Page 221 - Kỷ yếu hội thảo quốc tế: Ứng dụng công nghệ mới trong công trình xanh - lần thứ 9 (ATiGB 2024)

212 TRƯỜNG ĐẠI HỌC SƯ PHẠM KỸ THUẬT - ĐẠI HỌC ĐÀ NẴNG

Trong đó Ax , Ay , và Az là các hệ số lực cản cho phương pháp tối ưu hóa đặc biệt cho các bài toán
các vận tốc trong các hướng tương ứng của hệ tọa độ không trơn.
quán tính. Việc đáp ứng yêu cầu cơ bản hoặc điều kiện tối
Nhiều hiệu ứng khí động học khác cũng có thể thiểu được nêu ra, đủ để đảm bảo rằng phương pháp
được bao gồm trong mô hình. Ví dụ, sự phụ thuộc của điều khiển PID / H có cấu trúc sẽ tìm ra giải pháp
lực đẩy vào góc tấn công, sự nhấp nhô của cánh quạt 
và sự gián đoạn luồng không khí đã được nghiên cứu đúng và ổn định cho hệ thống máy bay bốn cánh quạt.
trong bài báo [10] và [11]. Các ảnh hưởng của các Trong phạm vi của bài viết này, công cụ systune được
hiệu ứng khí động học rất phức tạp và các hiệu ứng sử dụng để thiết kế bộ điều khiển PID trên theo
này khó mô hình hóa. Ngoài ra, một số hiệu ứng chỉ có phương pháp PID / H . Cũng cần lưu ý rằng việc sử

ảnh hưởng đáng kể ở tốc độ cao. Do đó, các hiệu ứng dụng công cụ này nhằm giải quyết vấn đề tối ưu cục
này được loại trừ khỏi mô hình và mô hình đơn giản bộ thay vì giải quyết vấn đề tối ưu lồi LMI, điều này
được sử dụng. được trình bày cụ thể trong bài báo [12], trong đó có
3. THIẾT KẾ BỘ ĐIỀU KHIỂN một thuật toán để giải quyết nó. Do đó, trong phạm vi
bài viết này, nhóm chỉ trình bày cách sử dụng công cụ
Trong phần này, bộ điều khiển PID được sử dụng. này. Lệnh Matlab như sau:
Đây là một bộ điều khiển cổ điển có cấu trúc như sau:
%% ROLL ANGLE
de ( ) t G1_roll=tf([10.2149],[1-0.98880.2274
u = K e ( ) t + K  e ( ) t dt + K (14)
P I D 37.03]);
dt
%% PITCH ANGLE
Dạng Laplace của bộ điều khiển PID: G1_pitch=tf([10.2076],[1-1.769-0.01226
K K d s 27.05]);
C ( ) s = K + i + (15) %% YAW ANGLE
p
s T s + 1
f G1_yaw = tf([1],[1 0.4833 0]);
Trong đó các hệ số Kp, Ki, Kd, Tf, sẽ được thiết kế. %% ROLL ANGLE
Trong mục này, phần thiết kế bộ điều khiển được dựa Croll = tunablePID('Croll','pid');
trên phương pháp PID / H có cấu trúc cho máy bay Croll.Tf.Value=0.215;Croll.Tf.Free=false;

bốn cánh quạt được tham khảo dựa trên bài báo [12]. LS = AnalysisPoint('u');
Phần tiếp theo trong mục này sẽ trình bày lại các bước %% PITCH ANGLE
Cpit = tunablePID('Cpit','pid');
xây dựng chương trình của phương pháp PID / H có

cấu trúc cho hệ thống máy bay bốn cánh quạt. Cpit.Tf.Value=0.188;Cpit.Tf.Free=false;
LS = AnalysisPoint('u');
Phương pháp PID / H có cấu trúc trong thiết kế %% YAW ANGLE

điều khiển là cơ sở để tạo ra hàm truyền tổng thể Cyaw = tunablePID('Cyaw','pid');
H(s) bằng cách kết hợp các hàm truyền của hệ thống Cyaw.Tf.Value = 0.02;Cyaw.Tf.Free = false;
và bộ điều khiển thông qua công thức: LS = AnalysisPoint('u');
%% ROLL ANGLE
H ( ) :=s F (P ( ), Diag s (C ( ),. . .,s C s
( )) (16)
l
T0roll = feedback(G1_roll*LS*Croll,1);
Trong đó, Fl là phép biến đổi được áp dụng cho T0roll.u = 'r'; T0roll.y = 'y';
hàm truyền P(s) và ma trận chéo chứa các hàm điều %% PITCH ANGLE
khiển C(s). Phương pháp này cho phép thiết kế các bộ T0pit = feedback(G1_pitch*LS*Cpit,1);
điều khiển với các yêu cầu về cấu trúc cụ thể để đảm
bảo tính ổn định và hiệu suất của hệ thống điều khiển. T0pit.u = 'r'; T0pit.y = 'y';
%% YAW ANGLE
Một mô hình máy bay bốn cánh quạt sẽ bao gồm
các thành phần không trơn và không lồi, như lực khí T0yaw = feedback(G1_yaw*LS*Cyaw,1);
động học phi tuyến từ cánh quạt và ràng buộc phức T0yaw.u = 'r'; T0yaw.y = 'y';
tạp trong lập kế hoạch đường bay. Các đặc tính không %% ROLL ANGLE
trơn xuất hiện khi có sự thay đổi đột ngột trong điều Rtrack=TuningGoal.Tracking('r','y',100,1e-2);
kiện điều khiển hoặc môi trường, gây ra đáp ứng Rreject = TuningGoal.Gain('LS','y',0.5);
không liên tục, đòi hỏi kỹ thuật điều khiển và tối ưu %% PITCH ANGLE
hóa tiên tiến. Phương pháp PID / H có cấu trúc ở Rtrack=TuningGoal.Tracking('r','y',100,1e-1);

(16) có thể được giải quyết bằng cách sử dụng các Rreject = TuningGoal.Gain('LS','y',0.5);

ISBN: 978-604-80-9779-0