Резюме на изследователска работа по Материално инженерство, автор на научна статия - Kyaw Myat Thu, A.I. Гаврилов

Резюме Quadcopters генерираха значителен интерес както в контролната общност, поради тяхната сложна динамика и много възможности в приложенията на открито поради техните предимства пред обикновените летателни апарати. Тази статия представя дизайна и новия метод за управление на квадрокоптер, използващ L1 процес на адаптивен дизайн на управление, при който параметрите за управление се определят систематично въз основа на интуитивно желаните показатели за производителност и устойчивост, зададени от дизайнера.

моделиране

Подобни теми на научна статия в Материалното инженерство, автор на научна статия - Kyaw Myat Thu, A.I. Гаврилов

Академична изследователска работа на тема "Проектиране и моделиране на система за управление на квадрокоптер с помощта на L1 адаптивно управление"

Достъпно онлайн на www.sciencedirect.com

Процедура Компютърни науки 103 (2017) 528 - 535

XU-ти международен симпозиум «Интелигентни системи», INTELS'16, 5-7 октомври 2016 г., Москва,

Проектиране и моделиране на система за управление на квадрокоптер с помощта на L1

Квадрокоптерите предизвикаха значителен интерес както в контролната общност, поради сложната си динамика и много възможности в приложенията на открито поради своите предимства пред обикновените въздушни превозни средства. Тази статия представя дизайна и новия метод за управление на квадрокоптер, използващ L1 процес на адаптивен дизайн на управление, при който параметрите за управление се определят систематично въз основа на интуитивно желаните показатели за производителност и устойчивост, зададени от дизайнера.

Рецензия под отговорността на научния комитет на Xll-тия международен симпозиум "Интелигентни системи" Ключови думи: квадрокоптер; БЛА; дизайн; моделиране; система за автоматично управление; L1 адаптивно управление

Безпилотните летателни апарати (БЛА) стават все по-известни в различни аерокосмически приложения. Необходимостта да се експлоатират тези превозни средства в потенциално ограничени среди и да се направят устойчиви на повреди на задвижващия механизъм и вариации на инсталацията породи нов интерес към техниките за адаптивно управление6. Референтният модел за адаптивен контрол (MRAC) се използва широко, но може да бъде особено податлив на закъснения във времето. Филтрирана версия на MRAC, наречена L1 адаптивно управление, е разработена, за да се справи с тези проблеми и да предложи по-реалистично адаптивно решение1.

Основното предимство на адаптивния контрол на L1 пред други алгоритми за адаптивно управление като MRAC е, че L1 чисто разделя производителността и стабилността2. Включването на нискочестотен филтър не само гарантира ограничена честотна лента контролен сигнал, но също така позволява произволно висока скорост на адаптация, ограничена само от наличните изчислителни

* Автора за кореспонденция. Имейл адрес: [email protected]

Рецензия под отговорност на научния комитет на Xll-тия международен симпозиум "Интелигентни системи" doi: 10.1016/j.procs.2017.01.046

Kyaw Myat Thua *, A.I. Гаврилова

Московски държавен технически университет "Бауман", ул. 2-я Бауманская 5, Москва 105005, Русия

ресурси. Това параметризира проблема с адаптивното управление в две много реалистични ограничения: честотна лента на задвижващия механизъм и налични изчисления. В тази статия разглеждаме версията на L1 с обратна връзка с изхода, описана в3. Тази формула с един вход (SISO) има няколко предимства. Преди всичко, състоянията на вътрешната система не трябва да се моделират или измерват. Всичко, което се изисква, е SISO входно-изходен модел, който може да обхване цялата система със затворен цикъл и да бъде придобит с помощта на прости техники за идентификация на системата. По този начин адаптивният контролер може да бъде обвит около вече стабилна система със затворен цикъл4, добавяйки производителност и стабилност в лицето на вариациите на растенията. Също така е лесно да се предскаже граница на времезакъснението, като се използва стандартен анализ на линейни системи и този марж е потвърден експериментално. И накрая, обратната връзка на изхода L1 е относително лесна за прилагане на практика, както ще се види в експерименталните раздели5.

2. Моделиране на динамика на квадрокоптера

Квадрокоптерът е недостатъчно задвижван самолет с фиксиран ъгъл на четирите ротора, както е показано на Фигура 1. Моделирането на превозно средство като квадрокоптер не е лесна задача поради сложната му структура. Целта е да се разработи модел на превозното средство възможно най-реалистично.

Типичният квадрокоптер има четири ротора с фиксирани ъгли и те правят квадрокоптер с четири входни сили, които са основно тягата, осигурена от всеки винт, както е показано на фигура 1. Има две възможни конфигурации за повечето от конструкциите на квадрокоптера "+" и "x" . Квадрокоптерът с X-конфигурация се счита за по-стабилен в сравнение с + конфигурацията, което е по-акробатична конфигурация. Витлата 1 и 3 се въртят обратно на часовниковата стрелка (CW), 2 и 4 се въртят обратно на часовниковата стрелка (CCW). Така че квадрокоптерът може да поддържа движение напред (назад), като увеличава (намалява) скоростта на скоростта на предните (задни) ротори, като същевременно намалява (увеличава) скоростта на задния (предния) ротор, което означава промяна на ъгъла на стъпката. Този процес е необходим за компенсиране на действието/реакционния ефект (Закон на Третия Нютон). Витлата 1 и 3 имат противоположна стъпка спрямо 2 и 4, така че всички тяги имат една и съща посока7.

'+ "Конфигурация" X "Конфигурация

Фигура 1. Два основни типа конфигурация на квадрокоптер.

Има две референтни системи, които трябва да бъдат дефинирани като референтни, които са инерционна референтна система (земна рамка-XE, YE, ZE) и квадроторна референтна система (корпусна рамка-XB, YB, ZB). Референтните системни рамки са показани на Фигура 2. Динамиката на квадрокоптера може да бъде описана по много различни начини като кватернион, ъгъл на Ойлер и матрица на посоката. Въпреки това, при проектирането на контрола за стабилизация на позицията е необходима справка в ъгъла на оста, така че проектираният контролер може да постигне стабилен полет. При контрола за стабилизация на позицията всички референтни ъгли във всяка ос трябва да бъдат приблизително нула, особено при излитане, кацане или зависване. Той гарантира, че тялото на квадрокоптера винаги е в хоризонтално състояние, когато върху него се прилагат външни сили8. Ориентацията на квадрокоптера може да се определи от три ъгъла на Ойлер, които са ъгъл на търкаляне (O), ъгъл на стъпката (0) и ъгъл на наклон (9). На фигура 2 ®j, ffl2, ffl3, ffl4 - скорости на въртене (ъглова скорост) на витлата; Tp T2, T3, T4: сили, генерирани от витлата; F ^ ®.2: въз основа на формата на витлото, плътността на въздуха и др .; m: маса на квадрокоптера; mg: тегло на квадрокоптера; (¡>, 9, y: ангели на ролка, терен и прорез.

Позицията на квадрокоптера е дефинирана в инерционната рамка x, y, z- оси с Позицията, т.е. ъгловата позиция, е дефинирана в инерционната рамка с три ъглови ъгъла r \. Ъгълът на стъпка 0 определя въртенето на квадрокоптера около оста y. Ъгъл на търкаляне q> определя въртенето около оста x и ъгъла на наклон y около оста z. Вектор q съдържа векторите на линейното и ъгловото положение,

Фиг.2 Сили, моменти и референтни системи на квадрокоптер.

Началото на референтната част на тялото (рамката на тялото) е в центъра на масата на квадрокоптера. В рамката на тялото линейните скорости се определят от JB, а ъгловите скорости от a>.

Матрицата на въртене от рамката на тялото към инерционната рамка е

в която Sx = sin (x) и Cx = cos (x). Матрицата на въртене R е ортогонална, следователно R 1 = RT, която е матрицата на въртене от инерционната рамка към рамката на тялото.

Има 3 типа ъглови скорости, които могат да се опишат като производна на (cp, 0, if /) по отношение на времето,

(f) = Скорост на търкаляне, 0 = Скорост на подаване, y/= Скорост на накланяне.

Като се има предвид състоянието на зависване на квадрокоптера, се дават 4 уравнения на сили, посоки, моменти и скорости на въртене. Те са описани по-долу,

Равновесие на силите: ^ 4 = 1 Tt = - m g Равновесие на посоките: Tl234 11 g Равновесие на моментите: ^ 4 = 1 M i = 0

Равновесие на скоростите на въртене: (^ + &> 3) - (^ 2 + co4) = 0, И следствието е: ^ = 0, 0 = 0, y/= 0 .

Чрез увеличаване/намаляване на скоростта на въртене на всички витла, квадрокоптерът може да прави движения, летящи нагоре и надолу,