềm Soliworks để xây dựng mô hình trực thăng 2 DOFs. Sử dụng công cụ Matlab-Simulink để tiến hành mô phỏng và thiết kế bộ điều khiển. Các tiêu chí đánh giá hiệu quả phương pháp điểu khiển : Sai số thấp, độ ổn định hệ thống, khả năng thích nghi trước các tác động của môi trường.
12 CHƯƠNG 2: CƠ SỞ LÍ THUYẾT 2.Các khái niệm cơ bản về trực thăng 2 DOFs. Trực thăng 2 DOFs (Degrees of Freedom) là một loại máy bay không người lái (UAV) hoặc trực thăng được thiết kế để có khả năng di chuyển theo hai hướng cơ bản trong không gian, thường là lên/xuống và trái/phải hoặc trước/sau. Đặc điểm cơ bản của trực thăng 2 DOFs là khả năng linh hoạt và đơn giản trong cấu trúc, giúp nó trở thành một công cụ quan trọng trong việc nghiên cứu và phát triển các phương pháp và thuật toán điều khiển. Một trong những đặc điểm chính của trực thăng 2 DOFs là khả năng thay đổi hướng và góc di chuyển một cách kỹ lưỡng.
Sự thay đổi này thường được thực hiện thông qua điều khiển các cánh quạt hoạt động, làm thay đổi lực đẩy và hướng di chuyển của máy bay. Bằng cách điều chỉnh tốc độ và hướng quay của các cánh quạt. Trong quá trình vận hành, các thông số như tốc độ và góc nghiêng của trực thăng 2 DOFs được kiểm soát một cách cẩn thận thông qua các thuật toán điều khiển. Sự điều chỉnh này giúp đảm bảo rằng trực thăng có thể di chuyển một cách ổn định và an toàn trong mọi điều kiện hoạt động [1].Chuyển đông của trực thăng 2 DOFs.
Để điều khiển hoàn toàn trực thăng 2 DOFs, cần 2 loại tín hiệu điều khiển: - Chuyển động quay góc Pitch: là chuyển động quay của trực thăng 2 DOFs quanh trục y (theo chiều dọc). Pitch được thực hiện bằng cách tăng (hoặc giảm) tốc độ góc của cánh quạt phía trước. - Chuyển động quay góc Yaw: là chuyển động quay của trực thăng 2 DOFs xung quanh trục z (theo chiều dọc). Yaw được thực hiện bằng cách tăng (hoặc giảm) tốc độ góc của cánh quạt phía sau.Mô hình hóa trực thăng 2 DOFs.
Xem xét mô hình trực thăng 2 DOFs được thể hiện trong Error! Reference source not found., trong đó A đại diện cho một hệ tọa độ cố định có trục cố định theo thân hệ thống là x, y, z.1 Sơ đồ mô hình hệ thống 2 DOFs Helicopter [3]. Hệ thống này bao gồm hai cánh quạt và động cơ không chổi than giống nhau, được thiết kế để tạo ra các lực động lực học Fp và Fy tại các khoảng cách lp và ly tương ứng từ gốc của hệ tọa độ cố định. Cánh quạt đầu tiên, đặt theo chiều ngang, tạo ra một mô-men xoắn xung quanh trục y, dẫn đến chuyển động quanh trục y (pitch). Cánh quạt thứ hai, đặt theo chiều dọc, tạo ra một mô-men xoắn xung quanh trục z, dẫn đến chuyển động quanh trục z (yaw).
Các biến cấu hình của hệ thống bao gồm góc Pitch (θ) và góc Yaw (ψ). Trực thăng là một hệ thống phi tuyến tính đa đầu vào đa đầu ra (MIMO), trong đó các đầu vào là các mô-men xoắn quanh hai trục: U1 cho góc θ và U2 cho góc ψ. Sử dụng U1 và U2 , ta có thể tính được tốc độ góc cho hai động cơ không chổi than: w1 là tốc độ góc của động cơ tạo lực Pitch và w2 là tốc độ góc của động cơ tạo lực Yaw. Các đầu ra của hệ thống là góc θ và ψ.
Các ảnh hưởng mô-men xoắn cụ thể là: - U3 : mô-men xoắn tác động lên trục z từ cánh quạt ở góc θ. - U4: mô-men xoắn tác động lên trục y từ cánh quạt ở góc ψ. 14 Tốc độ góc của hai động cơ không chổi than được tính toán dựa trên mô-men xoắn đầu vào. Đầu vào của các động cơ là dòng điện (ampe), và có một mối quan hệ tuyến tính gần đúng giữa dòng điện và mô-men xoắn tạo ra.
Hệ thống có khối lượng m , với trọng tâm hoạt động tại khoảng cách lcm từ gốc của hệ tọa độ cố định theo trục z. Mô-men quán tính của cánh quạt đối với chuyển động pitch là Jp và đối với chuyển động yaw là Jy. Các hằng số khác liên quan đến hệ thống bao gồm hằng số trọng trường g , hệ số ma sát nhớt μp và μy , hệ số lực đẩy b, và hệ số lực cản d. Hệ thống này được mô hình hóa bằng cơ học Lagrange, dẫn đến các phương trình chuyển động phi tuyến tính như sau [2]: 1.
Phương trình chuyển động cho góc Pitch (θ ): •• • • ( J y + mlcm 2 ) = U 1 + U 4 − mglcm 2 C ( ) − p − mlcm 2 2 S ( )C ( ) (2.1) Trong đó: - Jy là mô-men quán tính của cánh quạt theo trục z. - μp là hệ số ma sát nhớt quanh trục y. - m là khối lượng. - g là hệ số trọng trường.
- lcm là khoảng cách từ tâm tới góc tọa độ. - U1 là mô-men xoắn tác động lên trục y. - U4 mô-men xoắn tác động lên trục y từ cánh quạt ở góc ψ. Phương trình chuyển động cho góc Yaw (ψ): •• • • • ( J y + mlcm 2 C 2 ( )) = U 2 − U 3 − y − 2mlcm 2 S ( )C ( ) (2.1) Trong đó: 15 - Jy là mô-men quán tính của cánh quạt theo trục z.
- μy là hệ số ma sát nhớt quanh trục z. - lcm là khoảng cách từ tâm tới góc tọa độ. - m là khối lượng - U2 là mô-men xoắn tác động lên trục z. - U3 mô-men xoắn tác động lên trục z từ cánh quạt ở góc θ.
Các phương trình này mô tả động học phi tuyến tính của trực thăng khi chịu tác động của các mô-men xoắn U1 và U2. Hệ thống này yêu cầu các chiến lược điều khiển phức tạp để duy trì sự ổn định và điều khiển chính xác các góc θ và ψ. Việc mô hình hóa này cung cấp cơ sở để thiết kế các bộ điều khiển nhằm đảm bảo trực thăng hoạt động ổn định trong các điều kiện bay khác nhau. Trong đó chúng ta sử dụng S(.
Đầu vào của hệ thông được giới hạn trong khoảng [0,10 ] N. 16 CHƯƠNG 3: GIẢI THUẬT ĐIỀU KHIỂN. Giải thuật PID. Giới thiệu giải thuật PID.
Bộ điều khiển vi tích phân tỉ lệ (PID) là cơ chế phản hồi phổ biến trong các hệ thống điều khiển công nghiệp. Bộ điều khiển PID tính toán "sai số" giữa giá trị đo và giá trị đặt mong muốn, sau đó điều chỉnh giá trị điều khiển đầu vào để giảm sai số. PID bao gồm ba thông số: tỉ lệ (P), tích phân (I), và đạo hàm (D), mỗi thông số ảnh hưởng đến cách hệ thống phản ứng: - P: Tác động của sai số hiện tại. - I: Tác động của tổng các sai số quá khứ.
- D: Tác động của tốc độ biến đổi sai số. Tổng hợp của ba thành phần này điều chỉnh quá trình để đạt kết quả mong muốn. Bộ điều khiển PID có thể tùy chỉnh cho phù hợp với đặc thù của từng hệ thống, tuy nhiên, không đảm bảo tính tối ưu hoặc ổn định tuyệt đối cho hệ thống [8].1 Sơ đồ khối bộ điều khiển PID cho hệ thống trực thăng 2 DOFs. Lý thuyết điều PID.
Hàm truyền đạt của bộ điều khiển có dạng [4]: 1 K W ( p ) = K P (1 + + TD P ) = K P + I + K D P (2.1) TI P P Bộ điều khiển gồm có 3 thành phần: KP: hệ số tỷ lệ KI : hệ số tích phân KD: hệ số vi phân 17 Xét 1 hệ thống có sơ đồ khối như sau: Hình 3.2 Sơ đồ khối của một hệ thống Trong đó: Plant: đối tượng cần điều khiển Controller: đưa tín hiệu điều khiển đối tượng, được thiết kế để hệ thống đạt đáp ứng theo mong muốn. Biến e: thành phần sai lệch, là hiệu giữa giá trị tín hiệu vào mong muốn và tín hiệu ra thực tế. Tín hiệu sai lệch (e) sẽ đưa tới bộ PID, và bộ điều khiển tính toán cả thành phần tích phân lẫn vi phân của (e). Tín hiệu ra (u) của bộ điều khiển bằng: de u = K p e + K I edt + K D (3.2) dt Lúc này đối tượng điều khiển có tín hiệu vào là (u), và tín hiệu ra là (Y).
Và bộ điều khiển lại tiếp tục như trên. Đặc tính của bộ điều khiển PID. Thành phần tỉ lệ (Kp) có tác dụng làm tăng tốc độ đáp ứng của hệ, và làm giảm, chứ không triệt tiêu sai số xác lập của hệ (steady-state error). Thành phần tích phân (Ki) có tác dụng triệt tiêu sai số xác lập nhưng có thể làm giảm tốc độ đáp ứng của hệ.
Thành phần vi phân (Kd) làm tăng độ ổn định hệ thống, giảm độ vọt lố và cải thiện tốc độ đáp ứng của hệ.