Luận văn Thiết Kế Bộ Điều Khiển Mờ Chỉnh Định Tham Số PID

Trong thời gian gần đây, lĩnh vực khoa học và kỹ thuật phát triển rất mạnh mẽ, trải khắp các ngành: điện tử, viễn thông, điều khiển, công nghệ vi xử lý, máy tính..., đã cho phép thực hiệ

Trang 1

Số hóa bởi Trung tâm Học liệu – ĐHTN http://www.lrc.tnu.edu.vn

ĐẠI HỌC THÁI NGUYÊN TRƯỜNG ĐẠI HỌC KỸ THUẬT CÔNG NGHIỆP

-o0o -

NGUYỄN ĐĂNG LUYỆN

THIẾT KẾ BỘ ĐIỀU KHIỂN MỜ CHỈNH ĐỊNH THAM SỐ PID CHO MÔ HÌNH

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT

Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC: PGS.TS NGUYỄN NHƯ HIỂN

Trang 2

THÁI NGUYÊN, 2016 ĐẠI HỌC THÁI NGUYÊN TRƯỜNG ĐẠI HỌC KỸ THUẬT CÔNG NGHIỆP

Trang 3

THÁI NGUYÊN, 2016

Trang 4

HV: Nguyễn Đăng Luyện – K16 - 1 -

LỜI CAM ĐOAN

Tên tôi là: Nguyễn Đăng Luyện

Sinh ngày: 20 tháng 5 năm 1982

Học viên lớp cao học khóa K16 - Tự động hóa - Trường Đại Học Kỹ Thuật Công Nghiệp - Đại Học Thái Nguyên

Hiện đang công tác tại: Trung tâm Ứng dụng tiến bộ Khoa học và Công nghệ Xin cam đoan luận văn “Thiết kế bộ điều khiển mờ chỉnh định tham số PID cho mô hình máy bay trực thăng” do thầy giáo PGS TS Nguyễn Như Hiển hướng dẫn là công trình nghiên cứu của riêng tôi Tất cả các tài liệu tham khảo đều có nguồn gốc, xuất xứ

rõ ràng

Tôi xin cam đoan tất cả những nội dung trong luận văn đúng như nội dung trong đề cương và yêu cầu của thầy giáo hướng dẫn Nếu có vấn đề gì trong nội dung của luận văn, tôi xin hoàn toàn chịu trách nhiệm với lời cam đoan của mình

HỌC VIÊN

Nguyễn Đăng Luyện

Trang 5

LỜI CẢM ƠN

Trong thời gian thực hiện luận văn, tác giả đã nhận được sự quan tâm rất lớn của nhà trường, các khoa, phòng ban chức năng, các thầy cô giáo, gia đình và đồng nghiệp Tác giả xin bày tỏ lời cảm ơn chân thành nhất đến PGS.TS Nguyễn Như Hiển, trường Đại học Kỹ thuật Công nghiêp đã tận tình hướng dẫn trong quá trình thực hiện luận văn

Tác giả xin chân thành cảm ơn đến các thầy cô ở Khoa Điện, phòng thí nghiệm Khoa Điện - Điện tử – Trường Đại học Kỹ thuật Công nghiệp đã giúp đỡ và tạo điều kiện để tác giả hoàn thành thí nghiệm trong điều kiện tốt nhất

Mặc dù đã rất cố gắng, song do điều kiện về thời gian và kinh nghiệm nghiên cứu của bản thân còn hạn chế nên luận văn không tránh khỏi những thiếu xót Tác giả rất mong nhận được những ý kiến đóng góp từ các thầy cô giáo và các bạn đồng nghiệp

để luận văn được hoàn thiện và có ý nghĩa hơn trong thực tế

HỌC VIÊN

Nguyễn Đăng Luyện

Trang 6

MỤC LỤC LỜI CAM ĐOAN ……….…… ……… 1

LỜI CẢM ƠN ……… 2

MỤC LỤC ……… 3

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ ……… 5

DANH MỤC CÁC CHỮ VIẾT TẮT……… 6

BẢNG KÝ HIỆU CÁC THÔNG SỐ 7

MỞ ĐẦU ……… …… ………… 10

CHƯƠNG I : GIỚI THIỆU MÔ HÌNH MÁY BAY TRỰC THĂNG THÔNG QUA HỆ THỐNG TWIN ROTOS MIMO SYSTEM 1.1 Khái quát về lich sử phát triển máy bay trực thăng……… 12

1.2 Giới thiệu về hệ thông Twin Rotos Mimo System (TRMS)……… 17

1.2.1 Mô hình hệ TRMS……… 17

1.2.2 Cấu trúc cơ khí của hệ TRMS……… 20

1.3 Kết luận……… 20

CHƯƠNG II: MÔ HÌNH TOÁN HỌC CỦA TWIN ROTOS MIMO SYSTEM 2.1 Giới thiệu chung……… 22

2.2 Xây dựng mô hình toán của TRMS theo phương pháp Newton………22

2.3 Xây dựng mô hình toán của TRMS theo Euler-Lagrange (EL) ………34

2.3.1 Trục quay tự do……… 34

2.3.2 Thanh đối trọng……… ……….36

2.3.3 Trục quay…….……….……… 37

2.4 Kết luận……… 42

CHƯƠNG III: THIẾT KẾ BỘ ĐIỀU KHIỂN MỜ CHỈNH ĐỊNH THAM SỐ PID 3.1 Giới thiệu chung 43

3.2 Thiết kế bộ điều khiển PID 46

3.2.1 Thiết kế bộ điều khiển trên cơ sở hàm quá độ h(t) 46

3.2.1.1 Phương pháp Ziegler – Nichols 46

3.2.1.2 Phương pháp Chien – Hrones – Reswick 47

Trang 7

3.2.1.3 Phương pháp hằng số thời gian tổng của Kuhn 47

3.2.2 Thiết kế điều khiển ở miền tần số 48

3.2.2.1 Nguyên tắc thiết kế 48

3.2.2.1 Thiết kế điều khiển ở miền tần số 49

3.2.2.2 Nguyên tắc thiết kế 49

3.2.2.3 Phương pháp tối ưu đối xứng 51

3.2.2.4.Thiết kế bộ điều khiển PID cho mô hình TRMS 52

3.3 Thiết bộ điều khiển bằng phương pháp mờ chỉnh định tham số bộ điều khiển PID 52

3.3.1 Khái niệm về tập mờ 52

3.3.2 Sơ đồ khối của bộ điều khiển mờ 53

3.3.3 Bộ điều khiển mờ 60

3.3.3.1 Bộ điều khiển mờ động 60

3.3.3.2 Điều khiển mờ thích nghi 61

3.3.3.3 Bộ điều khiển mờ chỉnh định tham số bộ điều khiển PID 62

3.3.4 Thiết kế bộ điều khiển mờ chỉnh định tham số bộ điều khiển PID 62

3.3.4.1 Phương pháp thiết kế 62

3.3.4.2 Nhận xét 66

3.4 Kết luận chương 3 66

CHƯƠNG IV: ĐÁNH GIÁ CHẤT LƯỢNG HỆ THỐNG 4.1 Đánh giá chất lượng hệ thống bằng mô phỏng 67

4.1.1 Điều khiển hệ thống bằng PID thường 67

4.1.2 Điều khiển hệ thống bằng bộ điều khiển mờ chỉnh định tham số PID 68

4.1.3 Sơ đồ mô phỏng so sánh 2 bộ điều khiển PID và Mờ chỉnh định tham số PID 69

4.2 Kết luận chương 4 72

KẾT LU N V KIẾN NGHỊ 1 Kết luận ……… 73

2 Kiến nghị……… 73

TÀI LIỆU THAM KHẢO……….74

Trang 8

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ Hình 1.1 : Trực thăng của Treremukhin 13

Hình 1.2 : Trực thăng K24 của Iacốplép 13

Hình 1.3 : Máy bay trực thăng EC 225 14

Hình 1.4 : Máy bay lên, xuống nhờ cánh quạt chính……….…… 16

Hình 1.5 : Cánh quạt đuôi sẽ tạo ra một mô men cân bằng với momen do cánh quạt chính gây lên……… …… 17

Hình 1.6 : Hệ thống Twin rotor mimo system: Mô hình của một máy bay trực thăng nhƣng đƣợc đơn giản hóa.……… ……… … 17

Hình 1.7 : Hệ TRMS(Twin Rotor MIMO System)……… ………18

Hình 1.8a: Mặt chiếu đứng của TRMS ……… … … … 19

Hình 1.8b: Mặt chiếu bằng của TRMS ……… … 19

Hình 2.1: Các lực tác dụng vào TRMS tạo ra mômen trọng lƣợng 24

Hình 2.2: Mômen các lực trong mặt phẳng ngang ……… ………29

Hình 2.3: Sơ đồ khối biểu diễn đầu vào và đầu ra của hai cánh quạt 32

Hình 2.4: Twin roto mimo system ……….……… 35

Hình 2.5: Hình chiếu đứng của hệ thống TRMS với αh=0……… 35

Hình 2.6: Hình chiếu bằng của hệ thống TRMS…… ……… 36

Hình 2.7: Sơ đồ khối hệ thống TRMS……….……….… 41

Hình 3.1: Bộ điều khiển theo quy luật PID 43

Hình 3.2: Đồ thị quá độ 47

Hình 3.3: Sơ đồ hệ thống điều khiển……….……… 48

Hình 3.4: Hàm thuộc biến ngôn ngữ ……… 52

Hình 3.5: Sơ đồ khối của bộ điều khiển mờ.… 52

Hình 3.6: Luật hợp thành……… 53

Hình 3.7: Thực hiện phép suy diễn mờ……… 55

Hình 3.8: Thực hiện phép hợp mờ……….……… ……….56

Trang 9

Hình 3.9 Những nguyên lý giải mờ.…… ……….57

Hình 3.10 Cấu trúc một hệ logic mờ……… 58

Hình 3.11: Sơ đồ cấu trúc bộ điều khiển mờ PD 59

Hình 3.12: Sơ đồ khối hệ thống với bộ điều chỉnh mờ PI(1) 59

Hình 3.13: Sơ đồ khối hệ thống với bộ điều khiển mờ PI(2)………60

Hình 3.14: Phương pháp điều khiển thích nghi trực tiếp……… 60

Hình 3.15: Phương pháp điều khiển thích nghi gián tiếp……… 60

Hình 3.16: Phương pháp điều khiển mờ chỉnh định tham số bộ điều ……… 61

Hình 3.17: Phương pháp chỉnh định mờ tham số bộ điều khiển PID………62

Hình 3.18: Bên trong bộ điều chỉnh mờ ……… 62

Hình 3.19: Tập mờ e và e‟……….63

Hình 3.20: Tập mờ ……….63

Hình 3.21: Tập mờ Kp và KD……… 63

Hình 4.1: Cấu trúc mô phỏng với bộ PID thường cho hệ thống TRMS 66

Hình 4.2: Kết quả mô phỏng với PID thường với góc pitch 67

Hình 4.3: Kết quả mô phỏng với PID thường với góc yaw 67

Hình 4.4: Cấu trúc mô phỏng với bộ điều khiển mờ chỉnh định tham số PID 68

Hình 4.5: Kết quả mô phỏng với bộ điều khiển mờ với góc pitch 68

Hình 4.6: Kết quả mô phỏng với bộ điều khiển mờ với góc yaw 69

Hình 4.7: Cấu trúc mô phỏng so sánh 2 bộ điều khiển PID và Mờ chỉnh định 69

Hình 4.8: Kết quả mô phỏng so sánh 2 bộ điều khiển PID và Mờ chỉnh định với góc pitch 70

Hình 4.9: Kết quả mô phỏng so sánh 2 bộ điều khiển PID và Mờ chỉnh định với góc yaw 70

Trang 10

DANH MỤC CÁC CHỮ VIẾT TẮT

EL Euler-Lagrange Euler-Lagrange

AC Alternating Current Dòng điện xoay chiều

PID Proportional-Integral-Derivative Tỷ lệ - Tích phân – Vi phân

DC Direct Current Dòng điện một chiều

AD Analog to digital Bộ biến đổi tương tự -số

BẢNG KÝ HIỆU CÁC THÔNG SỐ

V v/h V điện áp trên cực động cơ chính/phụ

U v/h V điện áp điều khiển động cơ chính/phụ trong máy tính

R av/h  điện trở phần ứng của động cơ chính/phụ

L αv/h H điện cảm phần ứng của động cơ chính/phụ

i av/h A dòng điện phần ứng của động cơ chính/phụ

φ v/h Wb từ thông động cơ chính/phụ

e av/h V sức phản điện động của động cơ chính/phụ

k av/h hằng số sức phản điện động của động cơ chính/phụ

α h rad vị trí trong mặt phẳng ngang

α v rad vị trí trong mặt phẳng đứng

g m/s2 gia tốc trọng trường

Trang 11

m kg khối lƣợng

K J động năng

P J thế năng

K 1 J động năng của thanh ngang

J 1 kgm2 mô men quán tính của thanh ngang

m T1 kg tổng khối lƣợng của thanh ngang

l T1 m trọng tâm của thanh ngang

P 1 J thế năng của thanh ngang

m t kg khối lƣợng phần phụ của thanh ngang

m tr kg khối lƣợng động cơ phụ

m ts kg khối lƣợng vành bảo vệ roto phụ

m m kg khối lƣợng phần chính của thanh ngang

m mr kg khối lƣợng động cơ chính

m ms kg khối lƣợng vành bảo vệ roto chính

l t m chiều dài phần phụ của thanh ngang

l m m chiều dài phần chính của thanh ngang

r m/ts m bán kính vành bảo vệ rotor chính/phụ

r mm/t m bán kính rotor động cơ chính/phụ

K 2 J động năng của thanh đối trọng

P 2 J thế năng của thanh đối trọng

J 2 kgm2 mô men quán tính của thanh đối trọng

m b kg khối lƣợng của thanh đối trọng

m T2 kg tổng khối lƣợng của thanh đối trọng

m cb kg khối lƣợng của đối trọng

l T2 m trọng tâm của thanh đối trọng

l b m chiều dài của thanh đối trọng

Trang 12

l cb m khoảng cách từ đối trọng đến điểm quay

r cb m bán kính của đối trọng

L cb m chiều dài của đối trọng

K 3 J động năng của chốt quay

P 3 J thế năng của chốt quay

J 3 kgm2 mô men quá tính của chốt quay

J 4 kgm2 mô men quá tính phần sau của chốt quay

m h kg khối lượng của chốt quay

m h1 kg khối lượng phần sau của chốt quay

h m chiều dài của chốt quay

h 1 m chiều dài phần sau của chốt quay

K 4/5 J động năng của rotor chính/phụ

J mm kgm2 mô men quán tính của rotor động cơ

J m/tp kgm2 mô men quán tính của cánh quạt rotor chính/phụ

e i véc tơ đơn vị trong 3

ω m/t rad/s tốc độ góc động cơ chính/phụ

J m/tr kgm2 mô men quán tính của rotor chính/phụ

H m chiều cao từ mặt đế đến chốt quay

kg hệ số hiệu ứng Gyroscope

Mv Nm tổng hợp mô men trong mặt đứng(ảnh hưởng tới góc v)

Mh Nm tổng hợp mô men trong mặt bằng(ảnh hưởng tới góc h)

Mm/t Nm tổng hợp mô men tác động lên rotor chính/phụ

Trang 13

MỞ ĐẦU

1 Lý do chọn đề tài

Lĩnh vực điều khiển tự động đã được xây dựng, phát triển hơn một thế kỷ qua

và ngày càng được hoàn thiện, từ việc đưa ra những mô hình và thuật toán điều khiển kinh điển nổi tiếng như PID cho các đối tượng điều khiển tuyến tính và đơn giản đến việc nghiên cứu, xây dựng các thuật toán hoàn chỉnh hơn để điều khiển cho các mô hình điều khiển phi tuyến phức tạp hoặc có thể chưa có mô hình toán học đầy đủ và chính xác

Trong thời gian gần đây, lĩnh vực khoa học và kỹ thuật phát triển rất mạnh mẽ, trải khắp các ngành: điện tử, viễn thông, điều khiển, công nghệ vi xử lý, máy tính , đã cho phép thực hiện các mô hình điều khiển có yêu cầu tính toán phức tạp, tạo điều kiện thuận lợi để việc giải quyết các bài toán điều khiển cho các đối tượng phi tuyến nhiều ngõ vào ra (MIMO: multi input _multi out put) và cũng đặt ra những yêu cầu phải nghiên cứu hoàn thiện hơn các hệ điều khiển nhằm đáp ứng yêu cầu ngày càng cao của cuộc sống

Hiện nay, hầu hết các hệ điều khiển công nghiệp đều sử dụng bộ điều khiển PID để điều khiển quá trình, các bộ điều khiển này chưa tối ưu hoặc ít bền vững đối với sự thay đổi tham số trong quá trình vận hành Điều khiển mờ là bộ điều khiển thích hợp cho các đối tượng có tham số không chính xác Việc ứng dụng kỹ thuật mờ xây dựng

bộ điều khiển cho các quá trình có tham số thay đổi là hướng nghiên cứu còn mới mẻ

và có khả năng đáp ứng các yêu cầu chất lượng cao Chính vì vậy chúng em thực hiện

đề tài: “Thiết kế bộ điều khiển mờ chỉnh định tham số PID cho mô hình máy bay trực thăng” nhằm mục đích tiếp cận với hướng nghiên cứu mới trên

2 Mục tiêu của nghiên cứu

- Xây dựng mô hình toán, thiết kế bộ điều khiển

3 Dự kiến kết quả đạt được

- Xây dựng mô hình toán của đối tượng điều khiển

- Xây dựng cấu trúc hệ thống điều khiển cũng như thông số bộ điều khiển

- Mô phỏng hệ thống

4 Phương pháp và phương pháp luận

Trang 14

Trong phạm vi đề tài, để xây dựng thuật toán điều khiển tác giả sử dung các phương pháp sau

- Nghiên cứu lý thuyết và xây dựng mô hình toán của mô hình máy bay trực thăng, thiết kế bộ điều khiển

- Mô phỏng kết quả hệ thống bằng phần mềm Matlab Simulink

5 Cấu trúc của luận văn

Luận văn bao gồm các phần chính như sau:

Chương 1: Giới thiệu mô hình máy bay trực thăng thông qua hệ twin rotor mimo system

Chương 2: Mô hình toán học của hệ twin rotor mimo system

Chương 3: Thiết kế bộ điều khiển mờ chỉnh định tham số PID

Chương 4: Đánh giá chất lượng hệ thống

Kết luận và kiến nghị

Trang 15

Chương I GIỚI THIỆU MÔ HÌNH MÁY BAY TRỰC THĂNG THÔNG QUA HỆ

THỐNG TWIN ROTOS MIMO SYSTEM

1.1 Khái quát về lich sử phát triển máy bay trực thăng

Ý tưởng đầu tiên về tạo ra khí cụ bay có cánh để quạt không khí sinh ra lực nâng vào năm 1475 là của Lêôna Đơvanhxi Nhưng do hạn chế về khả năng kĩ thuật và sự mẫu thuẫn với các niềm tin tôn giáo, nên ý định đó đã bị mất đi, chôn vùi trong các tài liệu của kho lưu trữ Về sau bản vẽ phác và thuyết minh của khí cụ bay đó đã được phát hiện trong thư viện Mi-Lăng (công bố năm 1754)

Năm 1754, Lơmanôxốp một nhà khoa học người Nga đã lập luận khả năng tạo ra khí cụ bay nặng hơn không khí, dựng nên mô hình trực thăng có 2 cánh quạt đồng trục Vào thế kỉ XIX, một số nhà khoa học Nga đã khởi thảo dự án về khí cụ bay có cánh quay Năm 1869, kĩ sư điện Lôđưghin đã nêu ra dự án trực thăng với động cơ điện Năm 1870, nhà bác học Rưcachép đã nghiên cứu cánh quạt không khí Nhà bác học Tre-nốp khởi thảo sơ đồ trựcc thăng có các cánh quay bố trí dọc ngang và đồng trục Cuối thế kỉ XIX, các nhà bác học Menlêđêép, Giucốpski, Traplưghin đã chú ý nghiên cứu khí cụ bay dẫn tới thời kì các khí cụ bay nậng hơn không khí có cơ sở lý luận khoa học sâu sắc Năm 1891, một học trò của Giucốpski là Iurép đã nêu ra 1 dự án có lý lẽ vững vàng về trực thăng 1 cánh quay với cánh quạt đuôi cùng những thiết bị điều khiển tự động nghiêng cánh quay

Trang 16

Sau cánh mạng tháng 10, công nghiệp hàng không của Liên Xô bắt đầu phát triển, các công trình nghiên cứu về trực thăng liên tiếp được tiến hành Năm 1925, tại trường đại học thuỷ khí, một nhóm dưới sự lãnh đạo của Iurep đã nghiên cứu hoàn thiện trực thăng Kết quả là 1930 đã tạo được trực thăng Xôviết đầu tiên Kĩ sư Treremukhin, người lãnh đạo, đồng thời là người thử nghiệm trực thăng (Hình 1.1) đã lập kỉ lục thế giới về độ cao trực thăng: 605 m

Năm 1948, trực thăng Mi1 đã được thử nghiểm cho các số liệu kĩ thuật khá nên

đã được sản xuất hàng loạt Năm 1952, Mi4 cũng đã được chế tạo Cũng vào năm ấy trực thăng 2 cánh quay K24 của Iacốplép đã được thực hiện (Hình 1.2) Năm 1958, trực thăng hạng nặng Mi6 đã được hoàn thiện với kỉ lục về tốc độ và trọng tải Đến năm 1961, động cơ tuabin khí đã được lắp vào trực thăng và được thay thế hàng loại vào vị trí mà trước đây động cơ píttông đảm nhiệm Năm 1971, tại hội chợ Hàng Không và Vũ Trụ quốc tế lần thứ 29 ở Pari, trực thăng không lồ 2 cánh quay Mi12 có thể nâng được trọng tải 40 tấn đã được giới thiệu

Hình1.2 Trực thăng K24 của Iacốplép

Hình1.1 Trực thăng của Treremukhin

Trang 17

- Khả năng bay lên thẳng đứng của trực thăng, dịch chuyển về các hướng bất kì làm cho Trực Thăng trở thành khí cụ bay rất cơ động, không phụ thuộc vào sân bay cũng như mở rộng thêm giới hạn sử dụng Ngày nay, trực thăng càng được sử dụng rộng rãi, là phương tiện giao thông chính ở những nơi không thể sử dụng các phương tiện vận tải trên mặt đất, cũng như không có sân bay để đáp

Mặc dù rất lạc quan về tương lai của trực thăng, nhưng nhìn về khía cạnh lịch sử chúng ta phải thấy rằng hệ khí động lực học của trực thăng rất phức tạp, đòi hỏi nền cơ khí chế tạo cao Khác với trực thăng, lực nâng của máy bay không trực tiếp tạo ra từ cánh quạt, mà thông qua hệ thống cánh nâng và thân vỏ Do đó, có chất lượng khí động cao, lực nâng có thể lớn hơn lực đẩy cánh quạt vài lần (điều đó giải thích tại sao cùng 1 công suất động cơ, máy bay có trọng tải lớn hơn trực thăng vài lần) Nên bù lại trực thăng thường có độ kéo dài cánh rất lớn (dễ tạo dao động sóng dọc cánh, mỏi, gãy cánh), và việc chế tạo đòi hỏi sử dụng chất liệu có cơ tính đặc biệt, đòi hỏi chính xác

cao Đó là lý do giải thích việc ra đời muộn hơn 1/2 thế kỉ của trực thăng so với máy bay cánh cứng, gây trở ngại cho việc sản xuất trực thăng

Hình1.3 M y y trực thăng 22

Trang 18

Máy bay trực thăng hay máy bay lên thẳng là một loại phương tiện bay có động

cơ, hoạt động bay bằng cánh quạt, có thể cất cánh, hạ cánh thẳng đứng, có thể bay đứng trong không khí và thậm chí bay lùi Trực thăng có rất nhiều công năng cả trong đời sống thường nhật, trong kinh tế quốc dân và trong quân sự

Nếu so sánh với máy bay phản lực thì máy bay trực thăng có kết cấu, cấu tạo phức tạp hơn rất nhiều, khó điều khiển, hiệu suất khí động học thấp, tốn nhiều nhiên liệu, tốc độ và tầm bay xa kém hơn rất nhiều Nhưng bù lại những nhược điểm đó, khả năng cơ động linh hoạt, khả năng cất cánh – hạ cánh thẳng đứng không cần sân bay và tính năng bay đứng của nó làm cho loại máy bay này là không thể thay thế được Thực

tế là máy bay trực thăng có thể đến bất cứ nơi nào chỉ cần bãi đáp có kích thước lớn gấp rưỡi đường kính cánh quạt là nó đều có thể hạ cánh và cất cánh được

Vì các đặc tính kỹ thuật đặc biệt mà các máy bay cánh cố định không thể có được như thế, máy bay trực thăng ngày càng phát triển, song hành cùng các loại máy bay cánh cố định thông thường và có ứng dụng ngày càng đa dạng: trong lĩnh vực giao thông vận tải nó cùng với các loại máy bay có cánh cố định lập thành ngành Hàng không dân dụng, trực thăng có vai trò rất lớn trong vận tải hàng không đường ngắn, trong các điều kiện không có đường băng, sân bay và để chở các loại hàng hoá cồng kềnh, siêu trường, siêu trọng vượt quá kích thước khoang hàng bằng cách treo dưới thân Trong đời sống thường nhật, trực thăng được sử dụng như máy bay cứu thương, cứu nạn, cảnh sát, kiểm soát giao thông, an ninh, thể thao, báo chí và rất nhiều các ứng dụng khác Đặc biệt trong quân sự nó là một thành phần rất quan trọng của lực lượng không quân và quân đội nói chung: vừa là loại máy bay vận tải thuận tiện vừa là loại máy bay chiến đấu rất hiệu quả, nhất là trong các nhiệm vụ đổ bộ đường không, tấn công cơ động, tấn công mặt đất

Về mặt phân loại, máy bay trực thăng là khí cụ bay nặng hơn không khí, bay được nhờ lực nâng khí động học được tạo bởi cánh quạt nâng nằm ngang Cũng như đối với máy bay thông thường, lực nâng khí động học được tạo thành khi có chuyển động tương đối của cánh nâng đối với không khí, nhưng khác với máy bay thông thường là cánh nâng gắn cố định với thân máy bay, trực thăng có cánh nâng là loại cánh quạt quay ngang ( cánh quạt này còn gọi là cánh quạt nâng) và khi cần chuyển

Trang 19

hướng thì trực thăng có cánh quạt ở đuôi (cánh quạt này còn gọi là cánh quạt điều hướng) Với đặc điểm của cánh nâng như vậy, khi cánh quạt nâng quay vẫn bảo đảm được sự chuyển động tương đối của không khí đối với cánh nâng và tạo lực nâng khí động học trong khi bản thân máy bay không cần chuyển động Vì vậy, máy bay trực thăng có thể bay đứng treo một chỗ và thậm chí bay lùi

Nhiệm vụ của cánh quạt chính là tạo ra lực nâng để thắng trọng lực của máy bay

để nâng nó bay trong không khí Lực nâng được tạo ra nhờ sự tương tác với không khí Trong quá trình quay cách quạt tác dụng vào không khí một lực và ngược lại không khí tác dụng lên cánh quạt một phạn lực hướng lên trên Do đó, khi không có không khí lực nâng này sẽ không còn, hay nói cách khác, không thể dùng máy bay trực thăng

để bay ra khỏi tầng khí quyển dù công suất của động cơ có lớn đến đâu Vì ngoài trái đất là chân không

Cánh quạt đuôi hết sức quan trọng vì theo định luật bảo toàn mômen xung lượng khi cánh quạt chính quay theo chiều kim đồng hồ thì phần còn lại của máy bay sẽ có

xu hướng quay theo chiều ngược lại

Hình1.4 M y y n xuống nh c nh qu t ch nh

Trang 20

Ngoài ra nhờ việc thay đổi công suất của cánh quạt đuôi mà máy bay có thể chuyển hướng sang phải sang trái dễ dàng

1.2.1 Mô hình hệ TRMS

Hình1.5 Cánh qu t đuôi sẽ t o ra một mô men cân bằng với

momen do cánh qu t chính gây lên

Hình1.6: Hệ thống Twin rotor mimo system: Mô hình của một máy bay trực thăng nhưng được đơn giản hóa

Trang 21

TRMS là mô hình của một máy bay trực thăng nhưng được đơn giản hóa như trên hình 1.6 TRMS được gắn với một trụ tháp và một đặc điểm rất quan trọng của nó

là vị trí và vận tốc của máy bay trực thăng được điều khiển qua sự thay đổi vận tốc của rotor Ở máy bay trực thăng thực thì vận tốc roto hầu như không thay đổi và lực đẩy được thay đổi thông qua việc điều chỉnh các lá cánh rotor

Mô hình thí nghiệm TRMS được biểu diễn trên hình 1.7 Các đặc tính động học quan trọng nhất ở máy bay trực thăng được thể hiện trong mô hình này Giống như máy bay trực thăng thực, có một hệ thống liên kết chéo quan trọng giữa hai rotor Nếu chúng ta kích hoạt rotor ở vị trí dọc, máy bay trực thăng sẽ nghiêng về phía mặt phẳng ngang

Với hai đầu vào (điện áp cung cấp cho các rotor) và các đầu ra (các góc dọc và ngang, các vận tốc góc) Hệ thống TRMS là một hệ thống được thiết kế dưới dạng mô hình máy bay hai cánh quạt và được sử dụng trong phòng thí nghiệm và có rất nhiều luật điều khiển được áp dụng để điều khiển nó Do tính phức tạp của quỹ đạo phi tuyến, sự ảnh hưởng của các khớp nối giữa các cánh quạt (Hình 1.8a và 1.8b),

Hình 1.7: Hệ TRMS(Twin Rotor MIMO System)

Trang 22

Với hai đầu vào (điện áp cung cấp cho các rotor) và các đầu ra (các góc dọc và ngang, các vận tốc góc) Hệ thống TRMS là một hệ thống được thiết kế dưới dạng mô

hình máy bay hai cánh quạt và được sử dụng trong phòng thí nghiệm và có rất nhiều luật điều khiển được áp dụng để điều khiển nó

Do tính phức tạp của quỹ đạo phi tuyến, sự ảnh hưởng của các khớp nối giữa các cánh quạt (Hình 1.6), sự thay đổi của khí động lực học tác dụng lên cánh quạt do vậy vấn đề nghiên cứu bộ điều khiển cho hệ thống TRMS là một thử thách, một vấn đề mới và phức tạp cho các đề tài nghiên cứu về nó

Hình 1.8a: Mặt chiếu đứng củ TRMS

Hình 1.8b: Mặt chiếu ằng củ TRMS

Trang 23

1.2.2 Cấu trúc cơ khí của hệ TRMS

Phần cơ khí của TRMS bao gồm hai rotor với một đối trọng cùng được đặt trên một cần Toàn bộ bộ phận này được gắn với trụ tháp, cho phép ta thí nghiệm điều khiển một cách an toàn (Hình 1.7)

Phần điện (đặt dưới trụ tháp) đóng một vai trò rất quan trọng trong việc điều khiển TRMS Nó cho phép đo các tín hiệu và truyền đến máy tính PC, ứng dụng tín hiệu điều khiển thông qua card I/O Các bộ phận cơ và điện kết hợp tạo thành một hệ thống điều khiển được thiết lập hoàn chỉnh

Two Rotor MIMO System (TRMS), là bộ thiết bị được thiết kế để phục vụ cho các thí nghiệm điều khiển Theo khía cạnh chính là hoạt động của nó giống như một máy bay Từ quan điểm điều khiển thì nó là ví dụ điển hình cho hệ phi tuyến bậc cao với các sự ghép chéo đáng kể TRMS bao gồm một dầm chốt quay được đặt trên đế sao cho nó có thể quay tự do trong mặt phẳng đứng và mặt phẳng ngang Ở cả hai đầu của dầm có rotor (rotor chính và rotor phụ) được truyền động bởi động cơ một chiều Một cần đối trọng với một đối trọng gắn ở cuối được cố định với dầm ở chốt quay

Trạng thái của dầm được mô tả bởi bốn biến: góc đứng và góc bằng được đo bởi sensor vị trí được lắp ở chốt, và hai vận tốc góc tương ứng

Thêm vào đó là hai biến trạng thái là vận tốc góc của các rotor, được đo các máy phát tốc tạo thành cặp với động cơ truyền động Trong mô hình máy bay đơn giản thì sức động lực học được điều khiển bằng sự thay đổi góc tới Ở bộ thiết bị thí nghiệm được xây dựng sao cho góc tới là cố định Do vậy sức động lực học được điều khiển bởi sự thay đổi tốc độ của các rotor Bởi vậy, các đầu vào điều khiển là điện áp cấp cho động cơ một chiều Thay đổi giá trị điện áp dẫn đến tốc độ góc của cánh quạt thay đổi, sự thay đổi này dẫn đến làm thay đổi vị trí tương ứng của dầm Tuy nhiên, sự ghép chéo được quan sát giữa hoạt động của các rotor, mỗi rotor ảnh hưởng đến cả hai

vị trí góc

1.3 Kết luận

Khi nghiên cứu về Twin Rotor MIMO System (TRMS), ta nhận thấy: Đây là một

hệ phi tuyến nhiều đầu vào nhiều đầu ra có hiện tượng xen kênh rõ rệt Nó hoạt động

Trang 24

giống như máy bay trực thăng nhưng góc tác động của các rotors được xác định và các động lực học được điều khiển bởi các tốc độ của các động cơ Hiện tượng xen kênh được quan sát giữa sự hoạt động của các động cơ, mỗi động cơ đều ảnh hưởng đến cả hai vị trí góc ngang và dọc (yaw angle và pitch angle)

Ngoài ra hệ thống này luôn luôn hoạt động với bất định mô hình Tính bất định là không có thông tin, có thể không được mô tả và đo lường Tính bất định mô hình có thể bao gồm bất định tham số và các động học không mô hình Như đã giải thích trong [8], bất định tham số có thể do tải biến đổi, các khối lượng và các quán tính ít biết đến, hoặc không rõ và các thông số ma sát biến đổi chậm theo thời gian, Trong lý thuyết điều khiển, bất định mô hình được xem xét từ quan điểm của mô hình hệ thống vật lý Các động học không mô hình và bất định tham số có ảnh hưởng tiêu cực đến hiệu suất bám và thậm chí có thể dẫn đến không ổn định Nếu cấu trúc mô hình được giả định là đúng, nhưng hiểu biết chính xác về các thông số đối tượng không rõ, thì điều khiển thích nghi được áp dụng Trong điều khiển thích nghi, một hoặc nhiều tham số điều khiển và / hoặc các tham số mô hình được điều chỉnh trực tuyến bằng một thuật toán thích nghi sao cho các động học vòng lặp kín phù hợp với hoạt động của mô hình mẫu mong muốn mặc dù các thông số đối tượng không rõ hoặc biến đổi theo thời gian Do

đó, để đạt được chất lượng làm việc tốt, bất định tham số nên được kể đến, dưới điều kiện là hiệu suất vòng lặp kín ổn định được đảm bảo

Trang 25

Chương II

MÔ HÌNH TOÁN HỌC CỦA TWIN ROTOS MIMO SYSTEM

2.1 Giới thiệu chung

Để thiết kế được một bộ điều khiển cho đối tượng, thì cần thiết phải xây dựng được một mô hình toán học mô tả bản chất vật lý của đối tượng Mô hình là một hình thức mô tả khoa học và cô đọng các khía cạnh thiết yếu của một hệ thống thực, có thể

có sẵn hoặc cần phải xây dựng Mô hình không những giúp ta hiểu rõ hơn về thế giới thực, mà còn cho phép thực hiện được một số nhiệm vụ phát triển mà không cần sự có mặt của quá trình và hệ thống thiết bị thực Mô hình giúp cho việc phân tích kiểm chứng tính đúng đắn của một giải pháp thiết kế được thuận tiện và ít tốn kém, trước khi đưa giải pháp vào triển khai

Mô hình toán học là hình thức biểu diễn lại những hiểu biết của ta về quan hệ giữa tín hiệu vào u(t) và tín hiệu ra y(t) của một hệ thống nhằm phục vụ mục đích mô phỏng, phân tích và tổng hợp bộ điều khiển cho hệ thống sau này Không thể điều khiển hệ thống nào đó nếu như không biết gì về nó cả

Mô hình của đối tượng dưới dạng toán học được gọi là mô hình danh định Do vậy, có thể nói rằng, một hệ thống điều khiển danh định là được thể hiện dưới dạng các phương trình toán học Từ đây, ta nhận thức được rằng mô hình hóa đối tượng dưới dạng các phương trình toán học là công việc hết sức cần thiết trong phân tích hệ thống và thiết kế bộ điều khiển Việc mô tả toán học cho đối tượng càng sát với mô hình vật lý thì việc điều khiển nó càng đạt chất lượng cao như mong muốn Tuy nhiên, việc tính toán, thiết kế bộ điều khiển sẽ trở nên khó khăn và phức tạp hơn nhiều với các đối tượng không ổn định và có tính phi tuyến cao

2.2 Xây dựng mô hình toán của TRMS theo phương pháp Newton

Các lực tác dụng vào hệ thống TRMS là thành phần phi tuyến (dòng điện qua rotor, vị trí) Để biểu diễn hệ thống như một hàm truyền (một dạng biểu diễn động lực

Trang 26

học của hệ thống tuyến tính được sử dụng trong kỹ thuật điều khiển) nó phải được tuyến tính hóa

Ở hình 1.6, biểu diễn một hệ thống khí động lực học của mô hình máy bay, ở hai đầu của hệ thống gắn hai động cơ một chiều, hai động cơ một chiều có tác dụng điều khiển cánh quạt gắn trên trục động cơ

Mô hình toán học được xây dựng dưới một số giả định đơn giản hóa hệ thống, trước tiên người ta cho rằng động lực học của hệ thống được mô tả bởi một dãy phương trình vi phân Ngoài ra, cũng giả thiết rằng ma sát của hệ thống là trơn, nó cũng được giải định rằng các khí động lực học do hệ thống cánh quạt không khí gắn trên trục hai động cơ có thể được mô tả phù hợp với các mệnh đề về lý thuyết dòng chảy

Từ các giả thuyết trên cho ta xác định rõ vấn đề cần giải quyết Đầu tiên chúng

ta xét chuyển động của trục trong mặt phẳng đứng, tức là xung quanh trục nằm ngang Theo giả thuyết thì momen dẫn động được tạo ra bởi sự chuyển động của các cánh quạt, chuyển động quay được mô tả như nguyên tắc chuyển động của con lắc

Theo định luật 2 Newton ta có:

2 2 v

Mv: Là tổng số momen của các lực đặt theo phương thẳng đứng

Jv: Tổng momen quán tính theo phương ngang

αv: Góc lệch của trục quay nối 2 động cơ cánh quạt so với phương ngang

Mà:

4 1

v iv i



Trang 27

8 1

Trang 28

mmr Khối lƣợng của động cơ và cánh quạt chính 0,236 kg

mm Khối lƣợng của thanh tính từ trục quay đến trục động

cơ chính

0,014 kg

mtr Khối lƣợng của động cơ và cánh quạt đuôi 0,221 kg

mt Khối lƣợng của thanh tính từ trục quay đến điểm gắn

động cơ ở đuôi

0,015 kg

mb Khối lƣợng của thanh gắn với đối trọng 0,022 kg

mms Khối lƣợng của phần bao ngoài bảo vệ cho cánh quạt

Trang 29

lt Chiều dài của phần trục quay tính từ điểm quay đến

trục động cơ đuôi

0,282 m

lb Chiều dài của thanh gắn đối trọng 0,290 m

lcb Khoảng cách giữa vị trí gắn đối trọng tới điểm quay 0,276 m

Mv2: Mômen của lực đẩy do cánh quạt chính gây ra;

Trang 30

Ta có:

Jv1 = mmr.lm2 (2.15)

2 m

Trang 31

Jv5 = mtr.lt2 (2.19)

2 t

Ta có:

2 2

Mh: Tổng hợp mômen các lực tác dụng trong mặt phẳng nằm ngang

Jh: Là tổng hợp các mômen quán tính tương đối so vơi trục thẳng đứng

Mà:

2 1

Trang 32

Để xác định các mômen đặt lên trục quay tự do và làm nó xoay quanh trục thẳng đứng, đƣợc thể hiện trên hình vẽ sau:

Động cơ cánh

quạt đuôi

F h (ω h )

* Mh1 = lt.Fh(ωh).cosαv (2.27)

ωh:Vận tốc góc quay của cánh quạt đuôi

Fh(ωh): Biểu thị sự phụ thuộc của lực đẩy vào vận tốc góc quay của cánh quạt đuôi (đƣợc xác định bằng thực nghiệm)

Trang 33

Trang 34

Sv: mômen động lượng trong mặt phẳng thẳng đứng của trục nối 2 động cơ

Jtr: Mômen quán tính của động cơ gắn với cánh quạt đuôi

Phương trình mô tả chuyển động của hệ thống cánh quạt đuôi:

Sh: Mômen động lượng trong mặt phẳng nằm ngang của trục nối 2 động cơ

Jmr: Mômen quán tính của động cơ gắn với cánh quạt chính

Trang 35

Các biểu thức toán học (2.44), (2.45), (2.46), (2.48), (2.49), (2.50) là những biểu thức bổ sung theo định luật bảo toàn động lượng

Vận tốc góc là các hàm phi tuyến của điện áp đầu vào động cơ một chiều Do

đó chúng ta có 2 phương trình bổ sung sau:

Tmr: hằng số thời gian của hệ thống động cơ cánh quạt chính

Ttr: hằng số thời gian của hệ thống động cơ cánh quạt đuôi

Hình 2.3: Sơ đ khối bi u diễn đ u vào và đ u ra của 2 c nh qu t

Ta phải xác định được các hàm phi tuyến sau:

+ Hai yếu tố phi tuyến đầu vào xác định sự phụ thuộc của tốc độ quay vào điện

áp đặt vào động cơ một chiều

v P (u )v vv

Trang 36

+ Hai đặc tính phi tuyến xác định sự phụ thuộc của lực đẩy cánh quạt vào tốc

độ vòng quay động cơ một chiều

S

uXSu

Trang 37

2.3 Xây dựng mô hình toán của TRMS theo Euler-Lagrange (EL)

Việc xây dựng mô hình toán của hệ thống TRMS dựa trên phương trình Lagrange được chia làm 3 phần: đầu tiên bao gồm các trục tự do (trục nối với động cơ đuôi và động cơ chính), cánh quạt đuôi, cánh quạt chính, lá chắn bảo vệ phần cánh quạt đuôi và lá chắn bảo vệ phần cánh quạt chính; thứ hai là đối trọng gồm có đối trọng và thanh để gắn đối trọng, và cuối cùng là trục quay gắn với phần đế để hệ thống

có thể xoay quanh

2.3.1 Trục quay tự do

Giả sử tọa độa của điểm P1 là: [rx( R1), ry( R1), rz( R1)], ta có P1O1 = R1 Ngoài

ra, giả sử OO1=h, với O là gốc tọa độ Để đơn giản hóa các con số, các trục x,y được rút ra từ O2

Từ các hình vẽ 2.4, 2.5, 2.6 ta có các phương trình toán học sau:

Trang 38

Hình 2.4: Twin rotor mimo sysem

Hình 2.5: Hình chiếu đứng củ hệ thống TRMS với α h =0

Định dạng
Số trang	77
Dung lượng	2,12 MB