Tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh trên khoang cho máy bay không người lái

-


Bộ giáo dục và đào tạo bộ quốc phòng
Viện KHOa học v công nghệ quân sự





vũ hồng quang


tổng hợp hệ thống
điều khiển chuyển động cạnh trên khoang cho
máy bay không ngời lái

Chuyên ngành: Lý thuyết điều khiển và điều khiển tối u
Mã số: 62.52.60.05



Tóm tắt luận án tiến sĩ kỹ thuật





h nội - 2008
Công trình đợc hoàn thành tại:
Viện khoa học v công nghệ quân sự

Ngời hớng dẫn khoa học:
1. PGS. TS Tô Văn Dực
2. GS. TSKH Nguyễn Đức Cơng







Phản biện 1: PGS. TSKH Nguyễn Công Định

Phản biện 2: GS. TSKH Thân Ngọc Hoàn

Phản biện 3: PGS. TS Thái Quang Vinh


Luận án sẽ đợc bảo vệ trớc Hội đồng chấm luận án cấp nhà nớc họp tại: Viện
Khoa học và Công nghệ Quân sự, Bộ quốc phòng.
Vào hồi 8 giờ 00 ngày 19 tháng 11 năm 2008.

Có thể tìm hiểu luận án tại:
- Th viện Quốc gia,
- Th viện Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự, Bộ quốc phòng.


danh mục
Các công trình đ công bố của tác giả

1. Vũ Hồng Quang, Xây dựng thuật toán TEST hệ thống ECRAN-03M trên máy
bay Tạp chí nghiên cứu khoa học kỹ thuật và công nghệ quân sự, Trung tâm
KHKT&CNQS (Số 6 -2002), trang 44-48.
2. Vũ Hồng Quang, Tô Văn Dực, Nghiên cứu tác động qua lại giữa các kênh điều
khiển của máy bay. Tạp chí nghiên cứu khoa học kỹ thuật và công nghệ quân sự,
Trung tâm KHKT&CNQS (Số 10 -3/2005), trang17-22.
3. Vũ Hồng Quang, Khảo sát chuyển động cạnh của khí cụ bay không ngời lái.
Hội thảo toàn quốc "Cơ học và khí cụ bay có điều khiển lần thứ nhất (5/2005). Nhà
xuất bản đại học quốc gia Hà nội, trang 140-147.
4. Vũ Hồng Quang, Tô Văn Dực, Về bài toán lọc gần tuyến tính cho kênh điều
khiển góc cren thiết bị bay Hội nghị khoa học lần thứ 20 Trờng Đại học Bách
khoa Hà nội, năm 2006, trang 256-260.
5. Vũ Hồng Quang Phơng pháp xác định tham số dẫn đờng thiết bị bay khi có
nhiễu tác động Tạp chí nghiên cứu khoa học kỹ thuật và công nghệ quân sự, Trung
tâm KHKT&CNQS (Số 16-9/2006), trang 24-29.
6. Vũ Hồng Quang, Tô Văn Dực, Phạm Minh Hợi Phơng pháp tổng hợp lệnh điều
khiển tối u cho kênh cren của thiết bị bay không ngời lái Tạp chí nghiên cứu khoa
học kỹ thuật và công nghệ quân sự, Trung tâm KHKT&CNQS (Số 17-12/2006), trang
8-15.

1

Mở đầu
Tính cấp thiết của đề tài:
Cũng nh các nớc trên thế giới, đối với Việt Nam, nhu cầu sử dụng máy bay
không ngời lái (MBKNL) rất đa dạng. ở một số nơi đã bớc đầu sử dụng MBKNL có
hiệu quả. Tuy nhiên phần lớn là các loại MBKNL nhập khẩu. Hiện nay, một số đơn vị đã
tổ chức nghiên cứu chế tạo. Song các kết quả đạt đợc mới chỉ là bớc đầu, còn nhiều hạn
chế cần phải nghiên cứu giải quyết khi tổng hợp hệ thống tự động điều khiển nh:
- Cha tính đến ảnh hởng của các yếu tố ngẫu nhiên nh: nhiễu tạp tác động lên
các thiết bị của hệ thống và nhiễu động khí quyển (gió) gây ra.
- Cha có các giải pháp kỹ thuật hợp lý nhằm tăng cờng khả năng cơ động nhanh
của MBKNL khi cần đổi hớng bay, nhất là đổi hớng bay trong các tình huống phức tạp
nảy sinh trong chuyến bay khi xuất hiện các yếu tố cảnh báo đe doạ mất an toàn hoặc do
yêu cầu chiến thuật của ngời chỉ huy.
Trên thế giới, từ lâu nhiều nớc đã nghiên cứu về hệ thống tự động điều khiển KCB,
song cha có công trình nào đợc phổ biến mà chủ yếu là các tài liệu công bố kết quả
nghiên cứu. Các công trình này chủ yếu liên quan đến điều khiển KCB nói chung mà ít đề
cập đến MBKNL. ở Việt Nam, vấn đề ứng dụng các phơng pháp khoa học hiện đại vào
giải quyết các vấn đề nêu trên của một loại MBKNL cụ thể cha đợc tác giả nào công bố
kết quả nghiên cứu.
Do đó, việc nghiên cứu tổng hợp hệ thống tự động điều khiển MBKNL trong điều
kiện có các tác động của nhiễu tạp và nhiễu động khí quyển, có khả năng cơ động nhanh
trong các tính huống phức tạp là rất cấp thiết.

Đối tợng và phạm vi nghiên cứu của luận án:
Luận án sẽ đi sâu vào nghiên cứu một số lý thuyết điều khiển hiện đại và lý thuyết
lọc tối u để phục vụ tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh MBKNL bay theo
một chơng trình định sẵn theo nhiệm vụ chiến thuật đợc ng
ời chỉ huy đặt ra. Yêu cầu
đặt ra là MBKNL phải bay theo quỹ đạo đã định với sai số nhỏ nhất trong tình huống có
nhiễu, hạn chế tối đa độ dao động lắc ngang để không ảnh hởng đến chất lợng ảnh và
thay đổi đợc hớng bay nhanh nhất trong các tình huống phức tạp.
Để đánh giá chất lợng các giải pháp khoa học và hệ thống thống điều khiển
chuyển động cạnh đợc tổng hợp, luận án sẽ sử dụng mô hình toán học của máy bay
MiG-21Bis nh là một đối tợng điều khiển để kiểm chứng các kết quả nghiên cứu.
Luận án sẽ tập trung vào nghiên cứu giai đoạn điều khiển tự động bay ôtônôm.
Phơng pháp nghiên cứu
- Phân tích tổng quan các hệ thống dẫn đờng hiện đại đang sử dụng trên thế giới
và lựa chọn một hệ thống phù hợp với nhiệm vụ của luận án.

2
- Nghiên cứu vận dụng lý thuyết điều khiển hiện đại, tổng hợp hệ thống điều
khiển chuyển động cạnh trên khoang cho MBKNL.
- Đánh giá chất lợng hệ thống bằng phơng pháp mô phỏng hiện đại.
Mục tiêu và những nội dung nghiên cứu chính của luận án
Tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh trên khoang cho MBKNL để thực
hiện các nhiệm vụ chiến thuật khác nhau.
Nghiên cứu tổng hợp mạch lọc, đánh giá đợc toạ độ tức thời của MBKNL với sai số
nhỏ nhất trong tình huống có nhiễu là tạp trắng, phân bố chuẩn tác động lên đầu vào gia
tốc kế.
Nghiên cứu các giải pháp khoa học để xây dựng thuật toán điều khiển MBKNL thay
đổi hớng bay nhanh nhất theo yêu cầu của các tình huống phức tạp.
Nghiên cứu giải pháp đẩy nhanh quá trình ổn định chuyển động ngang, loại trừ sự
trợt cạnh và hạn chế lắc ngang của MBKNL trong điều kiện có gió cạnh.

Tổng hợp mạch lọc để đánh giá đợc góc cren nhằm ổn định quỹ đạo MBKNL theo
chơng trình khi có nhiễu là tạp trắng có tần số thay đổi tác động lên cảm biến góc
nghiêng và phần tử phi tuyến.
Những đóng góp mới của luận án
- ứng dụng lý thuyết lọc Kalman-Biuxi, luận án đã xây dựng phơng pháp đánh giá
toạ độ tức thời của MBKNL trong không gian với sai số nhỏ nhất khi có nhiễu tác động.
- ứng dụng lý thuyết lọc Kalman-Biuxi kết hợp với phơng pháp tuyến tính hoá thống
kê, luận án đã tổng hợp đợc mạch lọc tối u để đánh giá đợc góc cren nhằm ổn định
quỹ đạo của MBKNL khi có nhiễu tác động và phần tử phi tuyến.
- Bằng phơng pháp tính góc trợt cạnh

nhờ tín hiệu từ gia tốc kế a
z
, luận án đã
tổng hợp đợc thuật toán điều khiển theo tín hiệu góc này để làm tăng nhanh quá trình
điều khiển chuyển động ngang loại trừ sự trợt cạnh và hạn chế đáng kể biên độ và tần số
dao động của góc cren trong điều kiện có nhiễu động khí quyển (gió cạnh).
- ứng dụng nguyên lý cực đại của Pôntriaghin, luận án đã tổng hợp lệnh điều khiển
cánh lái liệng tối u theo tiêu chuẩn tác động nhanh để thay đổi nhanh hớng bay của
MBKNL theo yêu cầu nhiệm vụ.
- Trên cơ sở các giải pháp khoa học, luận án đã tổng hợp đợc hệ thống điều khiển
chuyển động cạnh trên khoang của MBKNL theo một chơng trình đã định.
Bố cục của luận án: Luận án gồm: phần mở đầu, 4 chơng và phần kết luận, thể hiện
trong 139 trang thuyết minh; 104 hình vẽ, đồ thị; 3 bảng biểu và phần phụ lục.
Chơng 1: Một số vấn đề chung về điều khiển máy bay không ngời lái.
Chơng 2: Sự ảnh hởng của các tác động điều khiển và nhiễu động khí quyển đến

3
chuyển động cạnh của máy bay không ngời lái.
Chơng 3: Tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh trên khoang của MBKNL

Chơng 4: Đánh giá chất lợng hệ thống điều khiển chuyển động cạnh máy bay không
ngời lái bằng phơng pháp mô phỏng.
Chơng I
Một số vấn đề chung về điều khiển máy bay không ngời lái
1.1 Mô hình vòng điều khiển MBKNL
1.1.1 Chế độ bay ôtônôm
Chế độ ôtônôm là chế độ bay tự động theo chơng trình. Trên các MBKNL thế hệ
đầu, vòng điều khiển ở chế độ ôtônôm đợc thực hiện theo sơ đồ nh Hình 1.1.
1.1.2 Sơ đồ vòng điều khiển ở chế độ ôtônôm của MBKNL
Với sự phát triển mạnh mẽ của công nghệ thông tin, các máy tính nhúng đã đợc
ứng dụng trong vòng điều khiển (Hình 1.2).

















1.2 Hệ thống dẫn đờng của máy bay không ngời lái
1.2.1 Một số khái niệm về các hệ toạ độ thờng dùng

Khi khảo sát chuyển động của MBKNL trong khí quyển ngời ta thờng dùng các hệ
toạ độ vuông góc sau đây: hệ toạ độ mặt đất O
0
x
0
y
0
z
0
, hệ toạ độ mặt đất di động Ox
g
y
g
z
g
,
hệ
toạ độ liên kết Oxyz, hệ toạ độ tốc độ Ox
a
y
a
z
a
và hệ toạ độ quỹ đạo Ox
k
y
k
z
k
.

1.2.2 Các góc đặc trng trong chuyển động của khí cụ bay
Trạng thái của MBKNL trong không gian đợc thể hiện qua các góc: góc hớng

,
Hình 1.1
Sơ đồ vòng điều khiển ở
chế độ ôtônôm trên các
MBKNL thế hệ đầu
Đối tợn
g
điều khiển
(MBKNL)
Đặt nhiệm vụ ba
y
và số
liệu ban đầu
Các cơ cấu
chấp hành
Khối lập lệnh
Các cảm biến
đo các tham số
chu
y
ển đ
ộ
n
g
Cảm biến
độ cao, tốc độ
Khối đặt

chơng trình
Lệnh hiệu chỉnh vô tuyến




H
ình 1.2
Sơ đồ vòng điều khiển
ở chế độ ôtônôm trên
các MBKNL hiện đại
Các cơ cấu
chấ
p
hành
Đối tợn
g
điều khiển
(
MBKNL
)
Thuật toán
điều khiển
Các cảm biến
đo các tham số
chu
y
ển đ
ộ
n

g
Đặt nhiệm vụ ba
y
và số
liệu ban đầu
Thuật toán
dẫn đờn
g

Lệnh hiệu chỉnh vô tu
y
ến
Hệ thống dẫn đờng




M
á
y
tính trên khoan
g

4
góc chúc ngóc , góc nghiêng , góc tấn

, góc trợt cạnh

, góc nghiêng quỹ đạo

và góc hớng quỹ đạo

.
1.2.3. Các phơng pháp dẫn đờng
Phơng pháp bề mặt vị trí xác định toạ độ dựa trên việc đo tham số
1

nào đó của các
trờng dẫn đờng nhờ thiết bị trên khoang.
Phơng pháp quan sát- so sánh xác định toạ độ dựa trên việc so sánh các ảnh mặt đất lu
trữ trong bộ nhớ với hình ảnh thực tế quan sát đợc nhờ các thiết bị nh camera, máy
ngắm trên khí cụ bay.
Phơng pháp tính quãng đờng - dựa trên việc xác định toạ độ bằng cách tích phân tốc độ
và gia tốc theo thời gian. Phơng pháp tính quãng đờng có thể chia thành 3 phơng pháp:
Tính quãng đờng theo không tốc V dựa trên việc đo vectơ V, sau đó tích phân hình chiếu
các thành phần của V trên các trục của hệ toạ độ nằm ngang theo thời gian. u điểm: có
khả năng làm việc độc lập và có cấu tạo, thành phần đơn giản. nhợc điểm: độ chính xác
làm việc không cao.
Tính quãng đờng dựa trên việc xác định tốc độ nhờ hiệu ứng Đôple là phơng pháp tính
quãng đờng dựa trên hiệu ứng Đốple, cho phép đo đợc địa tốc và góc dạt
tạd
. Phơng
pháp này hoàn toàn độc lập và có độ chính xác cao so với phơng pháp trên. Tuy nhiên có
nhiều hạn chế khi độ cao bay tăng và khi bay trên bề mặt nớc.
Phơng pháp tính quãng đờng quán tính dựa trên việc đo gia tốc. Sau hai lần tích phân
theo thời gian, với sự bổ xung thêm các thành phần gia tốc hấp dẫn và điều kiện đầu ta sẽ
tính đợc các thành phần của vận tốc và các toạ độ [55]. Phơng pháp này có các u điểm
nh: làm việc độc lập, có thể tính quãng đờng trong các điều kiện khác nhau, ở mọi giá
trị thay đổi của tốc độ và gia tốc. Độ chính xác phụ thuộc vào chất lợng các thiết bị
thành phần nh các gia tốc kế, con quay

1.2.4 Hệ thống dẫn đờng quán tính (HTDĐQT)
HTDĐQT đo các thành phần của véctơ gia tốc tuyệt đối, các thành phần của vận tốc
và toạ độ chuyển động của tâm khối so với bề mặt Trái đất và liên tục tính ra các tham số
dẫn đờng theo phơng pháp dẫn đờng quán tính.
1.2.4.1 HTDĐQT không platform - là hệ thống không có giá đỡ con quay ổn định.
Thành phần cấu tạo của HTDĐQT không platform bao gồm gia tốc kế và cảm biến đo vận
tốc góc đợc gắn liền trên thành khí cụ bay. Ngoài các u điểm của mình, HTDĐQT
không platform cũng có một số hạn chế nh [51]: phức tạp trong công nghệ chế tạo con
quay và gia tốc kế để có đợc giải đo rộng và độ chính xác cao
1.2.4.2 HTDĐQT có platform bao gồm các gia tốc kế đợc đặt trên giá đỡ ổn định
con quay. u điểm lớn nhất của HTDĐQT có platform là sự ổn định của chúng đối với

5
các gia tốc ngang. Sai số của hệ thống này chủ yếu sinh ra bởi độ trôi của con quay và
gia tốc kế và các yếu tố ngẫu nhiên khác.
1.3 Khái niệm chung về một số cảm biến quán tính
1.3.1 Gia tốc kế: dùng để đo gia tốc thẳng của khí cụ bay. Một cách gần đúng, gia
tốc a
cx
đợc xác định nh sau [42]:
,
cx
0
ra
a
cd
mU
U

=

trong đó
ra
U - điện áp đầu ra của gia tốc
kế,
0
U
- điện áp nuôi, m- khối lợng khối quán tính, c- độ cứng của lò xo.
1.3.2 Con quay đo tốc độ góc: Tốc độ góc của MBKNL đợc xác định nh sau
[42]:
=

kU
ra
. Trong thực tế, đặc trng của cảm biến đo tốc độ góc có thể mô tả nh
Hình 1.13 qua biểu thức sau [2]:




>

=


hghg
hg
khik
0khik
U

.
(1.16)


Tơng tự nh vậy đối với cảm biến đo góc nghiêng:



>

=


hghg
hg
khik
0khik
U

.
(1.17)
Tóm lại
: Đặc trng mô tả trên Hình 1.13 của các cảm biến trong HTDĐQT sẽ đặt ra yêu
cầu cần xử lý thông tin một cách hợp lý để đạt hiệu quả cao hơn.
1.4 Hệ thống tự động điều khiển chuyển động cạnh MBKNL
Hệ thống điều khiển tự động chuyển động cạnh của MBKNL có 2 chế độ làm việc:
điều khiển tự động góc hớng theo góc hớng quỹ đạo

khi có góc dạt tạo ra bởi gió
cạnh và điều khiển tự động độ lệch ngang

LN
z so với quỹ đạo cho trớc.

1.4.1 Điều khiển tự động góc hớng theo góc

khi có góc dạt tạo ra bởi gió cạnh.
Thông tin về góc hành trình cho trớc
HT.CT

sẽ đợc cung cấp từ máy tính dẫn đờng.
Luật điều khiển có dạng [42]:

)(K)(kk
tạdCTCTCTxxL





=




+=


(1.19)
1.4.2 Điều khiển tự động độ lệch ngang
LN

z : Máy tính dẫn đờng có nhiệm vụ thờng
xuyên cung cấp thông tin về độ lệch ngang
LN
z . Luật điều khiển có dạng:

)(
CTxxL
kk



+
=

,)zz(K
CTLN
z
CT


=


(1.21)
Thông thờng, hệ thống điều khiển tự động chuyển động cạnh theo hành trình phải
điều khiển theo cả độ lệch ngang
LN
z và độ lệch hớng, do đó luật điều khiển sẽ có dạng
sau: ;dt)zz(KzKK)zz(K)(K)t(
t

t
CTLN
p
LNzCTLNzCTCT
0

++++=

&
&
&
&
(1.23)
1.5 Kết luận chơng: Nhiệm vụ của luận án cần nghiên cứu giải quyết các vấn đề sau.
a. Để giảm các sai số của các cảm biến quán tính gây ra bởi các nhiễu nội bộ tạp
H
ình 1.13 Đặc trng của cảm biến đo tốc độ góc
U

hg .

hg
U
.


6
trắng, phân bố chuẩn cần nghiên cứu ứng dụng lý thuyết lọc Kalman-Biuxi.
b. Trong thực tế, hệ thống điều khiển luôn có một số phần tử đo phi tuyến, các phần
tử này luôn chịu tác động của nhiễu. Khi tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh,

cần phải quan tâm đến tính phi tuyến của chúng.
c. Nghiên cứu sử dụng hợp lý các cánh lái điều khiển trong chuyển động cạnh, nhất
là khi có gió cạnh và nhiễu tác động, hạn chế các mối quan hệ đan chéo giữa chúng.
d. Nghiên cứu các giải pháp hạn chế độ lắc ngang theo góc cren khi có các tác
động của gió cạnh gây ra đảm bảo thực hiện nhiệm vụ trinh sát, chụp ảnh địa hình.
e. Để đổi nhanh hớng bay, cần nghiên cứu xây dựng thuật toán điều khiển chuyển
động cạnh phù hợp cho MBKNL.
Chơng II
sự ảnh hởng của các tác động điều khiển v nhiễu động khí
quyển đến chuyển động cạnh của Máy bay không ngời lái
2.1 Đặt vấn đề
Trong chơng II sẽ nghiên cứu một số vấn đề sau:
- Xây dựng hệ phơng trình vi phân mô tả chuyển động cạnh của MBKNL.
- Nghiên cứu mối liên hệ giữa các kênh điều khiển của MBKNL.
- Nghiên cứu ảnh hởng của nhiễu khí quyển tác động lên MBKNL
2.2 Hệ phơng trình chuyển động MBKNL trên mặt phẳng nằm ngang
2.2.1 Hệ phơng trình mô tả chuyển động cạnh

Trong trờng hợp chuyển động cạnh với các sai lệch nhỏ đợc thực hiện trong các
điều kiện sau: - Chuyển động không nhiễu ban đầu của MBKNL là bay bằng thẳng
hớng: H
const 0 và
z
0.
- Các góc

,, và

đủ nhỏ. Tốc độ bay địa tốc V
k

const.
Hệ phơng trình mô tả chuyển động cạnh của MBKNL sẽ có dạng dới đây [2]:




















=

=

=
=

++++

=











++++

=

+=

xy
k
0
k
0
2
x
yyyHy
y
y
y
y
2
y
xxHxLx
x
x
x
x
aak
dt
d
dt
d
V
dt
dz

V
dt
dx
Sl
2
V
V
l
mmmm
V
l
m
dt
d
J
2
V
V
l
mmmm
V
l
m
dt
d
J
ZY
dt
d
mV

xH
y
y
HLx
sin
cos
.
.
(2.1)

7
MBKNL (

y
m
<0) nên có thể duy trì góc Nhờ đặc tính ổn định tĩnh của bản thân
0 . Để khảo sát đặc tính này ta sẽ sử dụng Matlab-Simulink mô phỏng hoạt động của 1
loại máy bay cụ thể có các tham số khí động học đã cho trong [43] ở độ cao H=1000 m,
tốc độ V=200 km/h. Kết quả khảo sát thể hiện trên biểu đồ phản ứng của MBKNL khi







2.2.2 Các tác động điều khiển lên MBKNL và mối quan hệ qua lại giữa kênh lái
liệng và kênh hớng trong chuyển động cạnh của MBKNL
Trong chuyển động cạnh, kênh điều khiển có ảnh hởng chủ yếu là kênh lái liệng
L

và cánh hớng
H

. Từ (2.1), ta thấy sự tồn tại của các thành phần liên hệ đan chéo
H
x
m

,
y
x
m

,
x
y
m

giữa các kênh này do sơ đồ MBKNL chỉ đối xứng qua một mặt phẳng. Vì
lực hớng tâm sinh ra khi lệch cánh lái liệng
L

lớn hơn rất nhiều lực hớng tâm sinh ra
khi lệch cánh lái hớng
H

(Hình 2.2), do đó để điều khiển quỹ đạo bay trong mặt phẳng
ngang nhờ cánh lái liệng sẽ có hiệu quả hơn (Hình 2.3).
Để khắc phục hiện tợng trợt cạnh sinh ra khi có gió cạnh, trên máy bay có ngời

lái, mặc dù tồn tại mối quan hệ đan chéo phức tạp giữa chúng, phi công vẫn phải sử dụng
cả hai kênh này. Còn đối với MBKNL, cần nghiên cứu mối quan hệ này để lựa chọn.


2.3 Khí quyển và nhiễu động khí quyển
Trong trờng hợp tổng quát, véctơ tốc độ gió W là một hàm rất phức tạp [2] theo
không gian và thời gian: W=W(x
0
, y
0
, z
0
, t)
Đánh giá ảnh hởng của gió đến chuyển động cạnh của MBKNL khi không có tác
động điều khiển quỹ đạo trong mặt phẳng ngang:
Giả thiết rằng MBKNL ổn định, bằng đều, không nghiêng, không trợt cạnh. ở giai
đoạn khi MBKNL cha bay vào vùng có gió cạnh, véc tơ tốc độ V bằng và trùng với véc
tơ tốc độ hành trình V
k
và trùng với trục dọc MBKNL. Tại thời điểm bắt đầu vào vùng có
Hình 2.2 Sự
xuất hiện góc
cren (nghiêng)
khi lệch cánh
lái liệng và
cánh lái hớng
Hình 2.3. Sự
xuất hiện góc
hớng khi
lệch cánh lái

liệng và cánh
lái hớng
120
Thời gian, giây
0
2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
-20
0
20
40
60
80
100
Góc Gama (cren)
Tốc độ góc
x
Tốc độ góc
y

Góc
Hình 2.1
Phản ứng của MBKNL khi có sự thay đổi của
cánh lái hớng theo hàm bậc thang.
Góc cren, độ
Góc , độ

x
, độ/giây

y

, độ/giây
cánh lái hớng
h

biến đổi theo
hàm bậc thang (Hình 2.1).


8
gió cạnh, véc tơ V
k
vẫn không thay đổi hớng ban đầu, véc tơ V bị lệch so với V
k

một góc bằng góc dạt
td ạ

.Trong thời gian MBKNL bay vào vùng có gió cạnh, khi này trục
dọc MBKNL đã trùng với hớng véctơ V, nhng véctơ V
k
vẫn giữ nguyên hớng ban đầu.
Nh vậy góc
đã bị loại trừ, nhng trục dọc MBKNL lệch khỏi hớng ban đầu một góc
hớng
td ạ
= . Khi MBKNL đã ổn định trong vùng có gió cạnh không đổi, véc tơ V
k
bị
đổi hớng, nghĩa là ở chế độ xác lập trong mặt phẳng nằm ngang, quỹ đạo bay bị lệch đi
một góc lệch quỹ đạo

td ạ

= . Véc tơ V trở lại hớng ban đầu:

.,
ạ tdxlxlxlxl
0

=

=

=

=

(2.10)
Nh vậy, sau khi kết thúc quá trình quá độ, nhờ bản chất tự ổn định của mình, MBKNL
có khả năng tự phục hồi lại vị trí góc ban đầu, nhng bị thay đổi quỹ đạo chuyển động
cạnh với góc lệch quỹ đạo
td ạ

= (Hình 2.5). Đối với MBKNL, góc dạt
td ạ

có thể hạn
chế và loại trừ nhờ tham số độ lệch ngang
LN
z . Còn đối với góc

, vì không có tác động















ảnh hởng lớn đến chất lợng hình ảnh. Do vậy, tác động của phi công cần phải đợc thay
bằng một vòng điều khiển để đảm bảo góc trợt cạnh

nhanh chóng bị triệt tiêu. Để đạt
đợc điều đó cần phải xác định đợc giá trị của

. Có 2 phơng pháp có thể xác định
đợc góc trợt cạnh

:
- Từ công thức = , suy ra:

=

,

=
cosV
a
bk
z
&
(2.11)
- Dựa trên mối quan hệ tỷ lệ thuận giữa góc

và lực cạnh:
=


==


.
.
z
2
z
z
k
m
S
2

V
C
m
Z
a (2.12)
Hình 2.8
Sự ảnh hởng của gió cạnh đến góc
trợt cạnh

(1), góc cren

(2) và độ lệch ngang
LN
z (3)
Hình 2.5 Sơ đồ tổng quát MBKNL
bay vào vùng có gió cạnh không đổi
t <t
0
t
0
t >t
0
t -> t
V
k
X
-W
z
0
0

XV
k
VV =
=
tdạ
td ạ
=
W
0
=

=

10
Thời gian, giây
0
5 10 15 20 25 30
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
Gama, độ
Beta, độ
Z, mét

1
2
3
Đối với nhiệm vụ trinh sát chụp ảnh của MBKNL,
độ dao động lắc ngang do góc cren gây ra sẽ làm
điều khiển của phi công nên
nếu chỉ dựa vào mômen ổn
định hành trình của bản thân
MBKNL thì sự thay đổi của góc
sẽ dẫn đến sự thay đổi rất
nhanh của góc cren

do mối
liên hệ đan chéo, vì vậy sẽ rất
khó điều khiểnđể giữ đợc quỹ
đạo bay ban đầu (Hình 2.8).

9
Vì vậy, nếu trên MBKNL có gia tốc
kế a
z
, ta có thể gián tiếp đo đợc góc

.
2.4 Kết luận chơng
a. Qua các phân tích và khảo sát trên đây, có thể kết luận rằng:
- Trong chế độ bay ôtônôm, chỉ nên sử dụng kênh cánh liệng
L
để điều khiển
chuyển động cạnh của MBKNL do hiệu quả điều khiển của nó hơn hẳn kênh cánh lái

hớng
H

và do vậy cũng hạn chế các mối quan hệ đan chéo phức tạp giữa chúng.
- Thành phần tỷ lệ với tốc độ góc cren, góc hớng trong luật điều khiển cánh lái
liệng
L
có tác dụng làm tăng độ ổn định chuyển động cạnh của MBKNL.
b. Khi có gió cạnh, để loại trừ trợt cạnh và độ dao động lắc ngang, luận án đã chứng
minh đợc sự cần thiết phải xây dựng luật điều khiển cánh lái liệng với sự tham gia của
góc trợt cạnh

. Luận án đã đề xuất phơng pháp tính góc trợt cạnh

nhờ gia tốc kế
a
z
mà không cần lắp thêm thiết bị khác.
Chơng III
tổng hợp hệ thống tự động điều khiển
chuyển động cạnh cho máy bay không ngời lái
Chức năng của hệ thống điều khiển chuyển động cạnh trên MBKNL là:
- ổn định hớng bay sau khi đã đổi hớng với sai số nhỏ nhất trong điều kiện có nhiễu.
- Thay đổi hớng bay trong thời gian nhanh nhất theo nhiệm vụ của ngời chỉ huy và
trong các tình huống phức tạp.
3.1 Tiêu chuẩn tối u

Tiêu chuẩn thứ nhất: Tiêu chuẩn cực tiểu sai số bình phơng trung bình.
Ký hiệu vectơ tín hiệu thực quan sát đợc là
)(

.
tZ
BK
, tín hiệu này chứa vectơ tín hiệu
hữu ích
)(
.
tY
BK
và tạp )(
.
tX
BK
, )(
.
tW
BK
là vectơ tín hiệu cần tìm ở đầu ra, )t(W
*
B.K
kết quả của
phép biến đổi hàm ngẫu nhiên đầu vào
)(
.
tZ
BK
. Sai số hệ thống là một hàm ngẫu nhiên phụ
thuộc vào thời gian:
),()()(

tWtWtE
BKBK

=

(3.1)
ở đây E(t) là sai số. Để đánh giá độ chính xác của hệ thống tối u, ngời ta đa ra khái
niệm kỳ vọng toán học của bình phơng sai số:
)]()([)( tEtEMt
T
=

, (3.2)
trong đó: - kỳ vọng toán học của bình phơng sai số hệ thống, E(t)- ma trận sai số tơng
quan,
)(tE
T
- ma trận chuyển vị. Giá trị căn bậc hai dơng của (3.2) chính là sai số trung
bình bình phơng của hệ thống. Một hệ thống có sai số trung bình bình phơng nhỏ nhất
chính là hệ thống tối u. Theo [48], ta có phơng trình véc tơ biểu diễn điều kiện cực
tiểu sai số trung bình bình phơng của hệ tối u:
,]))())(()([(

0tBZtWtAZM
T
BKBKBK
=

(3.3)
trong đó A thuật toán lọc tối u, B là thuật toán lọc không tối u. Phơng trình (3.3) xác

định thuật toán tối u đối với mỗi thời điểm t để hệ có sai số bình phơng trung bình

10
nhỏ nhất.
Tiêu chuẩn thứ hai: Tiêu chuẩn tác động nhanh khi điều khiển đối tợng (MBKNL)
chuyển từ trạng thái này sang trạng thái khác. Tiêu chuẩn này đợc phát biểu nh sau: giả
sử trạng thái ban đầu của MBKNL là
0
y , 0y
=
&
. Cần tìm đợc điều khiển U tối u sao cho
trong thời gian ngắn nhất MBKNL chuyển từ trạng thái
10
yy
và
0y
1
=
&
. Khi đó hàm
mục tiêu
01
1
t
0
t
ttGdttQ ==

)(

, nghĩa là hàm
1tyyG
=
],,[
&
.

Dới đây ta sẽ vận dụng 2 tiêu chuẩn này nhằm xây dựng hệ xử lý tín hiệu và
algorithm điều khiển để tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh cho MBKNL.

3.2 Cơ sở khoa học của phơng pháp đánh giá trạng thái MBKNL
3.2.1 Đặt vấn đề
Bài toán lọc chính là tìm ra đánh giá xác suất lớn nhất về tín hiệu hữu ích khi có
nhiễu. Phơng pháp đang đợc sử dụng rộng rãi trong kỹ thuật là lọc Kalman-Biuxi.

3.2.2 Mạch lọc Kalman Biuxi
Lọc tối u Kalman-Biuxi đợc xác định bởi hệ phơng trình vi phân tuyến tính:








=
=++=
=+=

).()()()(
)(,
)(

)],(

)()()[()(

)()(


tQtCtRtB
tRGRQRCRAARR
0tYtYtCtZtBtYtAtY
1T
yo0
1TT
0BKBKBKBKBK
&
&
(3.15, 3.18, 3.19)
Mạch lọc tối u đợc biểu diễn dới dạng sơ đồ cấu trúc (Hình 3.1).






3.3 Phơng pháp xác định toạ độ tức thời của MBKNL khi có nhiễu
Trong trờng hợp tín hiệu đầu vào hệ thống là )(ta

N
, nhiễu tác động lên thiết bị ổn
định giá đỡ là V(t) và nhiễu bên ngoài tác động trực tiếp lên đối tợng là N(t). Khi ấy,
trạng thái của hệ thống đợc mô tả bởi các véctơ sau:



+=
++=
,
,
ĐĐ
ĐĐ
NCXZ
EVDaAXX
TT
NTT
&
(3.25)
ở đây, x
1
- toạ độ của MBKNL, x
2
- tốc độ của MBKNL biểu diễn bởi ma trận sau:

[
]
,,
Đ
T

21T
xxX
=
(3.26)
ĐT
Z - tín hiệu đầu ra quan sát đợc của MBKNL,
N
a - tín hiệu của gia tốc kế trộn lẫn với
nhiễu. Nhiễu V và N là các quá trình ngẫu nhiên dừng có phân bố Gausse với giá trị trung
bình bằng 0, ta có đợc tán xạ D
V
và D
N
. Các ma trận hệ số của phơng trình (3.25) đợc
biểu
diễn dới dạng:
[]
10C;
1
0
E;
1
0
D;
00
01
A =

=






=






= (3.27)
Hình 3.1
Mạch lọc Kalman Biuxi tối u đa chiều
B
p
1

A
C
_
+
Z
K.B

BK
Y
.


11
Với (3.27) có thể biểu diễn phơng trình (3.25) dới dạng vô hớng sau:





+=
+=
=
NxZ
Vax
xx
1T
N2
21
Đ
&
&
(3.28)
Ta có phơng trình Ricatti:
.EEDCR
D
1
RCRAARR

T
V
N
TT
+








+=
&
(3.30)
Phơng trình bộ lọc tối u:
]X

CZ[BDaX

AX

ĐTĐTNĐTĐT
++=
&
(3.35)
Đặt:
2
1

N
2
1
V
2
4
1
N
4
1
V
1
D
D
K,
D
D
2K ==
là các thành phần của B, có thể biểu diễn phơng trình (3.35)
nh sau:
(
)
()
.x

ZKax

,x

ZKx

x

1ĐT2N2
1ĐT121
+=
+=
&
&
(3.36)
Giải phơng trình Ricatti trong MatLab ta có các đồ thị biểu diễn sự thay đổi theo
thời gian của các phần tử ma trận R khi các tán xạ
N
D và
V
D của nhiễu khác nhau:











Từ các biểu đồ trên đây, ta thấy rằng: Sau quá trình quá độ, các giá trị của R
11
, R

12
,
R
22
sẽ đạt đến giá trị bão hoà bằng với giá trị khi hệ thống là dừng.











Hình 3.10 Khi không nhiễu Hình 3.11 Khi
1
V
a
= 1
N
a
=
Hình 3.12 Khi
3
V
a
= 3
N

a
=










Hình 3.13 Khi 2
V
a
=
2
N
a
=
Hình 3.14 Khi 2
V
a
=
1
N
a
=
Hình 3.15 Khi 1
V

a
=
2
N
a
=

Sơ đồ cấu trúc bộ lọc tối u đợc thể hiện
trên Hình 3.8.

Hình 3.8.
M
ô tả sơ đồ cấu trúc của mạch lọc tối u
0.5
1 2 3 4
5
6 7
8
9 10
0
1
1.5
R22 R11
R12
Thời gian, giây
Thời gian, giây
1 2
3
4
5 6 7

8
9 10
0
5
10
15
R22 R12
R11
8
1
2
3 4 5 6 7
8
9 10
0
1
2
3
4
5
6
7
Thời gian, giây
R22
R12
R11
Hình 3.2. Khi Dn=1, Dv=1 Hình 3.3 Khi Dn=10, Dv=10 Hình 3.4 Khi Dn=1, Dv=10
100
120
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

0
20
40
60
80
Toạ độ
T
ố
c độ
Thời gian, giây
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Toạ độ
Tốc độ
Thời gian, giây
100
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0
10
20
30
40

50
60
70
80
90
Thời gian, giây
T
ốc độ
T
oạ độ
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
Toạ độ
Tốc độ
Thời gian, giây
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0
10
20
30
40

5
6
7
8
9
T
o
ạ
đ
ộ
T
ốc độ
Thời gian, giây
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0
10
20
30
40
50
60
70
80
Thời gian, giây
T
oạ độ
T
ốc độ
Kết quả khảo sát trên các hình 3.10-3.15:
N

a
V
p
1

p
1

p
1

2
K
1
K
p
1

N
1
X

12
XX
&
=
1
X
2
X

&
2
X


Mạch lọc tối u

12
Kết quả trên cho thấy:
- Khi tỷ số tín trên tạp bằng hoặc lớn hơn 2 lần tín hiệu đầu ra sẽ cho giá trị gần với
giá trị thực (Hình 3.12 và 3.13).
- Khi tỷ số tín trên tạp lớn hơn hoặc bằng 2 thì các hệ số khuếch đại K
1
và K
2
ít
ảnh hởng đến kết quả đo toạ độ và tốc độ của MBKNL (Hình 3.12 và 3.13).

- Nhiễu bên ngoài tác động lên gia tốc kế có ảnh hởng lớn hơn đến kết quả
đo so với nhiễu tác động N(t) trực tiếp lên đối tợng (Hình 3.14 và 3.15).

3.4 Phơng pháp ổn định góc cren khi hệ thống có phần tử phi tuyến trong điều
kiện có nhiễu
3.4.1 Đặt vấn đề
: Đặc trng của hệ thống ổn định kênh cren trong MBKNL là phi
tuyến, ở đầu vào của nó có nhiễu tạp. Để sử lý tín hiệu khi có nhiễu đầu vào là tạp trắng,
phân bố Gauss, ta sẽ ứng dụng phơng pháp tuyến tính hoá thống kê và sau đó sử dụng
mạch lọc Kalman-Biuxi. Phơng trình trạng thái hệ thống ổn định kênh cren )
t
(

có dạng
nh sau[36]:
(
)
Vkukp1Tp
v
+



=

+
)(
(3.39)
với điều kiện ban đầu ngẫu nhiên có phân bố Gausse:
00
t

=

)( ,
00
t

=

&&
)( , trong đó:

dt
d
p =
,
)u(



- là đặc trng của khâu đo sai số điều khiển, đó là khâu phi tuyến có dạng nh
trên Hình 3.16, V(t)- tạp trắng hớng tâm có cờng độ G.



Tín hiệu đầu ra )
t
(

đo đợc trong khoảng (t
0
, t) với sai số dới dạng tạp trắng
hớng tâm N(t) với cờng độ là Q:
NZ
+

=

(3.40), với

Z - là véctơ tín hiệu đo đợc.

Vấn đề đặt ra là phải tuyến tính hoá phơng trình (3.39), sau đó xây dựng mạch lọc
để có đợc đánh giá các giá trị của véctơ )
t
(

tại thời điểm t.
3.4.2 Tổng hợp mạch lọc tối u
Sau khi tuyến tính hoá, phơng trình mạch lọc tối u cho hệ tuyến tính tổng quát có dạng:
,)

(

0
YCZBYAY

++=

&
,)(

0
y0
mtY

=


1
y

1011
y
0
mkmu

=





),(

0
y0
1TT
tRGRQRCRAARR =++=

)(,
&
(3.45)
Theo công thức
1T
QRCB

=
ta xác định đợc hệ phơng trình mạch lọc tối u của hệ:

=+=
+=



)()(),

(

),

(

0y0
211
12
21
1
2
11
11
21
tmtYYZR
Q
1

Y
T
1
Y
T
kk
Y
YZR
Q
1
YY
2
&
&
(3.46)
Các hệ số
1211
R,R đợc xác định từ hệ phơng trình (3.47) dới đây. Từ đây ta có sơ
đồ cấu trúc của mạch lọc tối u gần tuyến tính (Hình 3.17).

y
x
0
d
-d
Hình 3.16 Hàm phi tuyến

13

=+=
=+=
==
)()(,
)()(,
)()(,
022022
2
122212
1
22
01201212111211
1
2212
011011
2
111211
ttRR
Q
1
R
T

2
R
T
kk2
GR
ttRRR
Q
1
R
T
1
R
T
kk
RR
ttRR
Q
1
R2R
&
&
&
(3.47)

Kết quả khảo sát phơng trình mạch lọc (3.46) với các trờng hợp khác nhau:
- Xét ảnh hởng của tỷ số giữa tín hiệu có ích và nhiễu tạp lên mạch lọc:














- Xét ảnh hởng của cờng độ nhiễu tạp G và Q
đến tín hiệu đánh giá
1
Y


:




- Xét ảnh hởng của các hệ số k và k

1
đến chất
lợng bộ lọc.







Nhận xét: Khi áp dụng mạch lọc Kalman - Biuxi có kết hợp với phơng pháp tuyến tính
hoá thống kê vào vòng ổn định kênh cren có phần tử phi tuyến đã đạt đợc kết quả sau:
Nhiễu tác động lên MBKNL ít ảnh hởng hơn đến độ ổn định kênh cren so với
nhiễu của thiết bị đo (Hình 3.23).
Khi tỷ số tín hiệu có ích trên tạp đầu vào lớn hơn hoặc bằng 2 thì bộ lọc đáp ứng
tốt chất lợng tín hiệu đầu ra (Hình 3.20 và 3.21).
2
Y


1
Y


Q
R
11

P
1

T
kk
1
Q
R
12
T
1
P
1
1
Z

H
ình 3.23
Đồ thị tín hiệu đánh giá
1
Y


khi các cờng độ tạp
trắng Q và G khác nhau
H
ình 3.24.
Đồ thị tín hiệu đánh giá

1
Y

khi tích các hệ số (k*k
1
) khác nhau.
Hình 3.17.
Sơ đồ cấu trúc của mạch lọc tối
u gần tuyến tính
0 1
2
3 4 5
6
0.5
1
2
3
4
Khi cờng
độ
nhiễu là
Q
Khi cờng
độ
nhiễu
bằng
10*Q
Khi cờng
độ
nhiễu là
G
Khi cờng
độ

nhiễu
bằng
10*G
Thời gian, giây
Thời gian, giây
0 1 2 3 4 5 6
1
1.5
2
2.5
3
3.5
Khi k*k1=0.015 Khi k*k1=0.075
1
Y


1
Y


Hình 3.21.
Đồ thị tín hiệu đánh giá
1
Y



khi
50

N
Y
1
.=

và khi 3
N
Y
1
=

.
Hình 3.20.
Đồ thị sai số
)

(
11
YY

= khi
50
N
Y
1
.=

, 2
N
Y

1
=

và
3
N
Y
1
=

.

Khi
N
Y
1
= 0.5
0 1 2 3 4 5 6
Thời gian, giây
Khi
N
Y
1
= 2
Khi

N
Y
1
= 3

2
1.5
1
0.5
0
-0.5
1
Y



5
0 1 2 3 4 5 6
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4
4.5
Thời gian, giây
Khi
N
Y
1
=0.5
Khi
N
Y

1
= 3

14
Việc chọn lựa hệ số khuyếch đại k và hệ số khuếch đại phi tuyến thống kê k
1

với thời gian T xác định sẽ đóng vai trò quan trọng, tạo cho giá trị tín hiệu đầu ra
1
Y


gần
với giá trị tín hiệu thực
1
Y


(Hình 3.24).
3.5 Phơng pháp tổng hợp tín hiệu điều khiển tối u kênh cren
3.5.1 Đặt vấn đề
Kênh cren của MBKNL đợc biểu diễn bởi phơng trình:
L
2
2
1
k
dt
d
dt

d
T =

+

(3.49)
ở đây T
1
- hằng số thời gian của kênh lái liệng, k- hệ số khuếch đại.
Dựa vào tiêu chuẩn tác động nhanh đợc trình bày ở mục 3.1, cần tìm thuật toán
điều khiển U (góc lệch
L

) để sao cho với góc cren ban đầu
0
0
=

và
0
0
=

&
sau thời
gian

ngắn nhất dới tác động của cánh lái
L

, góc cren của MBKNL đạt đợc giá trị


CTo
=
, 0=
&
. Góc lệch
L

bị giới hạn bởi biểu thức sau:
0
LL
25




max
.
3.5.2 Phơng pháp giải bài toán điều khiển tối u kênh cren
Từ bài toán trên ta đặt
=
y
, phơng trình (3.49) sẽ có dạng:
L
2
2
1
k

dt
dy
dt
yd
T =+ (3.50)



Lập hàm Haminton:
2
2
F2L
1
1
F
yyk
T
1
H += )( (3.55)
Để cho hàm Haminton có giá trị cực đại nh đã yêu cầu, theo nguyên lý cực đại cần phải
có
max
LL
=
. Từ đây ta suy ra rằng điều khiển tối u
)t(
L

là một hàm không đổi từng
đoạn một, hàm này nhận giá trị

max
L


và có không quá 2 khoảng là hằng số vì với mọi
giá trị C
0
và C
2
hàm
1F
có không quá một lần đổi dấu trong khoảng .
Theo phân tích trên, ta có thể viết:
max
LL
.)t(


=

, trong đó 1=

(3.59)
*
Xây dựng tín hiệu điều khiển tối u theo 2 khoảng:

Từ Hình 3.26 ta thấy rằng thời gian quá trình quá độ để
0
CT
30== và 0=

&
là 3.5 giây.
*
Để so sánh ta xét khi tín hiệu điều khiển là 1 khoảng:










H

ình 3.
2
8
Tín hiệu điều
khiển u(t) với
1 khoảng
42.= giây
H
ình 3.
2
9. Sự
thay đổi của
góc cren(1)

và tốc độ góc
cren(2)

Hình 3.25
Tín hiệu điều
khiển u(t) theo 2
khoảng với
t
1
=2.94 và
t
2
=3.48
Hình 3.26
Sự thay đổi
của góc và tốc

độ góc cren

(2) cren (1)
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
10
0
5
1
1
2
2
3
3
4
Thời
g
ian,
g
iâ
y

1
2
0
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
-30
-20
-10
10

20
30
40
Thời
g
ian,
g
iâ
y
-40
0
Từ Hình 3.28 ta thấy rằng với 4.2
=
giây, thời gian quá trình quá độ để
0
CT
30==
0
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
-30
-20
-10
0

10
20
30
Thời gian, giây
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0

5
10
15
20
25
30
35
40
Thời gian, giây
1
2

15
và 0=

&
(Hình 3.29) là 6.2 giây.
Nhận xét:
với hàm điều khiển tối u cánh lái liệng )t(
L

theo tiêu chuẩn tác động nhanh 2
khoảng đã cho phép giảm đáng kể thời gian quá trình quá độ để góc cren đạt đợc giá
trị
CT

=

, 0=
&

so với hàm điều khiển 1 khoảng.
* Khi tín hiệu điều khiển là 2 khoảng và tốc độ góc cren có giới hạn.

Trong trờng hợp tốc độ góc bị hạn chế, để hệ thống chuyển trạng thái nhanh nhất,
tín hiệu điều khiển tối u tác động nhanh theo 2 khoảng sẽ bao gồm 3 đoạn:
- Đoạn 1:
maxLL
+ để tốc độ góc đạt đợc giá trị tối đa
max

=

&&
.
- Đoạn 2: giữ
max

=

&&
để cho
CT



nhanh nhất.
- Đoạn 3:
maxLL
, giai đoạn "phanh" để giữ
CT

=

.
Kết quả khảo sát thể hiện trên các Hình 3.30 và 3.31 dới đây.






Nh vậy, trong trờng hợp tốc độ góc cren bị hạn chế, thời gian quá trình quá độ sẽ
là 5.9 giây (Hình 3.31), lớn hơn thời gian quá trình quá độ ở trờng hợp khi không bị hạn
chế là 3.5 giây (Hình 3.26).
Tóm lại, với việc tổng hợp đợc tín hiệu điều khiển tối u theo tác động nhanh trong điều
kiện góc lệch
L
và tốc độ góc cren của MBKNL bị hạn chế đã đạt kết quả sau:
-
Với tín hiệu điều khiển tối u tác động nhanh theo 2 khoảng sẽ có quá trình quá
độ nhanh hơn so với điều khiển theo 1 khoảng.
-
- Khi MBKNL có tốc độ góc cren hạn chế thì thời gian của quá trình quá độ sẽ bị
kéo dài hơn.
-
Bằng phơng pháp trên đây với các điều kiện ban đầu khác nhau, hoàn toàn có thể
xác định đợc độ rộng và hình dáng của tín hiệu điều khiển để từ đó xây dựng thuật toán
điều khiển tối u tác động nhanh.
3.6 Phối hợp các phơng pháp để tổng hợp hệ thống điều khiển tự động chuyển
động cạnh MBKNL

Xét quá trình điều khiển MBKNL theo quỹ đạo có 3 điểm đặt trớc (Hình 3.36).
Quá trình điều khiển sẽ bao gồm 3 giai đoạn:
Giai đoạn 1
: Tại thời điểm T
0
, MBKNL bay bằng thẳng hớng theo hành trình (Đ
0
-
Đ
1
) theo hớng
1
(Hình 3.42), kênh điều khiển góc cren sẽ làm việc ở chế độ ổn định
góc
0
CT




và giảm lắc với luật điều khiển sau:

),(
CTxxL
kk



+

=


LN
z
CTLN
z
CT
zKzzK
&
&
.).(

+

=


Hình 3.30
Tín hiệu điều
khiển u(t) theo
2 khoảng với
t
1
=2.011, t
2
=0.734
và t
3
=1.22

Hình 3.31
Sự thay đổi của góc

cren (1), tốc độ góc
cren (2) khi
10=
max
&
độ/giây
Thời
g
ian,
g
iâ
y
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
-5
0
5
10
15
20
25
30
35
1
2
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
-30
-20

-10
0
10
20
30

Thời
g
ian,
g
iâ
y

16
Giai đoạn 2: Dựa trên HTDĐQT, máy tính trên khoang sẽ liên tục tính đợc các
toạ độ tức thời của MBKNL. Căn cứ vào toạ độ của điểm vòng Đ
1
, khoảng cách bắt đầu
vòng

vòng
D đợc nạp sẵn trong chơng trình trớc chuyến bay hoặc lệnh đổi hớng nhanh
do các tình huống cảnh báo phức tạp nảy sinh, máy tính sẽ xác định đợc thời điểm bắt
đầu vòng T
1
để điều khiển MBKNL đổi hớng chuyển sang quỹ đạo (Đ
1
- Đ
2
) theo hớng

2

. Căn cứ vào góc
max

và ứng dụng nguyên lý cực đại Pôntriaghin, máy tính trên
khoang sẽ tính đợc biên độ và khoảng thời gian =(t
1
+t
2
+t
3
) của tín hiệu điều khiển
cánh lái liệng
L
(Hình 3.37) theo tiêu chuẩn tác động nhanh ở mục 3.5 để MBKNL đạt
đợc góc nghiêng cren
max

trong khoảng thời gian nhanh nhất. Do đó từ thời điểm T
1

cánh lái liệng
L

sẽ đợc điều khiển theo tín hiệu đợc tổng hợp trên và sau khoảng thời
gian (tại thời điểm
'
1
T

) MBKNL đã đạt đợc góc
max

. Từ thời điểm
'
1
T
đến
'
2
T
kênh
điều khiển góc cren sẽ chuyển về chế độ ổn định góc
maxCT

=

: )(
CTxxL
kk



+=


và
từ lúc này MBKNL sẽ đổi hớng
2

với tốc độ
max

&
(Hình 3.37).











Nh vậy trong khoảng thời gian từ
1
T đến
'
1
T góc nghiêng cren đạt đợc giá trị
mong muốn
max
=
trong thời gian nhanh nhất do tín hiệu lệch cánh lái liệng
L

đợc
tổng hợp nhờ ứng dụng nguyên lý cực đại Pôntriaghin theo tiêu chuẩn tác động nhanh và
vì vậy MBKNL sẽ chuyển sang quỹ đạo mới với thời gian ngắn nhất.
Giai đoạn 3: Tại thời điểm
'
2
T
, khi MBKNL đã chuyển sang quỹ đạo mới với
2
, lúc này cần phải nhanh chóng đa góc nghiêng cren trở về 0 (
0
CT
=
=
). Vấn
đề này cũng đợc giải quyết tơng tự nh ở giai đoạn 2, nghĩa là nhờ ứng dụng nguyên lý
cực đại Pôntriaghin để tổng hợp tín hiệu lệch cánh lái liệng
L

theo tiêu chuẩn tác động
nhanh với dấu ngợc lại (Hình 3.37). Tại thời điểm
2
T
, khi
2



, luật điều khiển kênh
cren lại chuyển về chế độ ổn định góc cren

0
CT
=



.


Trong 3 giai đoạn trên, góc trợt cạnh

sẽ liên tục đợc xác định trong chơng
trình máy tính trên khoang và tham gia vào luật điều khiển cánh lái
L

sẽ giữ cho quỹ
đạo bay không đổi với sai số nhỏ nhất và hạn chế đợc độ lắc ngang khi có gió cạnh.




H
ình 3.
3
6
Quỹ đạo chuyển động của MBKNL
Đ
1
T
2

T
0
Đ
0
Đ
2
0
CT




0
CT





T
1
CT



1


2

G
iai đoạn 1
G
iai đoạn 2
G
iai đoạn 3

17









Vì vậy, phối hợp các phơng pháp trên, hệ thống điều khiển tự động chuyển động
cạnh MBKNL sẽ bao gồm 2 chế độ:
- Chế độ điều khiển ổn định góc và quỹ đạo: sử dụng luật điều khiển kết hợp cả
điều khiển theo góc hớng và độ lệch ngang dựa trên nguyên lý sai số:

)(
CTxxL
kk



+

=


, (3.82)
+

++++=

Kdt)zz(KzKK)zz(K)(K)t(
t
t
CTLN
p
LNzyyCTLNzCTCT
0
&
&
(3.83)
- Chế độ điều khiển đổi hớng bay nhanh: sử dụng luật điều khiển theo tiêu chuẩn
tác động nhanh:
)(*
max
CTLL
sign

= ,
max
,

=

=

+
+
=

CT321
ttt
Lệnh chuyển chế độ điều khiển sẽ phụ thuộc vào các tình huống phức tạp nảy sinh
trong chuyến bay hoặc do yêu cầu của ngời chỉ huy. Khi có lệnh chuyển chế độ, máy
tính trên khoang sẽ xác định các thời điểm chuyển theo các điều kiện sau:





=
><<<+=
=

2211CTLL2
22110CTxxL1
TTTTTTkhisignraotU
TTTTTTTTkhikkraotU
U
''
max
''

,),(ạ
,,),(ạ

trong đó: U - điều khiển kênh lái liệng
L

.

1
U
- điều khiển kênh lái liệng
L

ở chế độ ổn định góc và giảm lắc.

2
U - điều khiển kênh lái liệng
L

theo luật điều khiển tối u tác động nhanh.
Trên cơ sở các phân tích trên đây, luận án đã xây dựng đợc sơ đồ tổng hợp mạch
vòng điều khiển, ổn định chuyển động cạnh và lu đồ thuật toán của máy tính trên khoang
trong chuyển động cạnh của MBKNL trên các Hình 3.38 và 3.39.
H
ình 3.
37

G
iản đồ thời gian của thuật toán điều khiển cánh lái liệng
L

t


t
CT

0
0
1

2

=t
1
+t
2
+t
3
1
T
2
T



'
1
T
1

T

=t
1
+t
2
+t
3
t
0
T

max


18

Hình 3.38 Mạch vòng điều khiển và ổn định chuyển động cạnh của MBKNL
Gió cạnh
Máy lái
cren
Góc
cánh lái
L

MBKNL
(Đối tợng điều khiển)
Mô đun so sánh toạ độ quỹ
đạo và tạo lệnh chuyển
chế độ điều khiển

Cảm biến
gia tốc và
tốc độ góc
x

z

Hệ thống
dẫn đờng quán tính
và Mạch lọc
Kalman- Biuxi
z
a
x
a
CT
x
CT
z



Mô đun tổng hợp U
1
:
)(*
max
CTLL
sign

=
max
,

=

=

++=
CT321
ttt
CT

z
K
x


Nhiễu


Mạch lọc
Kalman- Biuxi
y

y
K


y


)zz

(K
CTz

x


K
x



y


K
y


Nhiễu
Cảm biến
góc cren


y

x





z

CT
z

Tính góc


Mạch lọc
Kalman- Biuxi


z
K
)(K
CT





CT


K


K
CT

U

K
1
U

2
U
z

K
&
z

&
z

K
z

&
&

x

K

Chuyển chế độ
điều khiển
Lệnh chu

y
ển
chế đ
ộ
điều khiển
CT




t
t
p
0
dtK
Các tín hiệu cảnh báo
(từ : mặt đất, các tình huống trên không )




19

Hình 3.39 Lu đồ thuật toán của máy tính trên khoang trong chuyển động cạnh
3.7 Kết luận chơng
- Luận án đã xây dựng thuật toán lọc tối u Kalman-Biuxi để xác định tín hiệu hữu
ích từ các gia tốc kế trên nền nhiễu tạp, từ đó đánh giá đợc toạ độ tức thời
x

và z

của
MBKNL trong tình huống có nhiễu tác động.

- Trong chế độ điều khiển ổn định góc cren

, khi có nhiễu tạp tác động lên cảm
B
ắt đầu
Mô đun tính các tham số dẫn đờng và mạch lọc Kalman-Buixi
(chơng I, III)
,

,

,

,,,

,

,

xy
zzx
&

- Nạp toạ độ các điểm vòng và các tham số cho trớc khác
- Nạp các tham số chuyển động ban đầu x, z, V
0

, ,,,
0000

-
Nạp tham số của lệnh điều khiển:

=t
1
+t
2
+t
3
,
Mô đun nhận các giá trị
xz
a,a
,
yx
,


,

từ các cảm biến
M
áy tính
m
ặ
t đất
Mô đun so sánh toạ độ và tạo lệnh chuyển chế độ điều khiển:

><<<
=
'
22
'
112
'
22
'
1101
TTT,TTTkhiU
TT,TTT,TTTkhiU
U

M
ô đun
t
ổng hợp điều khiển ổn định góc, quỹ đạo:
)(kk
CTxxL



+

=

++++
+



=




kdt)zz(kzKK
)zz(K)(K)t(
t
t
CTLN
p
LNzyy
CTLNzCTCT
0
&
&

M
ô đun tổng hợp điều khiển tối u
tác động nhanh:
)(*
max

CTLL
sign

= =t
1
+t
2
+t
3

B
ay chơng trình-?
Có
Không
M
áy lái kênh cren
U=
U
1
-?
Có
Không

20
biến góc và phần tử phi tuyến, luận án đã áp dụng phơng pháp tuyến tính hoá
thống kê và sau đó sử dụng mạch lọc Kalman Biuxi để nhận đợc đánh giá góc cren,
từ đó xây dựng vòng điều khiển ổn định. Việc chọn lựa hệ số khuyếch đại k và hệ số
khuếch đại phi tuyến thống kê k
1
đóng vai trò quan trọng, tạo cho giá trị đánh giá gần

với giá trị tín hiệu thực.
- Khi cần nhanh chóng thay đổi hớng bay, luận án đã ứng dụng nguyên lý cực
đại của Pôntriaghin tổng hợp lệnh điều khiển cánh lái liệng tối u theo tiêu chuẩn tác
động nhanh để đạt đợc góc
max
trong thời gian nhanh nhất, đa MBKNL nhanh
chóng thay đổi hớng bay với bán kính vòng quỹ đạo R đảm bảo điều kiện an toàn bay
R
>R
min
trong điều kiện các tham số điều khiển nh: góc cánh lái liệng, tốc độ thay đổi
góc crenbị giới hạn.
- Phối hợp các phơng pháp điều khiển, Luận án đã phân tích và tổng hợp hệ thống
điều khiển tự động chuyển động cạnh cho phép điều khiển, ổn định góc và điều khiển
chuyển động quỹ đạo của MBKNL và đảm bảo khả năng đổi hớng nhanh trong các tình
huống phức tạp theo yêu cầu.
Chơng IV
đánh giá chất lợng hệ thống điều khiển
máy bay không ngời lái bằng phơng pháp mô phỏng

4.1 Đặt vấn đề
Để kiểm chứng và minh hoạ cho các kết quả nghiên cứu đã đạt đợc, trong chơng
IV sẽ mô phỏng hệ thống điều khiển, thử nghiệm và đánh giá các kết quả
trên mô hình
máy bay MiG-21Bis đã đợc sử dụng trong các Buồng tập lái máy bay của Quân
chủng Phòng không-Không quân.

4.2 Mô phỏng khảo sát kiểm nghiệm các kết quả nghiên cứu
4.2.1 Mô hình MBKNL nh một đối tợng điều khiển
Sử dụng mô hình MBKNL có các tính năng tơng đơng với máy bay MiG-21Bis.

4.2.2 Mô phỏng nhiễu tạp trên các thiết bị đo và gió
Nguồn nhiễu để mô phỏng là tạp trắng, có tần số thay đổi và sai số ngẫu nhiên.
4.2.3 Mô phỏng máy lái
Có các tính năng tơng đơng với máy lái trên máy bay MiG-21Bis.
4.3 Mô phỏng khảo sát vòng điều khiển chuyển động của MBKNL bằng MATLAB-
SIMULINK
4.3.1 Khảo sát mạch vòng điều khiển MBKNL khi có nhiễu tạp trên đầu vào gia tốc

21
kế a
z
khi sử dụng mạch lọc Kalman- Biuxi trong phơng pháp tính quãng
đờng quán tính
để xác định toạ độ.
Tín hiệu từ gia tốc kế a
z
cộng với nhiễu tạp đợc đa tới mạch lọc Kalman-Biuxi, sau
khi sử lý sẽ đa tới HTD ĐQT để xác định toạ độ. Từ đầu ra, toạ độ tức thời
LN
z sẽ đợc







đa vào chơng trình điều khiển kênh lái liệng để so sánh với toạ độ
CT
z

, từ đó tính ra
đợc góc lệch cánh lái liệng
L
.
Nhận xét: Khi có nhiễu tạp trên đầu vào gia tốc kế có biên độ xấp xỉ 0.01-0.25 m/s
2

(Hình 4.8), với việc sử dụng mạch lọc Kalman-Biuxi đã lọc đợc tín hiệu toạ độ
LN
z trên
nền nhiễu tạp (Hình 4.10) và từ đó dẫn đến sai số quỹ đạo nhỏ đi gần 7 lần so với khi
không lọc và sai số đó chỉ bằng xấp xỉ 1,5-2 mét (Hình 4.11).
4.4.2 Khảo sát mạch vòng điều khiển MBKNL trong chế độ ổn định góc khi có nhiễu
tạp trong tín hiệu góc cren và phần tử phi tuyến với việc sử dụng mạch lọc Kalman-
Biuxi.








Tín hiệu góc cren

với nhiễu tạp đầu vào có tần số thay đổi (0-100Hz) với sai số
ngẫu nhiên với biên độ xấp xỉ 1.5-2
0
(Hình 4.14) sẽ đợc xử lý qua mạch lọc Kalman-
Biuxi và đa tới thuật toán điều khiển ổn định góc cren. Kết quả khảo sát thể hiện trên

Hình 4.15 và 4.16.
Nhận xét: Khi có nhiễu tạp, nếu sử dụng mạch lọc Kalman-Biuxi, sai số quỹ đạo đã giảm
đi đáng kể so với không sử dụng mạch lọc (Hình 4.16).
4.3.3 Mô phỏng khảo sát mạch vòng điều khiển MBKNL khi có gió cạnh
Với thuật toán điều khiển kênh lái liệng có sự tham gia của góc

, đã tiến hành
H
ình 4.10
Độ lệch
LN
z khi sử dụng và không sử
dụng lọc

H
ình 4.11
Sai số quỹ đạo z khi
LN
z
đã đợc lọc và cha lọc

H
ình 4.8
Nhiễu tạp đầu
vào gia tốc kế a
z

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100
-0.25
-0.2

-0.15
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
0.15
0. 2
0.25
Thời gian, giây
a
z
, m/s
2

15
Thời
g
ian,
g
iâ
y
0 10 20 30 40
50
60 70 80 90 100
-15
-10
-5
0
5

10
Z
LN
, m
Z
CT
Z
LN
đã lọc
Z
LN
có nhiễu
0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000 16000 18000
-15
-10
-5
0
5
10
15
20
25
Z, m
Z
LN
có lọc
Z
C
T
Z

LN
không lọc
X, m
Hình 4.14
Nhiễu tạp trên đầu vào tín hiệu
góc cren



H
ình 4.15
Góc cren

sau lọc
Hình 4.16
Độ lệch z
LN
khi có nhiễu tạp kênh
đo góc cren khi sử dụng mạch lọc

2
-2
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50
Thời gian, giây
Gama, độ
-1.5
1.5
1
0.5
0

-0.5
-1
6
X
,
mé
t

Z
LN
, mét
0
1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 900010000 11000
-8
-7
-6
-5
-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
5
Z
L
N

có lọc
Z
LN
khôn
g
l
ọ
c
Z
CT
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50
-2
-1.5
-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
Gama, đô
Góc
g
ama lọ
c
Góc
g
ama có nhiễu
Thời gian, giây

22
khảo sát mạch vòng điều khiển MBKNL trong điều kiện có gió biến đổi theo hàm
bậc thang (A) và hàm ngẫu nhiên có phân bố Gauss (B).










Nhận xét
: Dới tác động của gió cạnh, MBKNL sẽ bị trợt cạnh. Với đặc tính ổn định
tĩnh ngang, góc sẽ dần ổn định và bằng 0 mà không cần tác động điều khiển nào
(đờng 2- Hình 4.20). Tuy nhiên sẽ xuất hiện sự thay đổi nhanh chóng của góc cren

(đờng 2-Hình 4.21) và làm cho quá trình điều khiển MBKNL khó khăn hơn. Nếu đa
tham số góc

tham gia vào quá trình điều khiển cánh lái liệng, quá trình 0 sẽ nhanh
hơn (đờng 1- Hình 4.20), từ đó góc
cũng ít thay đổi hơn cả về biên độ và tần số dao
động so với khi
không tham gia điều khiển (đờng 2- Hình 4.21).
Vì vậy, khi có gió cạnh tác động, nếu trong thuật toán tự động điều khiển cánh lái
liệng có thêm thành phần góc
, MBKNL sẽ ổn định hơn đáng kể trong mặt phẳng nằm
ngang.

4.3.4 Mô phỏng khảo sát phơng pháp điều khiển MBKNL theo tiêu chuẩn tối u
tác động nhanh














Khảo sát chuyển động của MBKNL khi có tín hiệu điều khiển kênh lái liệng theo 1
khoảng và tác động nhanh 2 khoảng với
0
L
5

=

max
và
120
L
=
&

độ/giây.
Nhận xét
: Khi điều khiển góc lệch cánh liệng
L

theo tín hiệu 1 khoảng, thời gian để góc
gama
0
30

lớn hơn nhiều so với điều khiển tác động nhanh theo 2 khoảng (Hình 4.26).
Do vậy sai số về quỹ đạo z cũng lớn hơn đáng kể so với khi tín hiệu là 2 khoảng (Hình
4.27), hay nói khác đi, nếu tổng hợp tín hiệu điều khiển tác động nhanh theo 2 khoảng sẽ
làm tăng hiệu quả điều khiển và dẫn đến sai số về quỹ đạo nhỏ đi hơn 20% so với khi
điều khiển bằng tín hiệu 1 khoảng.
Hình 4.26 Tác động của tín hiệu
điều khiển theo 1 và 2 khoản
g
.
Hình 4.27 Độ lệch ngang z
LN
khi tín hiệu
điều khiển 1 khoảng và 2 khoảng.
(A) (B) (A) (B)
Hình 4.20 Sự thay đổi của góc trợt cạnh khi
tham gia (1) và không tham gia điều khiển (2)
trong trờng hợp có gió cạnh
Hình 4.21 Sự thay đổi của góc gama (cren) khi
góc trợt cạnh
tham gia (1) và không tham gia

điều khiển (2) trong trờng hợp có gió cạnh
3
Góc
beta,
độ
0 1 2 3 4 5 6
-3
-2
-
1
0
1
2
Thời
g
ian,
g
iâ
y

1
2
40
0 10 20 30 40 50 60
-40
-30
-20
-10
0
10

20
30
Thời
g
ian,
g
iâ
y
1
2
Góc
gama,
độ
0
5 10 15 2 25 30
35
40 45 50
-5
-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
5
Thời
g

ian,
g
iâ
y
1
2
Góc
beta,
độ
0 5 10 15 20 2
5
30 35 40 45 50
-20
-15
-10
-5
0
5
10
15
20
Thời gian, giây
1
2
Góc
gama,
độ
22 22.2 22.4 22.6 22.8 23 23.2 23.4 23.6
23.8
24

-5
0
5
10
15
20
25
30
35
Góc Cren gama khi cánh liệng 1 khoảng
Góc Cren gama khi cánh lái liệng 2 khoảng
Góc cánh lái liệng 2 khoảng
Góc cánh lái liệng 1 khoảng
Thời
g
ian,
g
iâ
y
20 21
22
23 24 25 26 27 28
29
-20
0
20
40
60
80
100

Thời gian, giây
Đ
ộ
l
ệ
ch n
g
an
g

khi tín hiệu điều khiển 2 khoản
g

Đ
ộ
l
ệ
ch n
g
an
g

khi tín hiệu điều khiển 1 khoản
g

Độ lệch n
g
an
g

chơn
g
trình Zct
Tín hi
ệ
u điều
khiển 2 khoản
g
Tín hiệu điều
khiển 1 khoản
g