CHƯƠNG 1. TỔNG QUAN ĐỀ TÀI 1.1 Tổng quan Quadcopter là một loại máy bay có bốn cánh cùng nằm trong một mặt phẳng và đối xứng qua tâm của máy bay. Nhờ có bốn cánh nên loại máy bay này dễ điều khiển hơn và có khả năng giữ thăng bằng tốt hơn. Loại máy bay này có rất nhiều ứng dụng thực tế, nó có thể có kích cỡ lớn để chở người và hàng hóa và cũng có thể có kích cỡ nhỏ để hoạt động trong nhà.
Loại máy bay kích cỡ nhỏ hiện nay đang phát triển rầm rộ, rất nhiều sinh viên đã chế tạo loại máy bay này với nhiều hình dạng và kích cỡ khác nhau để nghiên cứu. Trong phần đồ án này, nhóm xin được giới thiệu về kết quả nghiên cứu và thiết kế loại Quadcopter này.2 Mục tiêu đề tài Đề tài nghiên cứu và chế tạo mô hình máy bay quadcopter là một đề tài đòi hỏi kiến thức tổng hợp của nhiều lĩnh vực như là thiết kế cơ khí, động lực học, khí động học, mạch điều khiển, xử lý nhiễu. Vì vậy mục tiêu của đề tài này sẽ giới thiệu tổng quan, phân tích nguyên lý điều khiển, nguyên lý hoạt động, cơ sở lý thuyết và thiết kế chế tạo mô hình quadcopter bay ổn định điều khiển qua sóng RX.3 Phạm vi đề tài - Xây dựng mô hình máy bay 4 cánh thực tế. - Dùng cảm biến MPU – 6050 để đo góc nghiêng, xử lí tín hiệu, chống nhiễu, chống trôi đo góc được theo thời gian.
- Thiết kế xây dựng bộ điều khiển cân bằng cho mô hình máy bay bốn cánh dùng giải thuật điều khiển PID giúp máy bay ổn định. 1 do an CHƯƠNG 2.1 Sơ lược về cấu tạo của Quadcopter - Quadcopter là một thiết bị bay lên theo phương thẳng đứng, với bốn động cơ có gắn cánh quạt được bố trí lần lượt tại bốn đỉnh của một khung chữ thập đối xứng.1 Máy bay bốn cánh Quadcopter - Cơ chế bay của Quadcopter đơn giản hơn các loại thiết bị bay khác như máy bay cánh bằng, máy bay trực thăng,…Ở Quadcopter, bốn cánh quạt quay với tốc độ cao sẽ tạo ra lực nâng, khi lực nâng này lớn hơn trọng lực tác dụng lên Quadcopter thì nó sẽ bay lên, vận tốc góc của cánh quạt càng lớn, lực nâng cành mạnh thì Quadcopter bay lên nhanh và cao hơn. Khi lực nâng được tạo ra cân bằng với trọng lực tác dụng lên Quadcopter thì nó sẽ giữ độ cao hiện tại (lơ lững trong không trung). 2 do an Hình 2.2 Hình ảnh chuyển động cơ bản của Quadcopter - Lực nâng được tạo ra từ cánh quạt khi quay là kết quả của sự chênh lệch áp suất không khí tại mặt trên và mặt dưới của vật thể (cánh quạt) khi dòng khí chuyển động bao vật thể.
- Bốn cánh quạt được chia làm hai loại với chiều quay khác nhau – cùng hoặc ngược chiều kim đồng hồ, trong đó hai cánh đối diện cùng chiều quay, hai cánh kề nhau ngược chiều quay. Việc bố trí các cánh như trên với mục đích để triệt tiêu lực moment xoắn gây ra bởi các cánh quạt khi quay (giống như tác dụng của cánh quạt đuôi ở máy bay trực thăng), và chỉ giữ lại lực nâng.2 Sơ lược về nguyên lý bay của Quadcopter Do thiết kế đối xứng, với trọng tâm đặt tại chính giữa mô hình, cách đều các cánh quạt nên khoảng cách cánh tay đòn từ các động cơ đến trọng tâm là như nhau, do đó cơ chế thăng bằng của Quadcopter giống như bập bênh, góc nghiêng theo một trục phụ thuộc độ chênh lệch vận tốc giữa hai động cơ đối diện được bố trí trên trục đó. Nguyên lý di chuyển trong không gian của Quadcopter có thể diễn giải theo các hình vẽ sau đây: - Giữ nguyên vị trí hiện tại của Quadcopter: phân bố lực nâng trên bốn cánh quạt bằng nhau và tổng hợp lực cân bằng với trọng lực tác dụng lên Quadcopter. 3 do an Hình 2.3 Quadcopter bay cân bằng - Quadcopter bay lên – xuống theo phương thẳng đứng (phương của trọng lực): khi muốn bay lên ta cần tăng đồng thời lực nâng của cả bốn cánh quạt, lực nâng được phân bố đều nhau trên bốn cánh quạt và ngược lại trong trường hợp hạ xuống.4 Quadcopter bay lên theo phương thẳng đứng - Thực hiện xoay tại chỗ trong mặt phẳng ngang: xét trường hợp thực hiện xoay Quadcopter trong mặt phẳng ngang theo chiều kim đồng hồ, để làm được điều này thì tổng moment lực theo chiều kim đồng hồ lớn hơn tổng moment ngược chiều kim đồng hồ, đồng thời vẫn đảm bảo lực nâng của hai cánh quạt đối diện bằng nhau và tổng lực nâng của bốn cánh quạt cân bằng với trọng lực tác dụng lên Quadcopter.
Để làm được điều trên, ta tiến hành tăng vận tốc quay tại hai cánh quạt 1 và 3, đồng thời giảm vận tốc quay của 2 và 4 bằng những đại lượng bằng nhau. 4 do an Hình 2.5 Quadcopter quay theo chiều thuận - Thực hiện di chuyển tự do trong không gian: khi kết hợp các phương án di chuyển trên ta có thể tạo ra những di chuyển có quĩ đạo bất kỳ cho Quadcopter hay sự di chuyển tự do.3 Lý thuyết điều khiển Quadcopter Hình 2.6 Chuyển động cơ bản của Quadcopter Cặp cánh quạt phía trước (Front) và phía sau (Back) quay ngược chiều kim đồng hồ, trong khi đó cặp cánh bên phải (Right) và bên trái (Left) lại quay thuận chiều kim đồng hồ nhằm cân bằng moment xoắn được tạo ra bởi các cánh quạt trên khung. Cả 4 cánh phải sinh ra một lực đẩy bằng nhau khi Quadrocopter cất cánh và hạ cánh (Throttle up/down). Góc xoay (Roll) được điều khiển bằng cách thay đổi tốc độ giữa cánh bên phải và bên trái sao cho vẫn giữ nguyên tổng lực đẩy sinh ra bởi cặp cánh này.
Tương tự như vậy, góc nghiêng (Pitch) được điều khiển bằng thay đổi tốc độ của 2 cánh phía trước và phía sau mà vẫn giữ nguyên tổng lực đẩy. Trong khi đó, góc lệch (Yaw) được 5 do an điều khiển nhờ vào sự thay đổi tốc độ của cặp cánh phải – trái so với tốc độ của cặp cánh trước–sau mà tổng lực đẩy 4 cánh vẫn không đổi để Quadcopter giữ được độ cao.4 Cơ sở lý thuyết mô hình bay quadcopter 2.1 Nghiên cứu lý thuyết chuyển động của Quadcopter và xây dựng mô hình động lực học máy bay Nguyên lý hoạt động chính của mô hình này hoạt động dựa trên sự chuyển động của các dòng khí do cánh máy bay tạo ra di chuyển xuống dưới làm vật bay lên trên và sự điều chỉnh vận tốc từng động cơ sẽ làm thay đổi hướng bay của Quadcopter. Để mô tả các chuyển động của một khung cứng 6 bậc tự do cần 2 hệ quy chiếu.7 Chuyển hệ tọa độ từ Fi sang Fb Trong đó: Fi: hệ quy chiếu quán tính Trái Đất Fb: hệ quy chiếu khung Quadcopter Ta có thể chuyển hệ tọa độ Fi sang hệ tọa độ Fb bằng các phép biến đổi sau: - Tịnh tiến Fi dọc theo trục z0 một đoạn z, được hệ tọa hiện thời F1. - Tịnh tiến F1 dọc theo trục x1 một đoạn x, được tọa độ hiện thời F2.
- Tịnh tiến F2 dọc theo trục y2 một đoạn y, được tọa độ hiện thời F3. 6 do an - Quay F3 quanh trục x3 một góc ϕ, ta được hệ tọa độ hiện thời F4. - Quay F4 quanh trục y4 một góc θ, ta được hệ tọa độ hiện thời F5. - Quay F5 quanh trục z5 một góc ψ, ta được hệ tọa độ động gắn với vật Fb.
Ma trận của phép biến đổi từ hệ tọa độ Fi qua hệ tọa độ Fb sẽ là: 𝐶 𝐶 𝐶 𝑆 𝑆∅ − 𝑆 𝐶 𝐶 𝑆 𝑆∅ + 𝑆 𝐶 𝑅= 𝑆 𝐶 𝑆 𝑆 𝑆∅ + 𝐶 𝐶∅ 𝑆 𝑆 𝑆∅ − 𝐶 𝐶∅ (1) −𝑆 𝐶 𝑆∅ 𝐶 𝐶∅ Lực sinh ra của các rotor 𝐹 = 𝑏. 𝜔 , i= 1,2,3,4 Khi đó lực nâng cho cả khung máy bay là: 𝑇= |𝐹 | = 𝜔 (2 ) Phương trình mô tả gia tốc Quadcopter: 𝑥̈ 0 0 𝑟̈ = 𝑦̈ = 𝑔.8 Mô hình moment quay Phương trình quan hệ giữa ma trận quán tính: IR = (Ix, Iy, Iz), momen quay M và momen quay hồi chuyển 𝑀 : 𝐼.2 Mô hình tính toán khí động học Việc tính toán khí động học mô tả các tác động khi quay của cánh quạt trong không khí. Với các thông số: TMN (N) là lực đẩy của cánh quạt, hướng lên, S (m2) là diện tích của quạt, 𝜌 (kg/m3) là mật độ không khí. Ta có phương trình của lực đẩy: 𝑇 = 2𝜌𝑆𝜐 (𝑁) (7) Do lực đẩy 𝑇 =𝑊 = (trọng lực được mang bởi một cánh quạt): Vận tốc dòng khí cho mỗi cánh quạt: 𝑉 = (𝑊 )/(2𝜌 𝑆) (m/s) (8) 2.3 Tính toán thông số chế tạo Tổng khối lượng 1.2 kg , kích thước 620X620X250 mm mật độ không khí trong điều kiện nhiệt độ ở 25oC và áp suất không khí tại mặt đất khoảng 1atm: =1.049m 2 Ta tính được tổng lực nâng 8 do an ' TMT 4TMT 4WP 4 2 s SvI2 mg 1.049) Theo tính toán trên để nâng Quadrocopter khỏi mặt đất ta tính chọn như sau: Để đảm bảo Quadrocopter có thể chuyển động được thì khoảng cách giữa 2 động cơ trên cùng 1 trục phải đủ dài: l ( Dcanhquat / 2 ) (9) 2.5 Lý thuyết hệ thống IMU 2.1 Lý thuyết về hệ thống IMU IMU (Inertial Measurement Unit) là một thiết bị điện tử đo và xác định các giá trị vận tốc, phương hướng, gia tốc trọng trường của một phương tiện chuyển động, điển hình là máy bay, tên lửa hay các thiết bị bay trong không gian, các thiết bị di chuyển trên biển và các thiết bị di chuyển trên bộ.
IMU sử dụng kết hợp các loại cảm biến bao gồm: cảm biến gia tốc (acclesrometers), con quay hồi chuyển (Gyroscopes) và cả cảm biến từ trường ( magnestometer ) tùy theo yêu cầu của thiết bị. IMU thường được dùng để điều khiển quá trình chuyển động của các phương tiện có người lái hoặc robot tự hành. Đơn vị đo lường quán tính là thành phần chính của hệ thống dẫn đường quán tính INS ( Inertial Navigation System) được sử dụng hầu hết trong các kỹ thuật hàng hải, hàng không, phương tiện đường bộ cũng như trong robot tự hành. Các dữ liệu thu thập được từ các cảm biến trong hệ thống IMU cho phép máy tính có thể xác dịnh vị trí của phương tiện chuyển động bằng cách sử dụng phương pháp dẫn đường dự đoán (dead-reckoning).
INS được cấu thành bởi 2 thành phần là IMU và Navigation computer (máy tính dẫn đường). Trong đó: - Navigation computer có nhiệm vụ chuyển đổi các hệ tọa độ, tính toán gia tốc trọng trường và thực hiện các thuật toán tích phân.