Управление движением беспилотного четырехвинтового летательного аппарата

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Гавриш А.И.
Донбасский государственный технический университет Ульшин В. А.
Восточноукраинский национальный университет имени В.И. Даля
АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПРОЦЕССОМ ШИХТОВАНИЯ РЯДОВЫХ УГЛЕЙ НА УОФ
Аннотация
Изложены принцип построения системы управления процессом подго-товки шихты. Предложена функциональная схема двухуровневой системы автоматизированного управления процессом шихтования с выделением функций отдельных подсистем. Синтезирована структура и определены параметры настройки регулятора производительности углеподготовительного отделения.
Ключевые слова: шихтование, долевое участие, автодозатор, система управления, регулятор производительности. Gavrish A.I.
Donbass State Technical University Ulshin V.A.
Volodymyr Dal East Ukrainian National University
AUTOMATIC CONTROL SYSTEM TO PROCESS OF PREPARATION COAL ORDINARY ON COAL CONCENTRATING FACTORIES
Summary
Principles of the control system construction by process blend preparation. Proposed a two-tier system functional diagram of the autocontrol two-level system building with allocation functions of the individual subsystems. Structure was synthesized and identified parameters tuning of the performance of coal preparation.
Keywords: blend preparation, share participation separate, autoproportioner, control system, regulator of the productivity.
УДК 517. 977. 1
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ БЕСПИЛОТНОГО ЧЕТЫРЕХВИНТОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Новацкий А. А., Сапсай П. А., Коломийцев П. Е.
Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт»
Управление движением беспилотного четырехвинтового летательного аппарата. Построение и использованием физико-математической модели квадрокоптера. Применение метода Hardware-in-the-Loop.
Ключевые слова: беспилотный четырехвинтовый летательный аппарат, квадрокоптер, управление, физико-математическая модель, управление, Hardware-in-the-Loop.
С развитием науки и техники происходит усложнение объектов управления. Проведение анализа их работоспособности, надежности, качества и прочих характеристик каждого составляющего звена на экспериментальных образцах становится экономически невыгодной задачей, или такой, которая несет опасность для самого объекта или окружающей среды. По этой причине в помощь инженерам приходит модель, которая с высокой степенью точности соответствует реальному объекту. На модели проводятся все актуальные для управления эксперименты.
Классическим вариантом решения задачи построения модели объекта является построение его физико-математической модели. Объектом является беспилотный четырехвинтовый летательный аппарат — квадрокоптер, который схематически изображен на рис. 1.
Принимая во внимание физический характер объекта, его формализованное описание будет базироваться на методах и уравнениях механики,
z axis
V
Рис. 1. Схематическая структура квадрокоптера и выбор системы координат
описывающих статическое и динамическое взаимодействие составляющих частей.
В данной работе предлагается метод управления объектом, который имеет высокую гибкость и пере-настраиваемость, обеспечивающий одновременное управление как самим объектом, так и симулятором, на основе метода НаМшаге-т-Ше-Ьоор [1].
© Новацкий А. А., Сапсай П. А., Коломийцев П. Е., 2014
ТЕХНІЧНІ НАУКИ
ТЕХНІЧНІ НАУКИ
Упомянутому выше объекту характерны специфический свойства, описываемые обобщенными формулами (1) — (7), в которых f (…) обозначает наличие некоторой функциональной зависимости.
Винты квадрокоптера вращаются в противоположных направлениях, для балансировки их крутящих моментов:
M1+M2+M3+M4=0, (1)
где — вращательный момент, произведенный вращением винта Rotor 1- M2 — вращательный момента винта Rotor 2- M3 — вращательный момент винта Rotor 3 и М4 — соответственно вращательный момент винта Rotor 4 (рис. 1).
Винты 1 и 3 вращаются против часовой стрелки, а винты 2 и 4 вращаются в направлении по часовой стрелке, тогда:
M1+M3=M2+M4. (2)
Изменение угловой скорости вращения винтов приводит к изменению положения квадрокоптера в декартовом пространстве:
г (х, y, z) = /(Р-, Р-, Ре, Р0, & lt-р, (3)
где r (x, y, z) — положение объекта в пространстве- Р|, Р-, Ре, П| - квадраты скоростей вращения винтов Rotor 1 — Rotor 4 соответственно- фДу -углы крена, тангажа и рысканья соответственно (углыЭйлера).
В состоянии зависания объекта, сбалансирован-ное увеличениа) уманьнеение скорости вращения всех винтов приводит к изменению высоты зависания:
~ '-l ~ '-l ~ '-l
(4)
z = - Mpi -Ий-14, & lt-^, I,
• винты жесткие.
П у с ть Е обсзнсоо ео сист ему оссчета относительно точки на повериности 3емли, а В — относительно це-три мисс объткта (]^ис. 1). Ориентация объекта описысаесся сотри^и -, кс'-г^сэи)^51 характеризует вращение от В с Е.
°& gt-а п
ДОМ с ДО и Ё?^и& lt-яя п '-т^о^ ^и^С^ - с- (8)
а^с с
где с- с осoзиaчеeт сос соответвующего угла- б — сбозначст ст- фД|/ - ичиы иренс, тангажа и рыска нья с оотве тствс^ноз- II — орт ос ина льная однородная матиицa оросорсчованио [3].
о) иномическая моиолс квсдрскопоера ст]эсэп^'-^& lt-^я на осиовснии подхода Ноютона-Эйлчрс [2] следу-ющимобразом:
0? Г=3×3 Ой
0 0 Н
7 ж
. (й.
о& gt- x mp
со x /& lt-ї0.
И-
(9)
где а- полажение объекаа по оси z- Р-, Р-, Р-, Ре — квадраты скоросте й в ращения винтов Rotor 1 -Rotor 4 со от ветственно- ф, 9 — углы кренаи тангажа.
Движ=ние оба-кто по нопро1влонию оси Х при измененее угла крена об=атне ноопор рионол ь ное одновр ама-[ нор- изм ене нию угловых скоростей вращения в интав 1 и -:
& lt-а = у& quot-. -^-г, аi-, г^(,
(5)
где МГ) Мз i- itвадраты скосовней isicащения вин-
тов Roto- а и Rotor 3 аоответственно- ф, у — углы крена и ры с ка ная.
Движение абъенста в набавлении оси Y при измене ние угла танга жа об]эа тно пропорциональное однаврамеоному измонению угловых скоростей винтов 2 -[ а:
в = /(и-и -,& lt-/Н (6)
где и-' Ре — к вадрат ы с к ар остей вращениявин-тов Rotar (и Rot or 4 соответственно- 9, у — углы тангажа н рыски ни-.
Разница угновых скороотей четырех винтов приведет н возниконовению момента сопротивления иизменинию 0гларысканья:
хр = /on-!,: °,.е, & lt-р, б& gt-т, (7)
где Р-:, Р-, Л Н, Р0 — квадратыскоростейвраще-ния винтовRotor1 — Rotor4соответственно- фДу — углыкрена, тангажаирысканьясоответственно.
При моделировании данного объектапредпола-гаем следующее [4]:
• квадрокоптер является объектом с жесткой симметричнойструктурой-
• центр масс квадрокоптера и центр системы отсчета совпадают-
• силы тяги и сопротивления пропорциональны квадратускоростивинтов-
• экраннымэффектом (эффектом влияниязем-ли) пренебрегаемвсвязисмалой массойи малыми скоростямимоделируемогообъекта-
где IєR3х3 — диатональная матрица инерции- со — угловая скорость тела- Ї? — линейный вектор скорости- т — масса аппарата- т — гировкопический эффект- Г — совтсупнооть действующих слл.
Динамику движетия объекта, валожвнною в уравнение (9), можно ссисиан илеиующим обрезом:
? = V& gt- (10)
1& gt- = -= - + ^ 74? +, (11)
= Д (12) = -& lt-- х Ха& gt- ж тіа[ - (щ
где ^ - векио]а пє: ]раі]а:іеш-(^ния- V — вектор, содержа щий линейнус синроась тела- дег — ускорения своб од, но г о па щения по осл 2, гдеег=[(0 0 1)]т обозначает вектор всистрае отсчетаЕ- Т — общаяосевая тяга, обрнзованас чеиырьмя винтами- т — масса аппархти- щ — матрица, приведенная в (Я), исполь-зиется для оп^с^іххіясил, -ействующих наобъект в системе отсчетаЕ- Бк (ш) — произведениепроиз-во=ной митрицы врищсиии на транспонированную матрнцу вращанои, иавяасная нак кососимметрическая матрица- со — угловая скоростьквадрокопте-рєі в ийстаме отсчета Б-знак «х» в (113) абозначамт векторное произведения. ц^цізс векто-ов- Л ^ диагсз-тал: инаяматрк^і^с инерции- - гироскопические
эффекты.
Крутящий момест, присутствующий в квадро-йoпйрpe иписываео^ха в выраж^і^их (13).
Вы раже ние (1с) можна з аписатл ^ в иде:
-Т Де2 ]ГЛ^ц (14)
ііде мв — с^пред^е-л. яеття р^е^^льт^гіт^м сил, генери-руемыхчетыр1^]м= -отор)Тми- г^. — осевая нагрузка на каждый винт- т — масса аппарата- R — ортогональная однородная мттрица прсобр^азования-gez — ускорение своОодного падение по о^и г- тг=[- 0 1)]т — вектор в системеотсчета Е.
Зависимость у^ла^сзй сттрости от углов Эйлера приведена в выражении:
гл О
0
О —
Ф'-
в
Ф.
(15)
_5е
ф ^ч
оде со — упловая скорость тела в системе отсчета В- о — обозпачает с об соответвующегоугла-Б — обозначает бт- фДу — углыкрена, тангажаирысканья соо^^ет^твен^о,
]Тирос]копич[е-с1^14]й эффект, возникающий за счет вращеная ^^ердого тела задается как: — ш х 1ю и описывается выражением:
X ^0) — [(/уу, а а а/22 а /ххС^^]& gt- (16)
где ш — угловаяскорость телав системе отсче-
та Б- I — диагональная матлица инерции- ф, 9, у -углы крена, танглжа о рыпканья соответственно-1хх
— момент снерцои вдоль оси Х- I — момент инер-ции вдоль оси У- I — момент инерции по оси Е- хв — гироссопичежий эффект, зависящий от изменения о-иентаци= винтав, определяется в вы-ражении:
а ZXяо (щ^хJ?rе (-: Lе^оо (17)
г де Jr — инерция винта- - угловаяскорость винта- я°=[ = а 1)]т о+тзначеет вектор в системе от-счата Е.
Из рравнения (17) видно, что гироскопический эффект, вызоанный вращением винтов, влияет только на диоамаку аппарата во время крена и танга жа. У правлаюш- ие м ом енты, которы е производятся аинхами во время и риведениа их в де (-лтвие лбозначенные как та и онределяются в выражении:
Та = [& quot-^троратангажа ^рыстартя]я =
[^(7Л, а Гр е г (7Ц, а Го) -& lt-2о + Он — & lt-2о, а (18)
где Т. — осевая нагрузка на каждый винт- 1 -размах крыла (от центра к центру винта) — Q1-Q4
— крутящий момент на винтах 1−4 соответственно.
На основании отмеченного выше, динамика аппарата описывается уравнениями:
^ ^ 1 ,
У = ,
г = -5 + ^с^Уі,
ф = + -Мпй + ^
в = фф
к-^^фП^ Р -Ltf-)
14 ¦ ь b b ь —
2 ио a о b
У- -ь 0 b 0
L¼J ¦ 2 — d d -d-
fix, t/г =
p 1 =
yy ^zz
Pl*4*6 Р Р2^4П d Р P-t/2
X4
P4*2*6 — P- *2^ Р Рт^л *6
P7X4X2 Р р84
^ (^zz — ^xx)
(22)
, Pz=- P-= -, P 4 = & quot-
P7 =
^yy
—, P- =, Рт =7-,
'-yy Jyy
(19)
где m — масса квадрокоптера- Jr — инерция винта- g — ускорение св ор д, но го пад е ния- I — момент инерции вдолс оса X- I — моментинерции вдоль оси Y- I — моментинерциипо осиЕ- U1, U2, U4 и U4 — у пр авляющие вхады-у, а — ко ординаты положенияв простран стве по о сям X, У и Z- ф, 9, у
— углы крена, агангажа и рыеканья соответственно- c — обозначаат cos соотватвующаго угла- s — обозначает sin- I — диагонааьнап матрица инерции- переменная Qd отображаат динамику крена и тангажа, которая определяатся выражением:
Пй л -ы, а Ы2 —л, а ^4*. (20)
где Qi — уаловая сиорость (в радианах в секунду) i-го винта.
На осп овании эпога, аправляющие входы Uj, U2, U4 и U4 определяются в выражении:
гпВ'-1
(21)
где — угловая скорость (врадианах всекунду) ьго винта, Ь-момент тяги, d-коэффициент сопротивления. _
Учитываяопределение Х=[ ф ф в в ф ф ], как состояние динамики объекта, иИ=[И1 И2 Й3 и4]т, как входного вектора, динамику изменениясостоя-ния объекта в пространстве можно представить в виде:
zz ^zz
где Х1 = р- х2 = р- х3 = 6& gt- - Х4. = в), Х5 л ф- х6 л ф- m — общая массаквадрокоптера- I — момент инерции вдоль оси Х- Iyy — момент инерции вдоль оси Y- I — момент инерции вдоль оси Z- Qi — угловая скорость (в радианах в секунду) i-го винта- UpU2, U4 и U4 — управляющие входы- I — диагональная матрица инерции- Jr — инерция винта. Отмеченные параметры являются характерными для определенного объекта.
Полученная выше физико-математическая мо-дель (22)может быть использована для исследования динамики объекта на физико-математическом уровне, что достаточно трудоемко. Более эффективным является построение модели в одной из популярных сред моделирования (например, MATLAB Simulink), способную выдавать информацию о протекающих процессах, в зависимости от времени. С целью упрощения внедрения в какое-либо звено системы регулятора и интеграции измененных начальных характеристик системы, например, изменение количества винтов беспилотного летательного аппарата было применено модельно-ориентированное проектирование [5]. Этот метод объединяет в непрерывный рабочий процесс разные этапы разработки системы, такие как формирование спецификаций и системных требований, имитационное моделирование, разработка системы, отладка и тестирование. При проектировании встраиваемых систем на микроконтроллерах модельно-ориентированное проектирование имеет следующие возможности:
• разработка моделируемых спецификаций-
• проектирование и моделирование динамических систем с компонентами различной физической природы-
• автоматическое генерирование кода-
• непрерывное тестирование и верификация.
Для реализации метода более целесообразно отказаться от создания низкоуровневой физико-математической модели объекта и перейти к использованию специализированных пакетов SimMechanics, SimDriveline, Aerospace Blockset, SimPowerSystems, Estimation, Toolbox Neural Network, System Identification и других в составе MATLAB Simulink. Для проверки адекватности модели применяется программное, процессорно-программное иаппаратно-программное тестирование.
При использовании программного тестирования (Software-in-the-Loop) генерируется и компилируется С-код для локальной операционной системы. Затем откомпилированный код выполняется на имитационной модели. При процессорно-программном тестировании (Processor-in-the-Loop) оценка эффективности тестируемой системы управления производится на выбранном для проекта целевом процессоре. Сгенерированный и откомпилированный С-код загружается в память и затем выполняется на целевом процессоре, который связан с MATLAB Simulink. При использовании метода аппаратно-программного тестирования (Hardware-in-the-Loop), сгенерированный и откомпилированный С-код исполняется на модели и на целе-вомпроцессоре в реальном объекте (рис. 2):
ТЕХНІЧНІ НАУКИ
ТЕХНІЧНІ НАУКИ
Рис. 2. Принцип метода Hardware-in-the-Loop
Моделирование работы замкнутой системы с применением аппаратного обеспечения в контуре (метод Hardware-in-the-loop), позволяет проверить методы обработки экспериментальных данных, работу отдельных модулей, а также эффективность автоматического управления при решении поставленных задач в нормальных и экстремальных условиях. Цель Hardware-in-the-Loop (HIL) моделирования — обеспечить эффективную платформу для разработки и проверки встроенных систем в реальном времени, которые часто разрабатываются параллельно с разработкой аппаратных средств.
Для решения задачи управления квадрокопте-ром целесообразно использовать метод Hardware-in-the-Loop, поскольку он даст возможность проводить анализ системы управления до существования реального объекта. Это позволит внести некие качественные изменение в его структуру и характеристики, а при существовании реального объекта — позволит без нанесения ущерба последнему и окружающей среде, проводить разработку и тестирование системы управления. Весь процесс реализации метода HIL состоит из следующих этапов:
• построение модели квадрокоптера с использованием элементов библиотек SimMechanics, SimDriveline, Aerospace Blockset из MATLAB Simulink. На выходе этой модели имеется такой же набор информации, как и у платы управления (информация о трех координатах в пространстве и трех углах: крена, тангажа и рысканья), а на входе — управляющий сигнал для четырех двигателей (рис. 3):
• построение модели системы управления ква-дрокоптером с использованием стандартного для моделирования систем управления набора блоков МЛТьЛв БтиНпк-
• обеспечение связи обеих моделей-
• генерация программного кода для микроконтроллера платы управления, его компиляция и загрузка в память микроконтроллера-
• обеспечение связи модели квадрокоптера и платы управления реального объекта.
Результаты выполнения описанных этапов позволяют удобно и безопасно производить разработку и тестирование системы управления. После запуска разработанной модели можно наблюдать перемещение квадрокоптера в трехмерном пространстве, следить за траекторией его движения и положением в любой момент времени, анализировать выполнение маневров, задав в виде входных данных массив координат промежуточных точек перемещения, или координаты конечной точки (рис. 4):
Рис. 4. Движение модели квадрокоптера в трехмерном пространстве
Выводы. На основании выше предложенного, можно сделать вывод, что эффективным, надежным, безопасным и более быстрым подходом к решению задачи разработки системы управления беспилотным четырехвинтовым летательным аппаратом является отказ от использования низкоуровневой физико-математической модели применение модельно-ориентированного проектирования и переход к методам моделирования с помощью специализированых пакетов, а так же применения метода НаМшаге-т-Ше-Ьоор. Использование данного подхода позволяет автоматически получить сгенерированный исходный код системы управления, что значительно сокращает сроки её разработки и отладки.
Со ntrd_ System
Рис. 3. Модель всей системы в среде MATLAB Simulink
Список литературы:
1. Hans-Petter Halvorsen, Introduction to Hardware-in-the-Loop Simulation, Telemark University College, 2012.
2. H. Bouadi, M. Bouchoucha and M. Tadjine, Modelling and Stabilizing Control Laws Design Based on Sliding Mode for an UAV Type-Quadrotor, IEEE Intelligent Vehicles Symposium, 2007.
3. M. Amir, V. Abbass Modeling of Quadrotor Helicopter Dynamics International Conference on Smart Manufacturing Application, Page (s): 100−105, 2008.
4. Mert Цп1 and Mehmet Цnder Efe. Experimental Model Based Attitude Control Algorithms for a Quadrotor Unmanned Vehicle, 2009
5. Н. П. Деменков. Модельно-ориентированное проектирование систем управления, 2009
Новацький А. О., Сапсай П. О., Коломійцев П.Є.
Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут»
КЕРУВАННЯ РУХОМ БЕЗПІЛОТНОГО ЧОТИРЬОХРОТОРНОГО ЛІТАЛЬНОГО АПАРАТУ
Анотація
Керування рухом безпілотного чотирьохротоного літального апарату. Побудова і використання фізико-математичної моделі квадрокоптера. Застосування методу Наг& lt-^аге-іп-Ше-Ьоор.
Ключові слова: безпілотний чотирьохроторний літальний апарат, квадрокоптер, керування, фізико-математична модель, Наг& lt-^аге-іп-Ше-Ьоор.
Novatsky A.A., Sapsay P.A., Kolomiitsev P.E.
National Technical University of Ukraine «Kiev Polytechnic Institute»
MOTION CONTROL OF 4-ROTOR UNMANNED AIRCRAFT
Summary
Traffic control of an unmanned 4-rotor aircraft. The constructing and using of physical and mathematical model of quadrotor. Using Hardware-in-the-Loop technology.
Keywords: unmanned 4-rotor aircraft, quadrotor, control, physical and mathematical model, Hardware-in-the-Loop.
УДК 635. 075:635. 63+635. 621. 3
ПРОГНОЗУВАННЯ УРОЖАЙНОСТІ ГАРБУЗОВИХ ПЛОДОВИХ ОВОЧІВ ТА ОБ'-ЄМІВ ПЕРЕРОБКИ І ЗБЕРІГАННЯ
Прісс О.П.
Таврійський державний агротехнологічний університет
Досліджено вплив абіотичних факторів на урожайність та товарність огірків та кабачків. Розроблено математичні моделі прогнозування урожайності та виходу стандартної продукції для огірків та кабачків залежно від погодних факторів. Запропоновано структуру реалізації продукції на переробку, зберігання та споживання у свіжому вигляді. Ключові слова: прогнозування, урожайність, стандартна продукція, огірки, кабачки, погодні фактори, переробка, зберігання.
Постановка проблеми. За сучасними дослідженнями багатьох вчених та висновками експертів Продовольчої та сільськогосподарської організації, глобальні зміни клімату вже сьогодні помітно впливають на урожайність, якість сільськогосподарських культур і як наслідок, на продовольчу безпеку [1,2]. У зв’язку з очікуваним підвищенням середньої річної температури повітря у Північній півкулі на 2−4 °С, продовольча безпека України в значній мірі буде залежати від того, наскільки ефективно адаптується галузь виробництва продукції рослинництва до майбутніх змін клімату [3]. Зважаючи на важливу роль ово-чепродуктового підкомплексу як одного із складових формування продовольчої безпеки необхідна завчасна оцінка впливу кліматичних умов на продуктивність і якість овочевих культур.
Аналіз останніх досліджень і публікацій. Основне виробництво овочів зосереджено у фермерських господарствах Херсонської, Дніпропетровської, Миколаївської, Київської, Запорізької та Одеської областей (спільно — 71,6% виробництва овочів у фермерських господарствах України) [4]. При вирощуванні плодових овочів у Південному Степу суттєвими чинниками, що лімітують продуктивність та вихід стандартної продукції є підвищена температура та недостатнє вологозабезпечен-ня. Для компенсації недоліку вологи, овочівництво Степу ведеться на краплинному зрошенні [5]. Однак дія високих температур залишається обмежуючим фактором у підвищенні врожайності і якості овочевих культур не тільки для України, а й для 40 відсотків територій помірного клімату Землі [6]. За даними Божко Л. Ю., розрахункові недобори уро-
© Прісс О.П., 2014
ТЕХНІЧНІ НАУКИ

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой