Thiết kế bộ điều khiển mờ chỉnh định tham số PID cho mô hình máy bay trực thăng

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 MÁY
BAY TRỰC THĂNG

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

Số hóa bởi Trung tâm Học liệu – ĐHTN




THÁI NGUYÊN, 2016
ĐẠI HỌC THÁI NGUYÊN
TRƯỜNG ĐẠI HỌC KỸ THUẬT CÔNG NGHIỆP
-----------------o0o------------------

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT
Tên đề tài:

THIẾT KẾ BỘ ĐIỀU KHIỂN MỜ
CHỈNH ĐỊNH THAM SỐ PID CHO MÔ HÌNH
MÁY BAY TRỰC THĂNG

Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa
Mã số: 60520216
KHOA CHUYÊN MÔN
TRƯỞNG KHOA

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC

PGS.TS. Nguyễn Như Hiển
PHÒNG ĐÀO TẠO

Số hóa bởi Trung tâm Học liệu – ĐHTN




THÁI NGUYÊN, 2016

Số hóa bởi Trung tâm Học liệu – ĐHTN




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


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

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

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


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
nhưng được 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 lượng .............................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


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 α………………………………………………………………….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


DANH MỤC CÁC CHỮ VIẾT TẮT
Từ viết tắt

Tên tiếng anh

Tên tiếng việt

TRMS

Twin Roto MIMO System

Hệ Twin Roto nhiều vào nhiều ra

SISO

Single In – Single Out

MIMO

Multi Input – Multi Output

EL

Euler-Lagrange

AC

Alternating Current

PID

Proportional-Integral-Derivative

DC

Direct Current

AD

Analog to digital

Hệ một vào - một ra
Hệ nhiều vào - nhiều ra
Euler-Lagrange
Dòng điện xoay chiều
Tỷ lệ - Tích phân – Vi phân
Dòng điện một chiều
Bộ biến đổi tương tự -số

BẢNG KÝ HIỆU CÁC THÔNG SỐ

Ký hiệu

Đơn vị

Ý nghĩa

Vv/h

V

điện áp trên cực động cơ chính/phụ

Uv/h

V

điện áp điều khiển động cơ chính/phụ trong máy tính

Rav/h

Ω

điện trở phần ứng của động cơ chính/phụ

Lαv/h

H

điện cảm phần ứng của động cơ chính/phụ

iav/h

A

dòng điện phần ứng của động cơ chính/phụ

φv/h

Wb

eav/h

V

từ thông động cơ chính/phụ
sức phản điện động của động cơ chính/phụ
hằng số sức phản điện động của động cơ chính/phụ

kav/h
αh

rad

vị trí trong mặt phẳng ngang

αv

rad

vị trí trong mặt phẳng đứng

g

m/s

2

gia tốc trọng trường


m

kg

khối lượng

K

J

động năng

P

J

thế năng

K1

J

động năng của thanh ngang

J1

kgm

mT1

kg

tổng khối lượng của thanh ngang

lT1

m

trọng tâm của thanh ngang

P1

J

thế năng của thanh ngang

mt

kg

khối lượng phần phụ của thanh ngang

mtr

kg

khối lượng động cơ phụ

mts

kg

khối lượng vành bảo vệ roto phụ

mm

kg

khối lượng phần chính của thanh ngang

mmr

kg

khối lượng động cơ chính

mms

kg

khối lượng vành bảo vệ roto chính

lt

m

chiều dài phần phụ của thanh ngang

lm

m

chiều dài phần chính của thanh ngang

rm/ts

m

bán kính vành bảo vệ rotor chính/phụ

rmm/t

m

bán kính rotor động cơ chính/phụ

K2

J

động năng của thanh đối trọng

P2

J

thế năng của thanh đối trọng

J2

kgm

mb

kg

khối lượng của thanh đối trọng

mT2

kg

tổng khối lượng của thanh đối trọng

mcb

kg

khối lượng của đối trọng

lT2

m

trọng tâm của thanh đối trọng

lb

m

chiều dài của thanh đối trọng

2

2

mô men quán tính của thanh ngang

mô men quán tính của thanh đối trọng

HV: Nguyễn Đăng Luyện – K16

-8-


lcb

m

khoảng cách từ đối trọng đến điểm quay

rcb

m

bán kính của đối trọng

Lcb

m

chiều dài của đối trọng

K3

J

động năng của chốt quay

P3

J

thế năng của chốt quay

J3

kgm

J4

kgm

mh

kg

khối lượng của chốt quay

mh1

kg

khối lượng phần sau của chốt quay

h

m

chiều dài của chốt quay

h1

m

chiều dài phần sau của chốt quay

K4/5

J

động năng của rotor chính/phụ

Jmm

kgm

Jm/tp

kgm

2

mô men quá tính của chốt quay

2

mô men quá tính phần sau của chốt quay

2

mô men quán tính của rotor động cơ

2

mô men quán tính của cánh quạt rotor chính/phụ
véc tơ đơn vị trong

ei
ωm/t

rad/s

Jm/tr

kgm

H

m

2

3

tốc độ góc động cơ chính/phụ
mô men quán tính của rotor chính/phụ
chiều cao từ mặt đế đến chốt quay
hệ số hiệu ứng Gyroscope

kg
Mv

Nm

tổng hợp mô men trong mặt đứng(ảnh hưởng tới góc α v )

Mh

Nm

tổng hợp mô men trong mặt bằng(ảnh hưởng tới góc α h )

Mm/t

Nm

tổng hợp mô men tác động lên rotor chính/phụ

2

Bm/tr

kgm /s hệ số ma sát nhớt của động cơ chính/phụ

Bv/h

kgm /s hệ số ma sát nhớt của khớp quay trong mặt phẳng
đứng/bằng

2

Fv/h

Nm

ma sát trượt khớp quay trong mặt phẳng đứng/bằng

τ m/t

Nm

mô men điện từ của động cơ chính/phụ

HV: Nguyễn Đăng Luyện – K16

-9-


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


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


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.


Hình1.1. Trực thăng của Treremukhin

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


- 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

Hình1.3. M y

y trực thăng

22

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.

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


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.

Hình1.4. M y

y n xuống nh c nh qu t ch nh

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.


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.

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

momen do cánh qu t chính gây lên

1.2.

Giới thiệu về hệ thông Twin Rotos Mimo System (TRMS)
1.2.1. Mô hình hệ TRMS

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


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)

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 1.8a: Mặt chiếu đứng củ TRMS

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 1.8b: Mặt chiếu ằng củ TRMS


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


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.