BÀI tập lớn tìm hiểu về quadrotor bộ môn cơ học kỹ thuật 2

Giới thiệu chung

Nguyên lý hoạt động của quadrotor

Quadrotor trong thực nghiệm này có hình dạng dấu cộng, với hai cặp cánh quạt thuận nghịch đối diện nhau Các cánh quạt không chỉ tạo ra lực đẩy để nâng cao máy bay mà còn điều chỉnh chuyển động xung quanh trọng tâm bằng cách tăng và giảm tốc độ đồng thời.

Động cơ đặt đối xứng nhau trên máy bay tạo ra mô-men, khiến máy bay nghiêng một góc Nhờ vào hiện tượng này, chúng ta có thể điều khiển máy bay di chuyển theo hướng ngang hoặc dọc so với phương hướng ban đầu của nó.

Khi các cánh quạt quay với tốc độ giống nhau, mô-men cản từ không khí tác động lên chúng sẽ triệt tiêu lẫn nhau Bằng cách thay đổi đồng thời tốc độ của các cánh quạt đối diện, ta có thể ổn định góc hướng của máy bay theo ý muốn Hình 1.1 minh họa cách tạo ra các chuyển động của quadrotor dạng dấu cộng.

Lịch sử quadrotor

Vào năm 1907, anh em nhà Breguet đã chế tạo chiếc Gyroplane No.1, đánh dấu sự ra đời của trực thăng và quadrotor đầu tiên trên thế giới Tuy nhiên, với khả năng ổn định chưa hoàn thiện, chiếc máy bay này chỉ có thể bay gần mặt đất và cần được giữ bằng dây trong suốt quá trình bay.

Vào năm 1920, Etienne Oehmichen đã thành công trong việc thử nghiệm chiếc máy bay Oehmichen No.2, được thiết kế và chế tạo bởi ông Máy bay này nổi bật với khả năng ổn định tốt và có thể cất cánh khỏi mặt đất trong vài phút Kết cấu của Oehmichen No.2 bao gồm các ống thép và cánh quạt có khả năng thay đổi góc tấn.

TIEU LUAN MOI download : skknchat@gmail.com

Vào năm 1922, Georges de Bothezat đã chế tạo thành công chiếc Flying Octopus (Bạch tuộc bay) và thực hiện nhiều lần bay thử nghiệm Tuy nhiên, do chi phí sản xuất cao và không thu hút được sự chú ý, dự án này đã bị hủy bỏ.

Vài thập kỉ sau những thành công ban đầu, các kĩ sư và nhà thiết kế đã tìm thấy cảm hứng mới từ mô hình máy bay bốn cánh quạt Nhờ vào sự hiểu biết sâu sắc hơn về hệ thống điều khiển, họ đã thiết kế và thử nghiệm thành công nhiều mô hình quadrotor khác nhau.

Chiếc Convertawings Model A được phát triển để thử nghiệm trước khi sản xuất máy bay cỡ lớn cho cả mục đích dân sự và quân sự Máy bay này trang bị hai động cơ dẫn động bốn rotor qua bộ truyền đai Năm 1956, sau nhiều lần bay thử nghiệm thành công, nó đã chứng minh tính khả thi của mô hình quadrotor và trở thành chiếc quadrotor đầu tiên có khả năng bay tiến về phía trước Tuy nhiên, dự án đã bị ngừng lại do hạn chế về kinh phí.

Vào năm 1958, công ty Curtiss-Wright đã thiết kế chiếc máy bay Curtiss-Wright VZ-7 theo yêu cầu của quân đội Mỹ Chiếc máy bay này được đánh giá cao về khả năng di chuyển linh hoạt và dễ điều khiển Tuy nhiên, do không đáp ứng đủ các tiêu chuẩn của quân đội, sản xuất chiếc VZ-7 chỉ bắt đầu vào năm 1960.

Tháng 11 năm 1963, chuyến bay thử nghiệm đầu tiên của chiếc Curtiss X-19 diễn ra. Mẫu thiết kế sử dụng bốn động cơ cánh quạt phản lực, được thiết kế để xoay hướng khi máy bay chuyển qua lại giữa chế độ cất/hạ cánh thẳng đứng và chế độ bay bằng Do chất lượng hệ thống điều khiển còn hạn chế, chiếc X-19 đã không thể thực hiện được thao tác này Đồng thời, chiếc máy bay khó điều khiển trong quá trình bay treo bởi các ảnh hưởng của hiệu ứng mặt đất chưa được tính đến.

Trong chuyến bay đầu tiên năm 1966, chiếc Bell X-22 đã thành công trong việc chuyển đổi từ chế độ bay treo sang bay bằng Máy bay này sử dụng động cơ đặt trong ống, nhưng tốc độ bay bằng bị hạn chế do lực cản từ đường kính lớn của các ống, dẫn đến tốc độ tổng thể thấp.

Đóng góp của đề tài nghiên cứu

Quadrotor đã trở nên phổ biến trên toàn cầu, thu hút sự quan tâm của các nhà nghiên cứu nhờ vào những ưu điểm vượt trội Nhiều phòng thí nghiệm đang nỗ lực phát triển các giải pháp nhằm nâng cao chất lượng điều khiển hệ thống và tìm kiếm các phương pháp mô hình hóa chính xác hơn để đạt được kết quả mô phỏng sát với thực tế.

Gần đây, quadrotor ngày càng được biết đến nhiều hơn ở Việt Nam, nhưng ứng dụng và phổ biến của nó vẫn còn hạn chế Thực nghiệm này nhằm thiết kế quadrotor một cách hệ thống dựa trên cơ sở khoa học, tạo tiền đề cho các phát triển trong tương lai Nghiên cứu đưa ra phương pháp mô hình tuyến tính hóa cho quadrotor và trình bày các thí nghiệm để thu thập các tham số cần thiết cho mô phỏng Tiếp theo, phương pháp thiết kế bộ điều khiển bằng MATLAB-Simulink được giới thiệu Sau khi chế tạo mô hình thực tế, các vấn đề thực tiễn trong việc áp dụng thuật toán vào vi điều khiển sẽ được nêu ra và giải quyết.

Tóm tắt nội dung chính của thực nghiệm

CÁC THÔNG SÔẾ QUÁN TÍNH

PHƯƠNG TRÌNH TUYẾẾN TÍNH HÓA

MÔ HÌNH HÓA ĐỘNG CƠ

CÁC THÍ NGHIỆM XÁC ĐỊNH HÀM TRUYẾỀN ĐỘNG CƠ

THIẾẾT KẾẾ BỘ ĐIẾỀU KHIỂN (BĐK) Ổ N ĐỊNH GÓC ROLL ĐÁNH GIÁ CHẤẾT LƯỢNG BĐK Ổ N ĐỊNH GÓC PITCH ĐÁNH GIÁ CHẤẾT LƯỢNG BĐK

Nội dung

Thiết kế quadrotor

TIEU LUAN MOI download : skknchat@gmail.com video-1650362733.m p4 https://drive.google.com/drive/u/0/folders/14emzgra6spOsbQo796Q6Rs-

HÌNH 2.1.1.9 Các kích thước thiết kế chính

Khối lượng Số lượng Tổng khối lượng(g)

BẢNG 2.1.1.1 Số lượng các chi tiết và khối lượng

Mô hình quadrotor được thiết kế trên phần mềm Solidworks, giúp tính toán các thông số cơ học như mô-men quán tính và vị trí trọng tâm một cách dễ dàng Ban đầu, thiết kế sơ bộ được thực hiện để xác định kích thước các chi tiết Dựa vào những kích thước này, quá trình gia công và chế tạo các chi tiết sẽ được tiến hành bằng máy CNC laser và thủ công.

Tấm chính lắp đặt thiết bị được thiết kế với diện tích phù hợp để đảm bảo kết cấu và giảm trọng lượng thừa của máy bay, từ đó tối ưu hóa tải trọng có ích Kích thước tay đòn được điều chỉnh không quá ngắn nhằm tránh tương tác giữa các luồng khí qua cánh quạt, giúp giảm thiểu tổn thất lực đẩy.

Sau khi hoàn tất quá trình chế tạo, việc cân chỉnh lại các thiết bị và chi tiết là rất quan trọng để cập nhật khối lượng thực tế vào mô hình SolidWorks Điều này sẽ hỗ trợ trong việc tính toán chính xác các thông số cơ học.

Vị trí trọng tâm (mm)

Mô-men quan tính và tích quán tính chính trung tâm

BẢNG 2.1.1.2 Các thông số cơ học chính

HÌNH 2.1.1.10 Cân dùng để xác định khối lượng thật của các chi tiết

HÌNH 2.1.1.11 Khung máy bay sau khi được chế tạo và lắp ráp hoàn chỉnh

Sau khi hoàn thành thiết kế và chế tạo mô hình quadrotor, chúng tôi đã tổng hợp các thông số chính của máy bay Những thông số này sẽ hỗ trợ cho quá trình mô hình hóa và thiết kế bộ điều khiển trong các phần tiếp theo, kèm theo một số lưu ý quan trọng.

Theo bảng, các thành phần tích quán tính có trị số rất nhỏ so với các thành phần mô-men quán tính (dưới 0.6%), do đó có thể bỏ qua ảnh hưởng của chúng Ngoài ra, giá trị mô-men quán tính cho các trục x và y gần như tương đương, cho phép chúng ta công nhận các giả thiết một cách gần đúng.

Để cảm biến có thể xác định chính xác các thông số quán tính như vận tốc và gia tốc của máy bay khi chuyển động, cần phải đặt gia tốc kế tại vị trí trọng tâm của máy bay.

Khoảng cách từ trục động cơ đến trọng tâm máy bay là một thông số thiết kế quan trọng Giả sử bỏ qua sai số do chế tạo, lực đẩy của động cơ được coi là vuông góc với mặt phẳng xy của máy bay và phương lực trùng với trục động cơ Do đó, mô-men do lực đẩy động cơ tác động lên máy bay có thể được tính bằng tích của trị số lực đẩy và khoảng cách từ trục động cơ đến trọng tâm máy bay.

Các thông số thiết kế quan trọng được tóm tắt trong bảng:

Thông số thiết kế Giá trị

Vị trí trọng tâm 0.34 mm

Chiều dài tay đòn 238.14 mm

BẢNG 2.1.1.3 Bảng tóm tắt các thông số thiết kế của quadrotor

Các thiết bị điện tử được lựa chọn sử dụng trên mô hình:

Mạch vi điều khiển Arduino UNO

Quadrotor thường gặp vấn đề mất ổn định, do đó cần có hệ thống tự cân bằng để duy trì ổn định cho máy bay Sự xuất hiện của các vi điều khiển nhỏ gọn và giá rẻ đã tạo điều kiện thuận lợi cho việc thiết kế và triển khai hệ thống điều khiển cho các mô hình quadrotor cỡ nhỏ Trong số đó, mạch Arduino được ưa chuộng và sử dụng phổ biến Sự phát triển của cộng đồng mã nguồn mở và phần cứng mở đã mang lại nhiều thư viện và mô-đun phần cứng, giúp tích hợp nhanh chóng với mạch Arduino, cho phép lập trình viên dễ dàng triển khai các thuật toán điều khiển vào thực tế.

Mạch vi điều khiển Arduino UNO sử dụng vi điều khiển ATmega328, cung cấp 14 ngõ vào, ra tín hiệu số và 6 ngõ vào tín hiệu tương tự Với khả năng xuất xung PWM trên 6 chân và tốc độ xử lý tối đa lên tới 16 triệu tác vụ mỗi giây, Arduino UNO cho phép triển khai các thí nghiệm nhanh chóng nhờ các chân cắm tiện lợi Ngoài ra, mạch còn hỗ trợ giao tiếp qua các giao thức phổ biến như SPI, I2C, TWI và Serial, giúp kết nối dễ dàng với cảm biến, máy tính và các vi điều khiển khác.

Vi điều khiển ATmega328 Điện áp hoạt động 5V Điện áp đầu vào định 7-12V

TIEU LUAN MOI download : skknchat@gmail.com mức Điện áp đầu vào tối đa

Ngõ vào ra tín hiệu số

Các ngõ vào tín hiệu tương tự

Dòng 1 chiều trên mỗi ngõ vào ra

Dòng 1 chiều với điện áp 3.3 V

Bộ nhớ Flash SRAM EEPROM Tốc độ xử lý

14 (6 chân cho phép xuất xung PWM) 6

32 KB (ATmega328) với 0.5 KB dùng cho bootloader

BẢNG 2.1.2.4 Thông số của mạch Arduino UNO

Cảm biến IMU MPU-6050 và HMC5883L

Trong hệ thống điều khiển, khối đo lường quán tính (IMU) với các cảm biến như gyro, gia tốc kế và từ kế đóng vai trò quan trọng trong việc xác định trạng thái của máy bay, bao gồm vị trí, độ cao, vận tốc và gia tốc Độ chính xác của các cảm biến này là yếu tố then chốt, vì chúng cung cấp tín hiệu đầu vào cho bộ vi xử lý Công nghệ MEMS (Hệ thống vi cơ điện tử) đã phát triển các cảm biến quán tính nhỏ gọn, giá thành hợp lý và dễ dàng tích hợp vào các UAV, đặc biệt là quadrotor.

Cảm biến MPU-6050 là thiết bị 6 bậc tự do, bao gồm gyroscope 3 trục và gia tốc kế 3 trục, cho phép đo lường 6 thông số quán tính độc lập như gia tốc và vận tốc góc của máy bay Bên trong cảm biến, vi xử lý thực hiện việc tính toán và chuyển đổi từ giá trị đo tương tự sang giá trị số, giúp giảm tải cho vi điều khiển Các giá trị này được truyền về vi điều khiển qua giao tiếp I2C, mặc dù tốc độ truyền của I2C thấp hơn so với SPI, nhưng nó yêu cầu ít dây kết nối hơn, với chỉ một dây SCK để đồng bộ và một dây SDA để truyền dữ liệu, mà không tăng số dây khi kết nối nhiều cảm biến.

Giao tiếp Độ phân giải

Tốc độ lấy mẫu (gyroscope)

Giải đo gia tốc kế

Tốc độ lấy mẫu (gia tốc kế)

Thay đổi độ nhạy với nhiệt độ

16 bits ±250 o /giây ±500 o /giây ±1000 o /giây ±2000 o /giây

(trong khoảng -40 o C tới 85 ±0,02 %/ o C oC) Ảnh hưởng giữa các trục ±2 %

Sai lệch hiệu chỉnh ban đầu Trục X và Y: ±50 mg

BẢNG 2.1.2.5 Các thông số chính của cảm biến MPU-6050

Cảm biến từ kế HCM588L cung cấp ba bậc tự do, giúp xác định hướng của máy bay so với từ trường Trái Đất, từ đó hỗ trợ ổn định hướng bay Tương tự như cảm biến MPU-6050, HCM588L cũng tích hợp vi xử lý để chuyển đổi giá trị đo tương tự thành giá trị số.

Trong số các loại pin được sử dụng cho mô hình máy bay, pin Li-Po (Lithium-ion

Polymer) cho dung lượng lớn với dòng ra ổn định và có kích thước nhẹ, phù hợp với ứng dụn trên các máy bay mô hình cỡ nhỏ.

Kích thước 23mm x 33mm x 107mm

Dung lượng 2200mAh Điện áp 11.1V

Tốc độ xả liên tục 35C

BẢNG 2.1.2.6 Các thông số của pin Li-Po

HÌNH 2.1.2.13 Pin Li-Po WildScorpion 2200mAh 35C

Bluetooth kết nối không dây giữa máy tính và vi điều khiển, cho phép kiểm soát thông số máy bay trong quá trình bay Nó truyền tín hiệu điều khiển từ máy tính tới máy bay, đồng thời gửi các thông số của bộ điều khiển PID lên vi điều khiển Việc này giúp tiết kiệm thời gian và đánh giá chất lượng bộ điều khiển thông qua phản hồi về các góc.

Kích thước 23mm x 33mm x 107mm

Dung lượng 2200mAh Điện áp 11.1V

Tốc độ xả liên tục 35C

BẢNG 2.1.2.7 Các thông số của Bluetooth HC-05 Đông cơ không chổi quét

Động cơ DC không chổi than có kết cấu cơ khí đáng tin cậy hơn và hiệu suất lực đẩy cao hơn so với khối lượng so với động cơ DC có chổi than Vì các động cơ hiện có không cung cấp thông số đầy đủ, tôi sẽ thực hiện các thí nghiệm trong các phần sau để xác định các thông số của động cơ.

Mô hình quadrotor

Trước khi phân tích các yếu tố động lực học của máy bay, việc xác định các hệ quy chiếu là rất quan trọng Các hệ quy chiếu cho phép người quan sát mô tả chuyển động của máy bay, và những người quan sát ở các hệ quy chiếu khác nhau sẽ cảm nhận chuyển động của cùng một máy bay khác nhau tại cùng một thời điểm Mỗi hệ quy chiếu gắn với các hệ trục tọa độ, cho phép tính toán các thay đổi định lượng về trạng thái động học của máy bay Hệ tọa độ phổ biến nhất được sử dụng là hệ Decartes Để mô tả chuyển động của máy bay, cần sử dụng hai hệ quy chiếu cụ thể.

Hệ quy chiếu quán tính là hệ không có gia tốc, nơi các định luật Newton được áp dụng Trong hệ này, trục tọa độ có gốc tọa độ (OE) gắn với một vật mốc cố định so với Trái Đất Hệ được ký hiệu là NED, với ba trục tọa độ xE, yE, zE lần lượt chỉ theo các hướng bắc (North), đông (East) và hướng về tâm Trái Đất.

Hệ quy chiếu gắn với vật thể bay, hay còn gọi là hệ vật, là hệ tọa độ cố định và di chuyển cùng với máy bay Gốc O B của hệ tọa độ này được đặt tại trọng tâm của máy bay (CG), với các trục tọa độ được ký hiệu lần lượt là x B, y B, z B.

HÌNH 2.2.1.14 Hệ tọa độ vật (hình trái) và hệ tọa độ quán tính (hình phải)

Các góc quay theo quy tắc tay phải quanh ba trục tọa độ trong hệ trục thuận được gọi là các góc Euler Do không phải là đại lượng vec-tơ, các góc quay này không tuân theo tính chất giao hoán, vì vậy thứ tự thực hiện các phép quay là rất quan trọng.

Quay là một yếu tố quan trọng trong việc định hướng hệ trục của máy bay với hệ Trái Đất Để thực hiện điều này, người ta quy ước thực hiện các phép quay theo một trình tự nhất định.

- OBxByBzB quay một góc roll ( xung quanh trục OBxB;

- Quay một góc pitch ( xung quanh trục O B y B ;

- Quay một góc yaw ( xung quanh trục O B z B và trùng với O E x E y E z E

HÌNH 2.2.2.15 Quy ước các phương chiều [7,22]

2.2.3 Ma trận chuyển đổi hệ trục tọa độ

Theo lý thuyết điều khiển, các ứng xử động học của một vật được mô tả thông qua các biến trạng thái.[2][5][6] Các biến này bao gồm:

- Các góc Euler giữa hệ vật và hệ quán tính:

- Các thành phần vận tốc góc của máy bay chiếu trên các trục tọa độ gắn với hệ vật:

- Các thành phần cho biết vị trí của máy bay trong hệ tọa độ OExEyEzE: x, y, z

- Các thành phần vận tốc dài xét trong hệ tọa độ vật được chiếu lên ba trục: O b x b , O b y b ,

Các biến trạng thái được đo trực tiếp bằng cảm biến điện tử trên máy bay có giá trị trong hệ tọa độ vật Do đó, cần sử dụng ma trận chuyển hệ trục tọa độ để chuyển đổi các giá trị đo được từ cảm biến sang giá trị xác định trong hệ quán tính.

Ma trận này thực chất được xây dựng từ trình tự quay ba góc Euler như đã trình bày trong phần trước.

- Đối với các đại lượng dài, ta có mối liên hệ giữa vận tốc dài xét trong 2 hệ trục như sau [2,21]:

- Đối với các đại lượng góc, ta có mối liên hệ giữa vận tốc góc xét trong 2 hệ trục như sau:

2.2.4 Hệ phương trình chuyển động

2.2.4.1 Các giả thiết Để khảo sát chuyển động của quadrotor, ta cần xây dựng hệ phương trình động học mô tả chuyển động của máy bay Ta đơn giản hóa việc này bằng cách đưa ra một số giả thiết sau đây:

- Bỏ qua các yếu tố biến dạng đàn hồi ở kết cấu khung quadrotor, coi máy bay là cứng tuyệt đối.

- Coi máy bay là đối xứng.

- Bỏ qua hiệu ứng mặt đất.

Các yếu tố ảnh hưởng đến thời gian hoạt động của máy bay thường nhỏ và chỉ diễn ra trong thời gian ngắn, do đó có thể bỏ qua chúng để đơn giản hóa các phương trình chuyển động Phương pháp này đã được chứng minh hiệu quả qua các nghiên cứu trước đây Việc coi kết cấu khung là cứng tuyệt đối giúp loại bỏ ảnh hưởng động học của các mối ghép cơ khí và độ đàn hồi của khung và cánh quạt, từ đó tập trung vào phân tích vật thể một cách chính xác hơn.

TIEU LUAN MOI download: skknchat@gmail.com Thể cứng tuyệt đối có 6 bậc tự do, cho phép phân tích máy bay bằng cách xem xét sự đối xứng qua các mặt phẳng O b x b y b, O b y b z b, và O b z b x b, từ đó có thể bỏ qua các thành phần mô-men tích quán tính.

2.2.4.2 Hệ phương trình động học a Các phương trình cân bằng lực

Kí hiệu tổng các ngoại lực tác động lên máy bay là: với các thành phần F x , F y , F z xác định bởi hệ tọa độ vật.

Theo định luật 2 Newton ta có:

Với = (u,v,w) là vec-tơ vận tốc tuyệt đối của máy bay xét trong hệ tọa độ vật.

Theo định luật Transport [12,12], ta có:

Máy bay được thiết kế để hoạt động với tốc độ chậm, cho phép bỏ qua các tác động của lực khí động Tuy nhiên, hai ngoại lực quan trọng không thể bị bỏ qua là lực đẩy từ bốn động cơ T và trọng lượng của máy bay W.

Để xác định các thành phần lực F x, F y, F z trong hệ tọa độ vật, cần sử dụng ma trận chuyển hệ trục tọa độ D để đưa các lực về xét trong hệ tọa độ này.

Sau khi tính toán với ma trận, ta viết lại dưới dạng hệ phương trình như sau:

(i=1,4): là lực đẩy của lần lượt 4 động cơ. là tốc độ góc của 4 động cơ.

Theo lý thuyết phần tử cánh, lực đẩy từ cánh quạt tỷ lệ thuận với tốc độ góc của cánh, với một hằng số nhất định khi biên dạng cánh và điều kiện môi trường xung quanh không thay đổi Đồng thời, các phương trình cân bằng mô-men cũng đóng vai trò quan trọng trong việc phân tích hiệu suất của cánh quạt.

Gọi tổng các mô-men ngoại lực tác động lên máy bay là: với các thành phần M x , M y ,

M z xác định bởi hệ tọa độ vật.

Theo định luật 2 Newton ta có:

- = (p,q,r) là vec-tơ vận tốc góc tuyệt đối của máy bay xét trong hệ tọa độ vật.

- I= , tensor mô-men quán tính của máy bay.

Theo định luật Transport [12,12], ta có:

Coi máy bay đối xứng qua các mặt phẳng O b x b z b , O b y b z b nên ta có , do đó phương trình được rút gọn thành:

Mô-men ngoại lực chủ yếu được tạo ra từ lực đẩy của cánh quạt và lực cản của không khí Các thành phần của vec-tơ mô-men ngoại lực có thể được phân tích một cách đơn giản để hiểu rõ hơn về ảnh hưởng của chúng.

- l: chiều dài cánh tay đòn, tính bằng khoảng cách từ điểm đặt lực trên cánh tay đòn đến vị trí trọng tâm máy bay.

Hệ số mô-men cản (d) là một yếu tố quan trọng trong lý thuyết phần tử cánh, cho thấy rằng mô-men cản do lực khí động tác động lên cánh quạt tỉ lệ thuận với tốc độ góc của cánh Điều này xảy ra dưới điều kiện biên dạng cánh và môi trường xung quanh được giữ ổn định.

Cuối cùng, ta thu được hệ phương trình cân bằng mô-men: c Bổ sung hiệu ứng gyroscope của cánh quạt

Việc xây dựng hệ phương trình cân bằng mô-men cho quadrotor được thực hiện dựa trên giả định rằng máy bay là một vật rắn tuyệt đối, không tính đến các chuyển động tương đối giữa các thành phần Tuy nhiên, trong thực tế, sự quay của các cánh quạt tạo ra các mô-men gyroscope ảnh hưởng đến các trục còn lại của máy bay Do đó, cần xem xét thêm các thành phần này vào tổng mô-men để có được một mô hình chính xác hơn.

TIEU LUAN MOI download : skknchat@gmail.com men ngoại lực của quadrotor Hệ phương trình cân bằng mô-men cuối cùng thu được là [5,11]:

- tốc độ quay của cánh quạt.

- mô-men quán tính của cánh quạt so với trục quay.

Mô hình động cơ và cánh quạt

Động cơ một chiều không chổi than (BLDC) được sử dụng làm thiết bị tạo lực đẩy cho mô hình máy bay nhờ vào những ưu điểm vượt trội, mặc dù việc chế tạo phức tạp và chi phí cao hơn so với động cơ có chổi than.

Cho mô-men xoắn lớn hơn so với động cơ DC cùng khối lượng

Hiệu suất mô-men xoắn vượt trội so với công suất tiêu thụ, mang lại độ tin cậy cao và tuổi thọ dài Thiết kế không sử dụng cơ cấu tiếp xúc trực tiếp như chổi than giúp giảm thiểu nhu cầu bảo trì.

Bộ điều tốc điện từ (ESC) dễ dàng tích hợp với hệ thống điều khiển số, giúp đơn giản hóa quá trình điều khiển động cơ ESC cho phép điều khiển động cơ thông qua vi điều khiển bằng cách điều chỉnh độ rộng xung (PWM) Thông thường, các ESC nhận tín hiệu điều khiển với tần số 50Hz và độ rộng xung từ 1ms đến 2ms, tương ứng với mức tốc độ từ thấp nhất đến cao nhất của động cơ.

Tổ hợp ESC, động cơ và cánh quạt cho phép điều khiển lực đẩy máy bay thông qua tín hiệu từ bộ điều khiển, bằng cách điều chỉnh tốc độ động cơ Để mô phỏng hành vi động học của quadrotor, cần xây dựng mô hình toán học cho cụm ESC, động cơ và cánh quạt Hàm truyền của động cơ một chiều bao gồm một khâu tỉ lệ và một khâu quán tính bậc hai, với hai điểm cực liên quan đến yếu tố cơ khí và điện Do ảnh hưởng của yếu tố điện không đáng kể, ta có thể loại bỏ một điểm cực và xem hàm truyền động cơ gần đúng như khâu quán tính bậc nhất.

Việc nhận dạng mô hình động cơ được thực hiện thông qua phương pháp thực nghiệm, trong đó các thí nghiệm nhằm xác định các hằng số K và τ của hàm truyền G Hằng số K thể hiện tỷ lệ giữa lực đẩy do cánh quạt tạo ra và độ rộng xung tín hiệu cấp cho ESC, trong khi hằng số thời gian τ phản ánh tốc độ đáp ứng của cụm ESC và động cơ, biểu thị khoảng thời gian cần thiết để đạt được tín hiệu đầu ra mong muốn sau khi nhận được tín hiệu điều khiển.

2.3.1 Đo lực động cơ thay đổi theo độ rộng xung

Để tuyến tính hóa mô hình máy bay, cần xác định điểm làm việc, trong đó lựa chọn điểm máy bay bay treo do máy bay hoạt động chủ yếu xung quanh trạng thái này Thí nghiệm nhằm xác định điểm làm việc được thực hiện bằng cách xác định dải lực đẩy mà động cơ cung cấp tương ứng với dải độ rộng xung điều khiển, từ đó tìm ra độ rộng xung cho các ESC trong trạng thái máy bay bay treo.

Hình 6.1 mô tả quy trình thí nghiệm đo sự thay đổi lực đẩy do cụm động cơ cánh quạt tạo ra khi thay đổi xung cung cấp từ vi điều khiển Trước khi bắt đầu thí nghiệm, bốn ESC được hiệu chỉnh để đảm bảo tốc độ của bốn động cơ đồng đều với cùng một tín hiệu xung điều khiển Nhờ đó, khi lắp cánh quạt có thông số khí động giống nhau, các động cơ sẽ tạo ra lực đẩy tương đương khi nhận cùng một tín hiệu xung Các thí nghiệm được thực hiện với pin đã được nạp đầy (12.6 V).

Vi điều khiển điều chỉnh độ rộng xung để kiểm soát tốc độ động cơ và gửi dữ liệu về máy tính qua cổng COM Động cơ và cánh quạt được gắn trên cảm biến lực, đảm bảo phương lực đẩy vuông góc với bề mặt cảm biến Cảm biến lực sử dụng biến trở có điện trở thay đổi tỉ lệ với độ biến dạng do ngoại lực, cho phép điện áp đầu ra tỉ lệ với lực tác dụng Điện áp này được ghi lại bằng thiết bị Agilent 34970A và gửi về máy tính qua cổng COM Dựa vào thông số của cảm biến từ nhà sản xuất, ta có thể liên hệ giá trị điện áp với lực đẩy của động cơ Bộ gá cần có độ cứng và vững chắc để tránh biến dạng khi chịu lực, đảm bảo chuyển vị dưới mô-men uốn được ghi nhận chính xác trên cảm biến.

HÌNH 2.3.1.16 Mô hình thí nghiệm đo lực đẩy của động cơ Động cơ

+Cánh quạt Vi điềều khiển

Cảm biềếnựl c Điện áp COM1

HÌNH 2.3.1.17 Sơ đồ thí nghiệm

Sau khi thực hiện thí nghiệm với bốn cụm động cơ, cánh quạt và ESC, chúng tôi đã biểu diễn mối liên hệ giữa lực đẩy và độ rộng xung trên đồ thị.

PWM (ms) Động cơ 1 Động cơ 2 Động cơ 3 Động cơ 4

HÌNH 2.3.1.18 Đồ thị biểu diễn lực đẩy động cơ theo xung cấp

Dựa vào kết quả đo được, ta tìm được độ rộng xung của động cơ tại trạng thái máy bay bay treo:

Tổng khối lượng của máy là 930 gam, vì vậy mỗi động cơ cần cung cấp lực đẩy tối thiểu là 232.5 gam để thực hiện bay treo, khi bỏ qua ảnh hưởng của hiệu ứng mặt đất Lực đẩy này tương ứng với độ rộng xung cần cấp cho mỗi ESC.

ESC 1 ESC 2 ESC 3 ESC 4 Trung bình

BẢNG 2.3.1.8 Mức xung cấp cho 4 ESC để máy bay bay treo

2.3.2 Đo tốc độ động cơ thay đổi theo độ rộng xung

Thí nghiệm được thực hiện nhằm xác định hệ số K, tỷ lệ giữa tốc độ quay của động cơ và độ rộng xung cấp cho ESC Tốc độ động cơ phụ thuộc vào nhiều yếu tố như tải trên trục, điện áp nguồn cấp và hiệu suất động cơ, chịu ảnh hưởng bởi nhiệt độ và ma sát cơ khí Để đảm bảo so sánh chính xác, thí nghiệm được tiến hành với pin đã nạp đầy (12.6 V) Đặc biệt, do tốc độ động cơ tỉ lệ nghịch với tải trọng, động cơ cần được gắn với cánh quạt trong quá trình thí nghiệm để đo tốc độ thực tế khi động cơ chịu tải Tải trọng này chủ yếu đến từ lực cản khí động tác động lên profile cánh, gây ra mô-men cản đối với trục động cơ, với các nguyên nhân lực cản bao gồm ma sát giữa dòng khí và bề mặt cánh, cùng với lực cản do xoáy hình thành ở mép cánh.

HÌNH 2.3.2.19 Sơ đồ thí nghiệm đo thay đổi của tốc độ động cơ theo độ rộng xung

Encoder đo động cơ sử dụng cặp photodiodes, bao gồm một LED phát hồng ngoại và một diode quang hoạt động như công tắc đóng ngắt mạch Công tắc này thay đổi trạng thái dựa trên cường độ ánh sáng hồng ngoại từ LED: khi ánh sáng bị chặn, công tắc mở và không cho dòng điện đi qua; ngược lại, khi được chiếu sáng, công tắc đóng và cho phép dòng điện chảy Cường độ dòng điện qua diode tỷ lệ thuận với cường độ ánh sáng nhận được Tín hiệu từ diode quang được gửi đến IC so sánh điện áp LM339N để chuyển đổi thành tín hiệu số với các mức logic cao (5V) và thấp (0V).

TIEU LUAN MOI download : skknchat@gmail.com nối với đầu đo của Agilent 34970A, cho phép hiển thị tần số dao động đóng mở của photodiode.

HÌNH 2.3.2.20 Sơ đồ mạch encoder đo tốc độ động cơ

HÌNH 2.3.2.21 Bộ gá động cơ và encoder

Encoder được sử dụng để đo vận tốc góc của động cơ thông qua tần số đóng mở của diode quang, do đó đĩa encoder không cần độ phân giải cao như encoder đo vị trí Chỉ cần một lá quét trên đĩa encoder, và số lần lá quét qua khe của cặp photodiodes trong một giây sẽ tương ứng với tốc độ quay của động cơ (đơn vị: số vòng trên giây) Giá trị này được hiển thị dưới dạng tần số trên thiết bị Agilent 34970A (đơn vị: Hz).

HÌNH 2.3.2.22 Mô hình thí nghiệm đo thay đổi tốc độ động cơ theo độ rộng xung

Sau khi đo từng cụm ESC, động cơ và cánh quạt, chúng ta nhận thấy rằng tốc độ động cơ thay đổi theo độ rộng xung PWM từ thấp đến cao Thông qua thí nghiệm trước, chúng ta đã xác định được mức xung cần thiết để máy bay có thể bay treo Kết hợp với đồ thị 6.2, chúng ta có thể xác định tốc độ của các động cơ khi máy bay ở trạng thái bay treo ứng với độ rộng xung PWM.

= 1.385 ms. Đơn vị Động cơ 1 Động cơ 2 Động cơ 3 Động cơ 4 Trung bình rad/s 560.25341 524.38082 537.60944 532.91716 538.78314

BẢNG 2.3.2.9 Giá trị tốc độ góc của bốn động cơ khi máy bay bay treo

PWM (ms) Động cơ 1 Động cơ 2 Động cơ 3 Động cơ 4

Để tính toán tốc độ của các động cơ khi máy bay bay treo, cần xác định hàm số mô tả mối quan hệ giữa tốc độ góc và độ rộng xung Hệ số góc của tiếp tuyến tại điểm độ rộng xung cho máy bay bay treo cho thấy mối quan hệ gần như tuyến tính Dựa vào dữ liệu trong bảng 6.2, các hệ số góc tại điểm tuyến tính hóa của 4 đường cong cho 4 động cơ được tìm ra, tương ứng với hệ số tỷ lệ K trong hàm truyền động cơ Kết quả được thể hiện trong bảng 6.2b với các giá trị trung bình là 765.87 rad/s/ms cho 4 động cơ.

Thiết kế bộ điều khiển

Trong phần này, chúng tôi xây dựng bộ điều khiển cho quadrotor, dựa trên nghiên cứu trước đây đã chứng minh hiệu quả của nhiều loại bộ điều khiển, đặc biệt là bộ điều khiển PID (Proportional – Integral – Derivative) trong môi trường nhiễu khí động nhẹ Bộ điều khiển PID có ưu điểm là dễ dàng tích hợp và chi phí thấp, nhưng việc điều chỉnh các thông số P, I, D cần nhiều kinh nghiệm và thời gian, thường dẫn đến việc phải hy sinh một số tiêu chuẩn khác như tốc độ phản hồi Thiết kế bộ điều khiển PID chủ yếu dựa trên mô hình quadrotor đơn giản, chỉ tập trung vào các yếu tố chính ảnh hưởng đến động học của máy bay, đồng thời bỏ qua hiện tượng gyro không đáng kể Chúng tôi sẽ xem xét các bài toán ổn định cho từng chuyển động độc lập, bao gồm ổn định góc roll, góc pitch, độ cao và góc yaw.

Trong phạm vi hoạt động gần trạng thái bay treo, bao gồm tốc độ thấp và các góc roll, pitch nhỏ, chúng ta có thể xây dựng một mô hình toán học tuyến tính hóa để mô tả các chuyển động chính diễn ra xung quanh trạng thái này.

Sau khi áp dụng giả thiết để đơn giản hóa mô hình toán học, chúng ta tiến hành mô phỏng và thiết kế bộ điều khiển bằng phần mềm MATLAB-Simulink Để đánh giá chất lượng của các bộ điều khiển, các tiêu chuẩn cụ thể sẽ được sử dụng làm căn cứ.

Vọt lố xuất hiện khi tín hiệu mong muốn không vượt quá 10% trong miền thời gian Độ bền vững của hệ thống được đánh giá qua độ dư pha và độ dư biên độ, dựa trên biểu đồ Bode của hệ hở Để đảm bảo tính ổn định, hệ thống cần đạt độ dự trữ biên độ tối thiểu là 3dB và độ dự trữ pha tối thiểu là 30 độ, đây là yêu cầu chung cho hầu hết các hệ thống điều khiển trong ngành công nghiệp.

Các phương trình mô tả chuyển động theo phương ngang của quadrotor:

Do ở trạng thái bay treo, mô-men roll , nên ta có:

Vậy, mô hình không gian trạng thái mô tả chuyển động theo phương ngang của máy bay là:

Dựa vào mô hình không gian-trạng thái của máy ta thu được hàm truyền liên hệ giữa góc roll và tốc độ góc của động cơ:

Ta tiến hành mô phỏng trên SIMULINK theo mô hình sau:

Để mô phỏng thực tế một cách chính xác, chúng ta cần đưa yếu tố nhiễu vào trong mô hình Đặc biệt, thông số Noise Power của khối Band-Limited White Noise được thiết lập là 0.00001, nhằm đảm bảo rằng biên độ tín hiệu nhiễu gần giống với tín hiệu nhiễu trong thực tế.

Góc roll (rad) 0 góc roll

Trong khối PID, mô hình PID song song được lựa chọn vì số lượng phép tính ít hơn, giúp thuật toán hoạt động trên vi điều khiển với tốc độ nhanh hơn Chúng tôi sử dụng phương pháp Euler Backward cho khối tích phân, nhờ đó tạo ra độ trễ pha nhỏ hơn 90 độ Việc giảm độ trễ pha này cho phép tăng độ dư pha, từ đó nâng cao độ ổn định của hệ thống Kết quả thu được cho thấy, đối với máy bay lệch một góc roll 25 độ so với vị trí ngang, hệ thống hoạt động hiệu quả hơn.

Các thông số PID thu được cho bộ điều khiển:

D 0.046 Đánh giá chất lượng của bộ điều khiển:

Thời gian quá độ 1.36 s Độ vọt lố 9.68 % Độ dự trữ pha 58.7 độ Độ dự trữ biên 14.8 dB

Kết luận: Với các thông số PID tìm được, bộ điều khiển cho chất lượng điều khiển thỏa mãn với các tiêu chí đặt ra.

Các phương trình mô tả chuyển động theo phương dọc của quadrotor:

Do ở trạng thái bay treo, mô-men pitch , nên ta có:

Dựa vào mô hình không gian-trạng thái của máy ta thu được hàm truyền liên hệ giữa góc roll và tốc độ góc của động cơ:

Mô phỏng trên SIMULINK tương tự bài toán ổn định góc roll, ta thu được các thông số cho bộ điều khiển PID:

Thời gian quá độ 1.36 s Độ vọt lố 9.68 % Độ dự trữ pha 58.7 độ Độ dự trữ biên 14.8 dB

Các phương trình mô tả chuyển động tịnh tiến theo phương trục Oz E của quadrotor:

Theo lý thuyết nhiễu nhỏ, ta có thể bỏ qua các đại lượng nhiễu nhỏ bậc cao lớn hơn 1:

Do lực đẩy ở trạng thái bay treo của các động cơ là :

Dựa vào mô hình không gian-trạng thái của máy ta thu được hàm truyền liên hệ giữa độ cao và tốc độ góc của động cơ:

Ta tiến hành mô phỏng trên SIMULINK theo mô hình sau:

Kết quả mô phỏng cho thấy đáp ứng của mô hình khi có tín hiệu điều khiển:

Các thông số PID thu được cho bộ điều khiển:

Thời gian quá độ 3.96 s Độ vọt lố 10.7 % Độ dự trữ pha 60 độ Độ dự trữ biên 16 dB

Mô phỏng bài toán ổn định góc Yaw đòi hỏi xác định hệ số lực cản của cánh quạt, yếu tố chính ảnh hưởng đến sự thay đổi góc Yaw trên quadrotor Tuy nhiên, việc ổn định góc Yaw có thể thực hiện hoàn toàn bằng phương pháp thực nghiệm, vì tầm quan trọng của nó không cao như bài toán ổn định góc Roll và Pitch Trong phần thực nghiệm, chúng ta sẽ điều chỉnh các tham số cho bộ điều khiển PID nhằm ổn định góc Yaw.

Thực nghiệm

Trước khi tiến hành mô hình hóa, chúng ta đã đưa ra các giả thiết để đơn giản hóa bài toán Tuy nhiên, việc lược bỏ các ảnh hưởng như sự bất đối xứng về kết cấu, hiệu ứng mặt đất và hiệu ứng gyro của cánh quạt có thể dẫn đến kết quả mô phỏng không chính xác Hơn nữa, việc tuyến tính hóa đã loại bỏ sự tương tác giữa các yếu tố trên các trục khác nhau, làm giảm khả năng áp dụng của mô hình quadrotor tuyến tính Ngoài ra, môi trường xung quanh còn phát sinh nhiều dạng nhiễu như nhiễu khí động, nhiễu điện từ từ thiết bị điện tử hoạt động ở tần số cao và nhiễu do rung động cơ khí, tất cả đều ảnh hưởng đến độ chính xác của kết quả mô phỏng.

Do những nguyên nhân này, việc mô phỏng các hệ thống và giảm thiểu ảnh hưởng của nhiễu là cần thiết Sau đó, cần tiến hành thử nghiệm và điều chỉnh lại các thông số cho bộ điều khiển dựa trên các thông số đã được tính toán trước đó.

Rung động kết cấu tạo ra nhiễu trên tín hiệu từ cảm biến, đặc biệt là cảm biến gia tốc, vì cấu trúc của nó gồm các lò xo dễ bị biến dạng dưới tác động lực Do đó, việc lọc tín hiệu gia tốc thu được từ cảm biến là cần thiết để cải thiện độ chính xác của dữ liệu.

Mặt khác, ta chỉ quan tâm dữ liệu ở dải tần số thấp đối với cảm biến này, khác với gyroscope chỉ ở dải tần số cao.

Bộ lọc IIR (Infinite Impulse Response) được thiết kế với dải tần 242.39 Hz và tần số lấy mẫu 0.02 ms, cho kết quả lọc như thể hiện trong HÌNH 2.5.1.

Trước bộ lọc Sau bộ lọc

HÌNH 2.5.1.27 Tín hiệu gia tốc đo trên một trục trước và sau bộ lọc Đánh giá kết quả trước và sau bộ lọc:

Sau bộ lọc MIN 0.12063 lọc MAX -2 MAX -0.9004

Bảng 2.5.1.12 trình bày giá trị nhỏ nhất và lớn nhất của gia tốc (m/s²) đo được trước và sau khi sử dụng bộ lọc Để dò tìm thông số bộ điều khiển PID, tôi đã phát triển chương trình PID_Tunning bằng Visual Basic Phần mềm này hỗ trợ kết nối với thiết bị Bluetooth gắn trên quadrotor qua cổng COM, cho phép gửi các tham số P, I, D đến từng bộ điều khiển trên vi điều khiển của máy bay Chức năng Precision giúp tinh chỉnh các tham số P, I, D với độ chính xác khác nhau, trong khi dữ liệu Bluetooth được truyền về máy tính và cập nhật liên tục trên màn hình.

Tải xuống TIEU LUAN MOI tại địa chỉ skknchat@gmail.com Dữ liệu bao gồm việc xác nhận các thông số P, I, D được gửi đến vi điều khiển, cùng với thông tin về giá trị hiện tại của các góc roll, pitch và yaw của máy bay.

HÌNH 2.5.2.28 Giao diện phần mềm PID_Tunning

Việc thử nghiệm vẫn đang tiếp tục diễn ra, nhưng quá trình điều chỉnh các thông số cho bộ điều khiển tốn nhiều thời gian và chưa đạt được kết quả mong muốn Nguyên nhân chủ yếu là do hạn chế về độ chính xác của mô hình chế tạo và thiếu hụt các phương tiện cần thiết.

Qua thực nghiệm, tôi đã rút ra những kinh nghiệm quý báu trong việc mô phỏng ổn định động học cho quadrotor và các thiết bị bay khác Dữ liệu đo đạc cùng với các chương trình phát triển sẽ là nền tảng để cải tiến sản phẩm này trong tương lai.

Tiêu đề	Tìm Hiểu Về Quadrotor
Tác giả	Nguyễn Công Trường
Người hướng dẫn	Thầy Bùi Hồng Sơn
Trường học	Trường Đại Học Công Nghệ-ĐHQGHN
Chuyên ngành	Cơ Học Kỹ Thuật 2
Thể loại	bài tập lớn

Định dạng
Số trang	78
Dung lượng	1,17 MB