Nghiên cứu thuật toán điều khiển thích nghi cho hệ twin rotor MIMO

ĐẠI HỌC THÁI NGUYÊN
TRƯỜNG ĐẠI HỌC KỸ THUẬT CÔNG NGHIỆP

NGHIÊN CỨU THUẬT TOÁN
ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI CHO
HỆ TWIN ROTOR MIMO

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT
CHUYÊN NGÀNH KỸ THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA
HỌC VIÊN: TRẦN ANH ĐỨC

Thái Nguyên – 2018


ĐẠI HỌC THÁI NGUYÊN
TRƯỜNG ĐẠI HỌC KỸ THUẬT CÔNG NGHIỆP

NGHIÊN CỨU THUẬT TOÁN
ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI CHO
HỆ TWIN ROTOR MIMO
LUẬN VĂN THẠC SỸ KỸ THUẬT
Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa
Mã ngành: 62520216
Học viên: Trần Anh Đức

KHOA CHUYÊN MÔN

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC

TS. Đỗ Trung Hải

TS. Nguyễn Thị Mai Hương

Thái Nguyên – 2018


LỜI CAM ĐOAN
Tên tôi là: Trần Anh Đức
Sinh ngày: 18 tháng 12 năm 1991
Học viên lớp cao học khoá 18 – Kỹ thuật điều khiển và Tự động hoá,
Trường Đại học Kỹ Thuật Công Nghiệp Thái Nguyên – Đại học Thái Nguyên.
Hiện đang công tác tại: Công ty TNHH SamSung Display Việt Nam.
Tôi cam đoan toàn bộ nội dung trong luận văn do tôi làm theo định hướng
của giáo viên hướng dẫn, không sao chép của người khác.
Các phần trích lục các tài liệu tham khảo chính đã được chỉ ra trong luận
văn.
Nếu có gì sai tôi hoàn toàn chịu trách nhiệm.
Tác giả luận văn

Trần Anh Đức

LỜI CẢM ƠN
Đề tài Luận văn thạc sĩ được hoàn thành tại Trường Đại học Kỹ thuật
Công nghiệp Thái Nguyên. Có được bản luận văn tốt nghiệp này, tôi xin bày tỏ


lòng biết ơn chân thành và sâu sắc tới Trường Đại học Kỹ thuật Công nghiệp,
Khoa Điện, Phòng Đào tạo, các thầy giáo, cô giáo bộ môn Tự động hóa và cô
giáo hướng dẫn TS. Nguyễn Thị Mai Hương giúp đỡ tôi trong quá trình triển
khai, nghiên cứu và hoàn thành đề tài “Nghiên cứu thuật toán điều khiển
thích nghi cho hệ Twin Rotor MIMO”.

Xin chân thành cảm ơn các thầy giáo, cô giáo, các nhà khoa học đã trực
tiếp giảng dạy truyền đạt những kiến thức khoa học chuyên ngành Kỹ thuật điều
khiển và Tự động hóa cho bản thân tôi trong những năm tháng qua.
Tuy nhiên, do hạn chế về kiến thức chuyên sâu nên Luận văn không tránh
khỏi những thiếu sót. Tôi rất mong nhận được những ý kiến đóng góp của các
thầy giáo, cô giáo và các nhà khoa học để tôi tiến bộ hơn.
Một lần nữa tôi xin chân thành cảm ơn tập thể các thầy, cô giáo bộ môn
Tự động hóa và giáo viên hướng dẫn TS. Nguyễn Thị Mai Hương đã quan tâm,
giúp đỡ, tạo điều kiện để tôi hoàn thành Luận văn.
Trân trọng cảm ơn.
Học viên

Trần Anh Đức


MỤC LỤC


CÁC KÝ HIỆU VÀ CÁC CHỮ VIẾT TẮT:
Uv

điện áp điều khiển động cơ chính trong máy tính

Vv

điện áp trên cực động cơ chính

Uh

điện áp điều khiển động cơ phụ trong máy tính

Vh

điện áp trên cực động cơ phụ

Rav

điện trở phần ứng của động chính (

Rah

điện trở phần ứng của động cơ phụ (

Lαv

điện cảm phần ứng của động cơ chính (H)

Lαh

điện cảm phần ứng của động cơ phụ (H)

iav

dòng điện phần ứng của động cơ chính (A)

iah

dòng điện phần ứng của động cơ phụ (A)

φv

từ thông động cơ chính (Wb)

φh

từ thông động cơ phụ/ động cơ chính (Wb)

eav

sức phản điện động của động cơ chính (V)

eah

sức phản điện động của động cơ chính (V)

kav

hằng số sức phản điện động của động cơ chính (V)

kah

hằng số sức phản điện động của động cơ chính (V)

αh

vị trí trong mặt phẳng ngang (rad)

αv

vị trí trong mặt phẳng đứng (rad)

g
m

gia tốc trọng trường (m/s2)
khối lượng (kg)

T

động năng(J)

V

thế năng (J)

T1

động năng của thanh ngang (J)

J1

mô men quán tính của thanh ngang (kgm2)

mT1

tổng khối lượng của thanh ngang (kg)

lT1

trọng tâm của thanh ngang (m)

V1

thế năng của thanh ngang (J)

mt

khối lượng phần phụ của thanh ngang (kg)

mtr

khối lượng động cơ phụ (kg)

)
)


mts

khối lượng vành bảo vệ roto phụ (kg)

mm

khối lượng phần chính của thanh ngang (kg)

mmr

khối lượng động cơ chính (kg)

mms

khối lượng vành bảo vệ roto chính (kg)

lt

chiều dài phần phụ của thanh ngang (m)

lm

chiều dài phần chính của thanh ngang (m)

rms

bán kính vành bảo vệ rotor chính (m)

rts

bán kính vành bảo vệ rotor phụ (m)

rmm

bán kính rotor động cơ chính (m)

rmr

bán kính rotor động cơ phụ (m)

T2

động năng của thanh đối trọng (J)

V2

thế năng của thanh đối trọng (J)

J2

mô men quán tính của thanh đối trọng(kgm2)

mb

khối lượng của thanh đối trọng (kg)

mT2

tổng khối lượng của thanh đối trọng (kg)

mcb

khối lượng của đối trọng (kg)

lT2

trọng tâm của thanh đối trọng (m)

lb

chiều dài của thanh đối trọng (m)

lcb

khoảng cách từ đối trọng đến điểm quay (m)

rcb

bán kính của đối trọng (m)

Lcb

chiều dài của đối trọng (m)

T3

động năng của chốt quay (J)

V3

thế năng của chốt quay (J)

J3

mô men quá tính của chốt quay (kgm2)

J4

mô men quá tính phần sau của chốt quay (kgm2)

mh

khối lượng của chốt quay (kg)

mh1

khối lượng phần sau của chốt quay (kg)

h

chiều dài của chốt quay (m)

h1

chiều dài phần sau của chốt quay (m)

T4

động năng của rotor chính (J)

T5

động năng của rotor phụ (J)


Jmm

mô men quán tính của rotor động cơ (kgm2)

Jm,prop

mô men quán tính của cánh quạt rotor chính (kgm2)

Jt,prop

mô men quán tính của cánh quạt rotor phụ (kgm2)

ei

véc tơ đơn vị trong

ωm

tốc độ góc động cơ chính (rad/s)

ωt

tốc độ góc động cơ phụ (rad/s)

Jmr

mô men quán tính của rotor chính (kgm2)

Jtr

mô men quán tính của rotor phụ (kgm2)

Bmr

hệ số ma sát nhớt của động cơ chính (kgm2/s)

Btr

hệ số ma sát nhớt của động cơ phụ (kgm2/s)

B1v

hệ số ma sát nhớt của chốt quay trong mặt phẳng đứng (kgm2/s)

B1h

hệ số ma sát nhớt của chốt quay trong mặt phẳng bằng (kgm2/s)

B2v

ma sát trượt của chốt quay trong mặt phẳng đứng (kgm2/s)

B2h

ma sát trượt của chốt quay trong mặt phẳng bằng (kgm2/s)

H

Chiều cao từ mặt chân đế đến chốt quay (m)

TRMS Twin Rotor MIMO System


MỞ ĐẦU
1. Đặt vấn đề:
Hệ Twin Rotor thể hiện các nguyên tắc của một hệ thống MIMO phi tuyến
tính. Nghiên cứu điều khiển cho Twin Rotor làm cơ sở để điều khiển các hệ phi
tuyến nhiều vào nhiều ra khác.

Nhiều năm qua, đã có hàng chục công trình nghiên cứu về phương pháp điều
khiển cho hệ Twin Rotor MIMO (TRMS) được các nhà nghiên cứu trên thế giới đề
cập tới. Các công trình nghiên cứu đã đề xuất có thể phân theo các nhóm chính:
Nhóm các đề xuất điều khiển tuyến tính, bao gồm một số nội dung sau:
- Đề xuất thiết kế bộ điều khiển PID dựa trên nơ ron đơn cho hệ TRMS hoặc
các thuật toán điều khiển bền vững cho TRMS, sử dụng bộ quan sát mạng nơ ron
cho TRMS, xây dựng mô hình, điều khiển tách kênh và tối ưu hóa, thiết kế bộ điều
khiển trượt bậc hai cho TRMS và điều khiển tối ưu dựa trên bộ điểu khiển mờ trượt,
…
Nhóm các đề xuất điều khiển phi tuyến chưa thích nghi, đã nghiên cứu các
nội dung:
- Thiết kế bộ quan sát trạng thái phi tuyến dùng mạng nơ ron, nhận dạng phi
tuyến của TRMS, đưa mô hình phi tuyến của TRMS và bộ điều khiển PID,…


Đây là vấn đề phức tạp của ngành ĐK và TĐH, bước đầu tác giả đã mạnh
dạn tìm hiểu nghiên cứu đề tài “Nghiên cứu thuật toán điều khiển thích nghi cho hệ
Twin rotor MIMO”.
Việc ứng dụng các thuật toán điều khiển hiện đại sẽ nâng cao được chất
lượng và số lượng sản phẩm, đưa lại hiệu quả kinh tế rõ rệt cho công nghiệp nước
ta.
2. Mục tiêu của nghiên cứu.
- Đề tài nghiên cứu thuật toán điều khiển thích nghi cho hệ Twin Rotor
MIMO.
- Ứng dụng và kiểm nghiệm thuật toán điều khiển trên thiết bị thí nghiệm
thực.
3. Nội dung nghiên cứu:
Chương 1: Xây dựng mô hình thuật toán hệ Twin Rotor MIMO.
Chương 2: Nghiên cứu thuật toán điều khiển thích nghi cho hệ Twin Rotor
MIMO.

Chương 3: Mô phỏng và kiểm tra kết quả.
4. Kết quả dự kiến:
- Mô hình toán của hệ Twin Rotor MIMO
- Thuật toán điều khiển thích nghi, bộ điều khiển
5. Phương pháp và phương pháp luận:
- Nghiên cứu lý thuyết để xây dựng thuật toán;
- Tiến hành thực nghiệm trên mô hình hệ thống thực tế. Đánh giá, so sánh
các kết quả lý thuyết, kết quả mô phỏng và thực nghiệm.
6. Các công cụ, thiết bị nghiên cứu:
Để thực hiện đề tài này, cần sử dụng các thiết bị sau:
- Các phần mềm chuyên dụng liên quan đến ngành kỹ thuật điều khiển và tự
động hóa.
- Các công cụ: máy tính, phần mềm mô phỏng, mô hình thí nghiệm các tài
liệu công trình đã được công bố.
- Bộ thiết bị thí nghiệm TRMS ở phòng thí nghiệm của nhà trường.



Chương I: MÔ HÌNH HỆ TWIN ROTOR MIMO
1.1. Khái quát về lịch sử phát triển máy bay trực thăng
Ý tưởng về trực thăng còn ra đời trước cả ý tưởng của máy bay thông thường,
ngày nay khi nghiên cứu di sản của họa sỹ vĩ đại người Ý Leonardo Da Vinci thế kỷ
thứ 15, người ta tìm thấy bản vẽ của thiết bị bay theo nguyên tắc của trực thăng ngày
nay, nó có cánh quạt ngang quay bằng dây chun vặn lại... Nhưng cũng như số phận của
máy bay có cánh cố định, các ý tưởng bay của trực thăng chỉ có ý nghĩa hiện thực ở
cuối thế kỷ 19 khi con người đã có động cơ nhiệt là nguồn năng lượng để bay.
Chiếc máy bay trực thăng đầu tiên có thể điều khiển được do Raul Pateras de
Pescara chế tạo và biểu diễn vào năm 1916 tại Buenos Aires, Argentina. Vào năm 1923
nhà tiên phong của lĩnh vực trực thăng người Tây Ban Nha Juan de la Cierva phát
minh và áp dụng loại trực thăng autogyro hay loại trực thăng theo sơ đồ cánh quạt

nâng tự do và nhà phát minh này luôn trung thành với sơ đồ con đẻ của mình, cho đến
nay loại này bị các kiểu trực thăng khác chèn ép chỉ còn ứng dụng trong các loại trực
thăng thể thao, giải trí và vẫn là sản phẩm chính của hãng Cierva autogiro company.

Hình 1.1. Trực thăng của Raul Pateras de Pescara 1916

Nhưng có lẽ ấn tượng hơn cả vào thập niên 1930 là các thành công của người
Đức. Năm 1934 máy bay Focke-Wulf Fw-61 do giáo sư Heinrich Focke và kỹ sư Gerd
Achgelis thiết kế chế tạo, với máy bay này nữ phi công huyền thoại của đảng Quốc xã
Hanna Reitsch đã thường xuyên bay biểu diễn như các chiến dịch tuyên truyền cho đế
chế III. Loại máy bay này có một động cơ cùng lúc lai 3 cánh quạt: 2 cánh quạt nâng
đặt hai bên phải trái quay ngược chiều nhau và một cánh quạt mũi theo chiều thẳng
đứng để tạo lực đẩy ngang.

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 12


Hình 1.2. Máy bay Focke-Wul Fw-61 của Đức năm 1934

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 trực 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 nặng 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.
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 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. 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

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 13


quốc tế lần thứ 29 ở Pari, trực thăng khổng lồ 2 cánh quay Mi12 có thể nâng được
trọng tải 40 tấn đã được giới thiệu.

Hình 1.3. Trực thăng K24 của Iacoplep

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 học 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.
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

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 14


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 phản lực hướng lên trên. Do đó, khi không có không

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 15

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.

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

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.
1.2. Cấu tạo hệ Twin Rotor MIMO System (TRMS)
TRMS là mô hình của một máy bay trực thăng nhưng được đơn giản hóa. 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.
Tuy vậy, các đặcHình
tính1.5.
động
họcquạt
quan
trọng
nhất
ở máy cân
baybằng
trựcvới
thăng được thể
Cánh

đuôi
sẽ tạo
ra momen
mome do cánh quạt chính gây ra
hiện trong mô hình TRMS. 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.
Cấu tạo của TRMS bao gồm một dầm (còn gọi là thanh tự do) gắn với chốt quay,
chốt quay gồm hai khớp 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 là hai rotors (rotor chính và

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 16


rotor phụ) có gắn hai cánh quạt, cánh quạt chính chuyển động theo phương thẳng đứng
và cánh quạt phụ (hay cánh quạt đuôi) chuyển động theo phương ngang, viền ngoài hai
cánh quạt có lá chắn bảo vệ. Cần đối trọng (bao gồm đối trọng và thanh gắn đối trọng)
được gắn cố định với dầm ở chốt quay. Tất cả các bộ phận trên được gắn trên một trụ
tháp có chân đế.

Hình 1.6. Mặt chiếu đứng của TRMS

Hình 1.7. Mặt chiếu bằng của TRMS

Trạng thái của dầm (thanh tự do) được mô tả bởi bốn biến: góc đứng (α v), góc
bằng (αh), và hai vận tốc góc (ωv, ωh) 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,

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 17


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. Các đặc điểm của bộ điều khiển cho TRMS.
Thiết kế các bộ điều khiển thời gian thực thích ứng và phù hợp đòi hỏi mô hình
toán học hệ thống có độ chính xác cao. Tuy nhiên với hệ thống như TRMS có tính phi
tuyến bậc cao, tính bất định của mô hình, đặc biệt là hiện tượng xen kênh giữa các đầu
vào và các đầu ra thì điều này là hết sức phức tạp khi muốn điều khiển TRMS di
chuyển nhanh và chính xác đến các vị trí mong muốn [16].
1.3.1. Tính phi tuyến và hiện tượng xen kênh
Twin Rotor MIMO System (TRMS) 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 sức 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).
1.3.2. Bất định mô hình
Trong thực tế, các hệ thống điều khiển chuyển động 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, vv… . 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

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 18


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
1.4. Tổng quan nghiên cứu trong và ngoài nước
1.4.1. Nhận dạng mô hình
Có rất nhiều nỗ lực nhằm tìm ra các phương pháp để nhận dạng và điều khiển các
hệ thống với các động học bất định và phi tuyến, Blythe và Chamitoff đã sử dụng
mạng noron để ước lượng các hệ số động lực học cho máy bay không người lái
(UAVs) [1]. Chon và Cohen đã chỉ ra cách nhận dạng thông số cho các hệ thống động
học tuyến tính và phi tuyến thông qua cách phân tích các tín hiệu vào và ra [3]. Kim
và Calise đã áp dụng mạng noron để thực hiện việc nhận dạng kép các thống số mô
hình đầu vào - đầu ra (học offline) sử dụng mô hình toán học của một máy bay và một
mạng thích nghi mà bù cho các thay đổi khi bay trong động học máy bay thực [4].
Talebi et al. [5] đã thực hiện một khảo sát về mô hình động học cho tay máy liên kết

mềm sử dụng mạng noron. Một phương pháp nhận dạng dựa ánh xạ phi tuyến miền
thời gian cải tiến đã được đưa ra bởi Lyshevski cho việc nhận dạng các động học máy
bay không ổn định [6]. Bruce và Kellet đã khảo sát B-splines để mô hình và nhận dạng
các hàm động lực học phi tuyến của máy bay [7]. Trong tất cả các trường hợp này cấu
trúc mô hình đã được biết. Shaheed và Tokhi đề xuất một tiếp cận đưa ra các mô hình
vào – ra mà không có mô hình xác định ưu tiên cũng như không có các thiết lập thông
số riêng biệt phản ánh bất kỳ dạng vật lý nào [9]. Tiếp cận này bởi vậy hữu ích trong
việc mô hình một lớp các phương tiện hàng không có động học không xác định.
1.4.2. Chiến lược điều khiển
Có rất nhiều các chiến lược khác nhau đã được thực hiện đối với hệ thống
TRMS. Marek. K et al trình bày điều khiển thời gian thực cho hệ thống TRMS. Khi
sử dụng các bộ điều khiển truyền thống với các thông số cho trước thì không thể giữ
ổn định cũng như thỏa mãn việc bám theo quỹ đạo. Hai phương pháp dựa trên tiếp cận
thích nghi điều khiển tự chỉnh được trình bày. Trường hợp đầu tiên với thuật toán có
kể đến các tác động lẫn nhau giữa các biến đầu vào và các biến đầu ra. Phương pháp
thứ hai ứng dụng nguyên tắc phân tán với bộ giám sát logic phụ cho nhận dạng đệ quy
trong từng mạch vòng cụ thể. Cả hai đều đạt được sự bám tiệm cận tín hiệu đặt [10].
Peng. W and Te. W. L, 2007 nghiên cứu điều khiển khử xen kênh cho hệ thống TRMS

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 19


và đề xuất áp dụng kỹ thuật điều khiển deadbeat bền vững cho hệ phi tuyến này. Đầu
tiên, bài toán phi tuyến được nhận dạng và mô hình hệ thống được đưa ra. Sau đó các
tác giả chỉ ra hệ thống có khả năng tách thành các hệ thống một đầu vào một đầu ra, và
xen kênh có thể coi như là các nhiễu. Cuối cùng các tác giả áp dụng lược đồ điều khiển
deadbeat bền vững cho các hệ thống một đầu vào một đầu ra và thiết kế bộ điều khiển
cho chúng [11]. Akbar. R et al phát triển của luật điều khiển mô hình ngược động học

phi tuyến thích nghi cho TRMS ứng dụng mạng noron nhân tạo và các thuật toán gen.
Mô hình toán học 1 bậc tự do (1 DOF) của TRMS được nghiện cứu và mô hình ngược
phi tuyến được áp dụng cho kênh pitch (pitch channel). Khi không có các sai lệch mô
hình ngược, một bộ điều khiển PD điều chỉnh bằng thuật toán gen được sử dụng để
tăng khả năng bám của hệ thống. Một thành phần mạng noron thích nghi được tích
hợp sau đó với hệ thống điều khiển phản hồi nhằm bù các sai lệch mô hình ngược [12].
Belkheiri. M et al trình bày một phương pháp đơn giản để điều khiển hệ thống TRMS
dựa vào mô hình hệ thống. Phần đầu tiên đưa ra mô hình tin cậy của hệ thống, các
thông số của mô hình được nhận dạng dựa trên phương pháp nhận dạng thông số bình
phương cực tiểu. Sau đó điều khiển Back stepping phi tuyến được áp dụng. Tín hiệu
điều khiển phụ thuộc vào tất cả các trạng thái phản hồi, để giải quyết các trạng thái
không có sẵn, một bộ vi phân phương thức trượt được sử dụng để ước lượng các tín
hiệu cần thiết [13]. Một lược đồ điều khiển thông minh sử dụng cơ chế chuyển mạch
mờ, thuật toán gen (GA) được ứng dụng cho hệ thống phi tuyến xen kênh (TRMS).
Trong điều khiển thời gian thực, FPGA được sử dụng để xây dựng phần cứng trong hệ
thống vòng lặp qua việc viết VHDL trên FPGA này. Mục tiêu là để ổn định TRMS
trong những điều kiện xen kênh mạnh, và để thử nghiệm với điều khiển điểm đặt và
bám quỹ đạo. Lược đồ đề xuất cải tiến chất lượng tốt hơn nhiều so với bộ điều khiển
PID. Hệ số khuếch đại bộ điều khiển và các thông số khác tìm được bằng thuật toán
gen [14]. Điều khiển H2 và H∞ cho TRMS nhằm điều khiển vị trí góc của thanh ngang
nối hai động cơ của TRMS cũng được thực hiện trong [15].
1.5. Định hướng nghiên cứu và mục tiêu của đề tài
1.5.1. Định hướng nghiên cứu:
Hầu hết các hệ thống điều khiển bản chất vốn đã phi tuyến. Người ta thường xấp
xỉ chúng như những mô hình toán học tuyến tính với nhiễu và bất định mô hình, sau
đó sử dụng các phương pháp thiết kế phân tích phát triển cho các hệ thống tuyến tính.

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 20

Mục đích của thiết kế kỹ thuật điều khiển là để có được cấu hình, thông số kỹ thuật, và
xác định các thông số quan trọng của một hệ thống đã cho để đáp ứng yêu cầu thực tế.
Các thông số kỹ thuật làm việc là một tập hợp rõ ràng các yêu cầu được thỏa mãn bởi
thiết bị hoặc sản phẩm. Nói chung, các thông số kỹ thuật cho các hệ thống cụ thể là cơ
sở cho việc sử dụng phương pháp thiết kế điều khiển. Với các phương pháp điều khiển
cổ điển, hệ thống điều khiển được mô tả bằng mối quan hệ đầu vào - đầu ra, hoặc hàm
truyền. Khi sử dụng các phương pháp đáp ứng tần số, các nhà thiết kế muốn thay đổi
hệ thống sao cho đáp ứng tần số của hệ thống thiết kế sẽ thỏa mãn các chi tiết kỹ thuật.
Khi sử dụng các phương pháp quỹ đạo nghiệm, các nhà thiết kế muốn thay đổi và định
dạng lại các quỹ đạo nghiệm sao cho các nghiệm của hệ thống thu được sẽ nằm ở vị trí
mong muốn trong mặt phẳng - s. Thiết kế điều khiển dựa trên phương pháp truyền
thống về nguyên tắc bị giới hạn về các hệ thống bất biến theo thời gian tuyến tính.
Nếu các thông số kỹ thuật làm việc được cho trước như các chỉ số hiệu suất thay
vì các biến trạng thái, thì tiếp cận điều khiển hiện đại nên được sử dụng. Các thông số
kỹ thuật có thể bao gồm các đặc điểm như năng lượng tiêu tán bởi hệ thống, và các nỗ
lực điều khiển yêu cầu. Đối với một hệ thống vật lý các chỉ số này luôn bị hạn chế.
Trong thiết kế điều khiển hiện đại, hệ thống được điều khiển được mô tả trong không
gian trạng thái hay mô hình đầu vào-đầu ra và các phương pháp điều khiển triển chủ
yếu trong miền thời gian. Bằng cách sử dụng các phương pháp điều khiển hiện đại, các
nhà thiết kế điều khiển có thể bắt đầu từ chỉ số hiệu suất, cùng với những hạn chế đối
với hệ thống để tạo ra một hệ thống ổn định. Thiết kế thông qua lý thuyết điều khiển
hiện đại sử dụng các công thức toán học của bài toán và áp dụng lý thuyết toán học
vào bài toán thiết kế trong đó hệ thống có thể có nhiều đầu vào và nhiều đầu ra và có
thể biến đổi theo thời gian. Điều này cho phép các nhà thiết kế tạo ra một hệ thống mà
tối ưu các chỉ số hiệu suất. Một khi các thông số làm việc và mô hình đối tượng thích
hợp được xác định, thiết kế thực tế cho hệ thống điều khiển có thể được thành lập. Có
rất nhiều phương pháp điều khiển để thiết kế hệ thống. Tuy nhiên, các phương pháp
thích hợp hơn được lựa chọn dựa trên các thông số làm việc, mô hình đối tượng, kiến

thức và kinh nghiệm của các nhà thiết kế. Và thường được mong muốn là: (1) hệ thống
được thiết kế sẽ cho ra sai số nhỏ nhất có thể để đáp ứng đầu vào tham chiếu mong
muốn; (2) Động học hệ thống không quá nhạy cảm với những thay đổi của các thông
số hệ thống; và (3) những ảnh hưởng của nhiễu quá trình nên được giảm thiểu.

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 21


Với mục tiêu Thiết kế, Điều khiển PID thích nghi cho hệ thống TRMS, chúng ta
cần tiến hành các bước sau:
- Thiết lập mô hình toán học cho hệ TRMS;
- Dựa trên mô hình toán nhận được lựa chọn cấu trúc điều khiển phù hợp đó là
PID thích nghi trực tiếp dựa trên cơ sở mô hình mẫu(MRAS) đồng thời tính toán được
thông số của các bộ điều khiển;
- Kết quả tính toán thiết kế được kiểm chứng và hiệu chỉnh thông qua mô phỏng;
1.5.2. Mục tiêu của đề tài:

 Xây dựng mô hình toán của đối tượng điều khiển;
 Xây dựng cấu trúc hệ thống điều khiển cũng như thông số các bộ điều
khiển;

 Mô phỏng hệ thống trên phần mềm Matlab – Simulink;
 Kết luận và đánh giá chất lượng điều khiển của hệ thống.
1.6. Mô hình toán học của Twin Rotor MIMO
1.6.1. 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
học của hệ thống tuyến tính được sử dụng trong kỹ thuật điều khiển) nó phải được

tuyến tính hóa.
Ở hình 1.8, 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.

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 22


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:

(1.1)
Trong đó:
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:

(1.2)
(1.3)

Các momen của trọng lượng tác dụng vào thang ngang để làm nó quay quang
trục được biểu diễn trong hình 1.8.

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 23


Hình 1.8. Các lực tác dụng vào TRMS tạo ra momen trọng lượng

Ta có momen tương ứng với các trọng lực của các thành phần của hệ thống là:

(1.4)
Ta đặt:
;

(1.5)
;

(1.6)
(1.7)

Biểu thức (1.4) được viết lại như sau:
(1.8)

Ta có bảng sau:

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

Page | 24

Kí hiệu
mmr
mm

Ý nghĩa
Giá trị
Khối lượng của động cơ và cánh quạt chính
0,236
Khối lượng của thanh tính từ trục quay đến trục động 0,014

Đơn vị
kg
kg

mtr
mt

cơ chính
Khối lượng của động cơ và cánh quạt đuôi
0,221
Khối lượng của thanh tính từ trục quay đến điểm gắn 0,015

kg
kg

mcb
mb
mms

động cơ ở đuôi
Khối lượng của đối trọng
0,068
Khối lượng của thanh gắn với đối trọng
0,022
Khối lượng của phần bao ngoài bảo vệ cho cánh quạt 0,219

kg
kg
kg

mts

chính
Khối lượng của phần bao ngoài bảo vệ cho cánh quạt 0,119

kg

lm

đuôi
Chiều dài của phần trục quay tính từ điểm quay đến 0,246

m

lt

trục động cơ chính
Chiều dài của phần trục quay tính từ điểm quay đến 0,282

m

lb
lcb
g
rms

trục động cơ đuôi
Chiều dài của thanh gắn đối trọng
Khoảng cách giữa vị trí gắn đối trọng tới điểm quay.
Gia tốc trọng trường
Là bán kính của phần bao ngoài bảo vệ cho cánh quạt

m
m
m/s2
m

rts

chính.
Là bán kính của phần bao ngoài bảo vệ cho cánh quạt 0,10

ở đuôi
kv
kh
*. Ta có: Mv2 = lm.Fv(ωv)

0,290

0,276
9,81
0,155

0,0095
0,0054

m
Hằng số
Hằng số

(1.9)

Trong đó:
Mv2: Mômen của lực đẩy do cánh quạt chính gây ra;
ωv: Vận tốc góc của động cơ chính;
Fv(ωv): Biểu diễn sự phụ thuộc của lực đẩy của cánh quạt chính vào vận tốc góc
(nó được kiểm chứng bằng thực nghiệm).

(1.10)
Ta có thể viết như sau:
Mv3 = -Ωh.(A+B+C).sinαv.cosαv

Luận văn Thạc sỹ - Học viên: Trần Anh Đức

(1.11)

Page | 25