Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi nâng cao an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện nhiễu động gió

Trong bài báo này, các tác giả đã sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi có mô hình theo dõi theo tín hiệu quá tải đứng kết hợp với thuật toán điều khiển tốc độ bay để điều khiển máy bay không người lái (UAV) bay trong điều kiện có nhiễu động gió đứng.
Nội dung trích xuất từ tài liệu:
Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi nâng cao an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện nhiễu động gió Nghiên cứu khoa học công nghệ ỨNG DỤNG BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI NÂNG CAO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRONG ĐIỀU KIỆN NHIỄU ĐỘNG GIÓ Đặng Công Vụ1*, Lê Thanh Phong1, Nguyễn Đức Thành2, Đặng Võ Công2, Lê Mạnh Tuyến3 Tóm tắt: Trong bài báo này, các tác giả đã sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi có mô hình theo dõi theo tín hiệu quá tải đứng kết hợp với thuật toán điều khiển tốc độ bay để điều khiển máy bay không người lái (UAV) bay trong điều kiện có nhiễu động gió đứng. Kết quả khảo sát trên máy tính với mô hình UAV giả định cho thấy, việc ứng dụng bộ điều khiển thích nghi theo tín hiệu quá tải và điều khiển theo tốc độ rất có hiệu quả, giảm được đáng kể quá tải đứng và góc tấn, cho phép nâng cao được độ an toàn bay của UAV. Từ khóa: Nhiễu động gió, Máy bay không người lái, Điều khiển thích nghi. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Ngày nay, các loại UAV cỡ nhỏ được quan tâm, phát triển với số lượng lớn, được ứng dụng rất rộng rãi trong cả lĩnh vực dân sự và quân sự. Đặc điểm quan trọng của các loại UAV cỡ nhỏ là kích thước và tốc độ nhỏ, nên có tải trọng riêng trên một m2 cánh nhỏ (G/S nhỏ) và bay với góc tấn lớn. Do vậy, nhiễu động gió có ảnh hưởng rất lớn tới chuyển động của UAV. Đây là nguyên nhân có thể dẫn tới chế độ bay nguy hiểm (bay với góc tấn gần tới hạn và/hoặc hệ số quá tải gần giới hạn chịu tải của kết cấu máy bay), cũng có thể dẫn tới tai nạn khi bay ở độ cao thấp [4]. Điều này hạn chế đáng kể đến khả năng sử dụng an toàn của UAV trong điều kiện có nhiễu động gió. Do đó, trong điều kiện có nhiễu động gió, việc bảo đảm an toàn bay của UAV luôn được đặt lên hàng đầu: đảm bảo độ bền kết cấu thân cánh máy bay và không để góc tấn quá lớn. Để giảm quá tải trong trường hợp có gió tác động, có thể sử dụng phương pháp thụ động hoặc phương pháp chủ động [4]. Phương pháp thụ động là thay đổi đặc trưng khí động hoặc đặc trưng hình học của cánh: cánh có góc mũi tên thay đổi; cánh dạng kính thiên văn; cánh gấp … phương pháp này đòi hỏi máy bay kết cấu phức tạp, tốn kém đặc biệt là với các UAV cỡ nhỏ. Phương pháp chủ động sử dụng hệ thống điều khiển tự động để thay đổi lực nâng: thay đổi luật điều khiển để điều khiển cánh lái độ cao làm thay đổi lực nâng; sử dụng hệ điều khiển tự động để điều khiển trực tiếp lực nâng bằng cánh tà hoặc thiết bị điều khiển bề mặt khác. Trong công trình [2], để đảm bảo an toàn bay cho UAV khi có nhiễu động gió tác giả đã sử dụng phương pháp thay đổi luật điều khiển (điều khiển theo sai lệch của quá tải đứng). Tuy nhiên, kết quả nhận được hệ số quá tải và góc tấn còn lớn (hệ số quá tải giảm xuống 2, góc tấn giảm xuống 12 độ), độ cao UAV tăng nhiều. Trong bài báo này, để giảm quá tải đứng và góc tấn (nâng cao an toàn bay của UAV cỡ nhỏ) tác giả ứng dụng bộ điều khiển thích nghi để điều khiển UAV cỡ nhỏ theo tín hiệu quá tải đứng khi có nhiễu động gió và kết hợp với điều khiển tốc độ để duy trì tốc độ bay UAV khi độ cao thay đổi. Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 23  Cơ học & Điều khiển thiết bị bay 2. ẢNH HƯỞNG CỦA NHIỄU ĐỘNG GIÓ ĐẾN CHUYỂN ĐỘNG DỌC CỦA UAV Xuất phát từ hệ phương trình vi phân chuyển động dọc của thiết bị bay [1]:   dVk  m  dt   T cos   X a  G sin      d mVk dt  T sin   Ya  G cos   (1) J  d z   M  z  dt   z   dx0  V cos  ; dy0  V sin  ; d k k  z ;      dt dt dt Lực nâng, lực cản và mô men chúc ngóc được tính như sau: Vr2 Vr2 Vr2 Ya  C ya . .S ; X a  Cxa . .S ; M z  mz . .S .la (2) 2 2 2 Với hệ số lực nâng (Cya) và hệ số lực cản (Cxa) của UAV và hệ số mô men không thứ nguyên (mz ) phụ thuộc góc tấn: Cxa  Cx0  Cx . 2  Cx . c2 ; C ya  C y .  C y . c ; mz  mz0  mz .  mz c . c  mz z . z Khi không có gió vecto không tốc V r trùng với vecto địa tốc V k , UAV bay với góc tấn  . Khi có nhiễu động gió V r lệch so với V k một góc  w (hình 1). Trong trường hợp chung vecto gió W có hướng và cường độ tùy ý theo thời gian và trong không gian. Tuy nhiên, thành phần gió thổi thẳng đứng từ dưới lên có ảnh hưởng lớn nhất đến độ an toàn bay của UAV [4], trong phạm vi bài báo này chỉ xét gió thổi thẳng đứng từ dưới lên trong mặt phẳng đứng (  w   o ) và UAV bay bằng Hình 1. Ảnh hưởng của gió đến góc tấn. (    ). Độ lớn của không tốc V r và góc tấn của UAV được xác định theo biểu thức: W Vr  Vk2  W 2 ;    0   w , với  w  arctg (3) Vk T sin   Ya Quá tải đứng được tính theo  : n y  (4) mg 24 Đ. C. Vụ, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… trong điều kiện nhiễu động g ...