Thiết kế hệ thống cơ điện tử

MỤC LỤC Chương 1: GIỚI THIỆU ................................................................................................................. 2 1. Giới thiệu: ................................................................................................................................... 3 Chương 2: TỔNG QUAN TÌNH HÌNH NGHIÊN CỨU ................................................................. 4 VÀ LỰA CHỌN PHƯƠNG ÁN ............................................................................................................ 4 2.1 Tổng quan tình hình nghiên cứu và cơ sở hình thành đề tài ...................................................... 4 2.1.1 Các nghiên cứu đã thực hiện: ............................................................................................... 4 2.1.2 Cơ sở hình thành đề tài và mục tiêu nghiên cứu: .............................................................. 12 2.2 Cơ sở lý thuyết và phương án thiết kế: ..................................................................................... 13 2.2.1 Cơ sở lý thuyết: ................................................................................................................... 13 2.2.2 Phương án thiết kế:............................................................................................................. 13 Chương 3: THIẾT KẾ CƠ KHÍ..................................................................................................... 18 3. Thiết kế cơ khí: ......................................................................................................................... 18 3.1 Sơ đồ truyền động của máy bay và tính toán bộ truyền: ...................................................... 18 3.2 Thiết kế thân trên và thân dưới: ............................................................................................ 21 3.3 Thiết kế vỏ nhựa, chân đáp, đuôi và các phụ kiện ................................................................. 23 Chương 4: MÔ HÌNH HÓA VÀ THIẾT BỘ ĐIỀUKHIỂN CHO MÁY BAY .............................. 27 4. Mô hình hóa và thiết kế bộ điều khiển cho máy bay: .............................................................. 27 4.1 Mô hình hóa: .......................................................................................................................... 27 4.2 Thiết kế bộ điều khiển: .......................................................................................................... 37 Chương 5: GIẢI THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ PHẦN MẠCH ĐIỆN .............................................. 44 5. Giải thuật điều khiển và phần mạch điện: ............................................................................... 44 5.1 Giải thuật điều khiển tổng quát. ........................................................................................... 44 5.2 Mạch điện và lập trình: ......................................................................................................... 45 5.3 Mô hình mạch điều khiển: ..................................................................................................... 50 5.4 Mạch điện: ............................................................................................................................. 51 Chương 6: ĐÁNH GIÁ & NHẬN XÉT .......................................................................................... 54 Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 2 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến LỜI NÓI ĐẦU Để có được kiến thức như hôm nay, nhóm em xin chân thành cảm ơn các thầy trong bộ môn Cơ Điện tử - Khoa Cơ Khí, Đại học Bách Khoa, Thành phố Hồ Chí Minh. Tôi xin cảm ơn thầy Nguyễn Tấn Tiến - thầy hướng dẫn nhóm thực hiện báo cáo môn học này. Không chỉ học hỏi được kiến thức của thầy, nhóm còn học được ở thầy phương pháp nghiên cứu cũng như sự nhiệt tâm của người thầy với học trò. Cuối cũng, tôi xin cảm ơn các bạn học và người thân đã giúp đỡ để tôi có được ngày hôm nay. Thành phố Hồ Chí Minh, ngày 31 tháng 12 năm 2013 Nhóm 1 thực hiện Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 3 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Chương 1: GIỚI THIỆU 1. Giới thiệu: Máy bay (phi cơ): phương tiện vận tải hay chiến đấu bay trên không nhờ động cơ. Những máy bay đầu tiên được chế tạo để thực hiện ước mơ của con người di chuyển trên mặt đất, chinh phục không gian. Tuy nhiên, ngày nay máy bay đóng vai trò không thể thiếu trong kinh tế và quân sự. Mặt khác, giao thông vận tải hàng không là loại hình có độ an toàn cao, xác suất rủi ro cực thấp nếu so sánh với các loại hình giao thông vận tải khác. Vì vậy, hiện nay công nghiệp chế tạo máy bay là ngành công nghiệp mũi nhọn – công nghệ cao chỉ có các cường quốc kinh tế trên thế giới mới thực hiện được và là ngành định hướng công nghệ cho các ngành công nghiệp khác. Máy bay cố định và máy bay trực thăng là hai loại máy bay được nghiên cứu và chế tạo trên thế giới. Mỗi loại máy bay đều có ưu và nhược điểm riêng. Mà các nghiên cứu về máy bay trên thế giới được thực hiện rất nhiều và đa dạng. Trong nội dung nghiên cứu này chỉ tập trung vào một lĩnh vực máy bay trực thăng. Máy bay trực thăng (lên thẳng): là 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, điều khiển lên xuống, tiến lùi và qua trái phải. Trực thăng có rất nhiều công năng cả trong đời sống thường nhật, trong kinh tế quốc dân và trong quân sự. Các nghiên cứu về lý thuyết khí động học, kết cấu cơ khí, giải thuật điều khiển cho máy bay trực thăng đã được thực hiện rất nhiều. Tuy nhiên, nhưng nghiên cứu về máy bay trực thăng trên thế giới vẫn đang phát triển, hoàn thiện. Trong các nghiên cứu đó thường sử dụng máy bay mô hình để kiểm nghiệm các lý thuyết, giải thuật điều khiển cho máy bay. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 4 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Chương 2: TỔNG QUAN TÌNH HÌNH NGHIÊN CỨU VÀ LỰA CHỌN PHƯƠNG ÁN 2.1 Tổng quan tình hình nghiên cứu và cơ sở hình thành đề tài 2.1.1 Các nghiên cứu đã thực hiện:  Ngoài nước Ngay từ xa xưa, loài người đã ước mơ bay lượn được trên không trung như loài chim, tuy đã có vô số lần thử và thất bại, người ta vẫn không từ bỏ giấc mơ này. Cho đến đầu thế kỉ 20, anh em nhà Later đã chế tạo và thử nghiệm máy bay đầu tiên vào ngày 17/12 /1903. Sự kiện này đánh dấu một bước ngoặt lịch sử cho ngành hàng không – loài người đã có chiếc máy bay đầu tiên điều khiển được. Hình 1: Máy bay đầu tiên Những năm sau đó, các nghiên cứu về máy bay liên tục được thực hiện. Trong đó, máy bay trực thăng được phát nghiên cứu song hành cùng máy bay cánh cố định ngay từ thế kỷ 19. Một loạt nhà kỹ thuật hàng không như Jan Bahyl, Oszkár Asbóth, Louis Breguet, Paul Cornu, Emile Berliner,Ogneslav Kostovic Stepanovic và Igor Ivanovich Sikorsky đã đưa ra thử nghiệm các mô hình máy bay trực thăng. Ngày 24 tháng 8 năm 1907 lần đầu tiên mô hình trực thăng bay lên được, nó do anh em Louis và Jacque Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 5 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Breguet người Pháp chế tạo dưới sự cố vấn kỹ thuật của giáo sư Charles Richet. Mô hình này hoàn toàn không thể điều khiển nổi và không thể chở nổi người, chỉ có thể bay lên được 50 cm. Tại nước Nga Igor Ivanovich Sikorsky sau này trở thành nhà tiên phong trực thăng và nhà công nghiệp sản xuất trực thăng nổi tiếng thế giới đã thí nghiệm trực thăng đầu tiên của mình vào năm 1908. Những năm tiếp theo máy bay mô hình tiếp tục phát triển. Tuy nhiên, mô hình máy bay trực thăng tự cân bằng đầu tiên được chế tạo năm 1969 bởi Ms Penni. Cô đã chứng minh được tính ổn định và tính không ổn định trong hội nghị chuyên đề DC/ RC tháng 5 năm 1969. Hiện nay có rất nhiều nghiên cứu về máy bay trực thăng trên thế giới. Các nghiên cứu rất đa dạng từ kết cấu cơ khí, biên dạng cánh quạt, giải thuật điều khiển…. Có thể liệt kê một số mô hình nghiên cứu trên thế giới như sau: 1. Sơ đồ một cánh quạt nâng, một cánh quạt đuôi: Đây là sơ đồ cơ bản của máy bay trực thăng. Sơ đồ gồm một cánh quạt chính để nâng máy bay và một cánh quạt đuôi theo chiều thẳng đứng. Hình 2: Sơ đồ máy bay trực thăng một cánh quạt nâng, một cánh quạt đuôi Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 6 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Khi cánh quạt chính quay, thân máy bay cũng quay theo trục của cánh quạt máy bay theo chiều ngược lại. Để chống lại hiện tượng tự quay này, máy bay có thêm một cánh quạt đuôi theo chiều thẳng đứng, gió thổi theo chiều ngang. Lực đẩy của cánh quạt đuôi tạo nên momen lực đuôi có cánh tay đòn dài bằng khoảng cách từ trục cánh quạt đuôi đến trục nâng quạt sẽ cân bằng và triệt tiêu sự quay của thân máy bay, giữ hướng cố định cho máy bay. Ưu điểm: - Rất đơn giản về kỹ thuật, độ tin cậy cao, độ tin cậy của các cơ cấu máy tốt. 95% số trực thăng trên thế giới dựa trên theo sơ đồ nguyên lý này. Nhược điểm: - Chỉ có một cánh quạt nâng nên chịu toàn bộ lực nâng của máy bay và lực đẩy ngang nên đường kính quạt và vận tốc phải lớn, dễ dẫn tới cộng hưởng, rung lắc gây gãy cánh quạt. - Công suất của cánh quạt đuôi lớn, chiếm khoảng 20 – 30 % công suất của máy bay, đây là công suất phí phạm, không giúp gì cho việc nâng máy bay và chuyển động thẳng. - Khi có gió mạnh thổi ngang thân làm vô hiệu hóa cánh quạt đuôi do đó thời tiết hoạt động thường ổn định. - Vì có đuôi làm cánh tay đòn cho momen cánh quạt đuôi nên độ dài máy bay bị kéo dài ở phần đuôi không cần thiết. 2. Sơ đồ chỉ một cánh quạt nâng. Sơ đồ này chỉ sử dụng một cánh quạt để nâng máy bay, không sử dụng cánh quạt đuôi. Máy bay cân bằng dựa theo hiệu ứng Coanda, dòng khí phụt ra có xu hướng bám dính vào vào thành vật cứng và tạo momen chống lại momen thân máy bay quay. Loại Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 7 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến máy không cánh quạt đuôi này có hệ thống bơm khí chạy ra đuôi và được phụt ra theo van tiết lưu. Sự tăng giảm lượng khí qua van tiết lưu này làm làm tăng giảm momen chống quay này và điều khiển máy bay qua trái phải. Hiện nay, máy bay này còn đang rất mới, chỉ có hãng MCDonnel Douglas áp dụng. Loại máy bay này còn được gọi là trực thăng MD, sơ đồ trực thăng này hiện chưa có số liệu để đánh giá ưu nhược của sơ đồ này. Hình 3: Sơ đồ một cánh quạt nâng, không cánh quạt đuôi 3. Sơ đồ hai cánh quạt nâng đồng trục. Sơ đồ này sử dụng hai cánh quạt nâng đồng trục, không sử dụng cánh quạt đuôi. Sơ đồ này còn có tên gọi Kamov theo tổ hợp thiết kế, chế tạo Kamov của Liên Xô. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 8 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Hình 4: Sơ đồ hai cánh quạt nâng, không sử dụng cánh quạt đuôi Đặc điểm của sơ đồ này là không sử dụng cánh quạt đuôi mà có hai bộ cánh quạt đồng trục, quay ngược chiều nhau để triệt tiêu momen quay thân máy bay. Thay đổi vận tốc hai cánh quạt để máy bay bay sang trái, phải, rẽ hướng. Ưu điểm: - Vì có hai cánh quạt nâng nên đường kính, vận tốc quay của cánh quạt không cần lớn, cho phép hoạt động hiệu suất cao. - Độ an toàn chống cộng hưởng, do có hai cánh quạt triệt tiêu lẫn nhau, chống rung giật cánh quạt tốt. - Tính cơ động cao, có thể rẽ hướng đột ngột, di chuyển lên, xuống, tiến lùi linh hoạt. - Vì không có cánh quạt đuôi nên hoạt động được trong thời tiết khắc nghiệt, đồng thời kích thước nhỏ gọn Nhược điểm: - Hệ thống cánh phức tạp. Bản thân cánh quạt với hệ thống biến bước dùng cho máy bay cân bằng đã phức tạp, kết hợp với hai cánh quạt đồng trục làm việc chế Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 9 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến tạo hệ thống trục cần độ chính xác cao. Bộ phận này cũng là bộ phận gặp rủi ri nhiêu nhất trong sơ đồ bố trí máy bay theo hướng này. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 10 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 4. Sơ đồ hai cánh quạt nâng trước sau. Hai cánh quạt nâng được gắn ở đầu và đuôi máy bay Hình 5: Sơ đồ hai cánh quạt nâng trước sau Hai cánh quạt quay ngược chiều nhằm triệt tiêu mô men tự quay thân. Khi muốn rẽ hướng ta chỉ cần làm chênh lệch vận tốc quay của hai đĩa cánh quạt và thân máy bay quay tương ứng theo chiều cánh quạt quay chậm hơn. Ưu điểm: - Hiệu suất cao, độ an toàn cộng hưởng, chống rung lắc tốt, không có công suất phí phạm, sức nâng rất tốt nên thường được dùng làm cần cẩu bay. Nhược điểm: - Rất khó điều khiển và tính cơ động kém Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 11 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 5. Sơ đồ cánh quạt xoay hướng: Cấu tạo giống máy bay cánh cố định chỉ khác là trục cánh quạt đẩy ngang có thể xoay một góc 90° để thổi gió xuống phía dưới theo chiều thẳng đứng. Khi máy bay cất cánh, hạ cánh thì cánh quạt quay hướng thổi gió xuống dưới tạo lực nâng cho máy bay cất cánh, hạ cánh thẳng đứng. Khi đã lên đến độ cao cánh quạt lại quay về vị trí bình thường tạo lực đẩy, máy bay chuyển động thẳng theo chiều ngang và lực nâng do cánh cố định tạo. Hình 6: Trực thăng có cánh quạt xoay hướng Nhược điểm: cánh quạt vừa làm nhiệm vụ cánh quạt đẩy ngang vừa làm nhiệm vụ cánh quạt nâng, mà hai loại cánh này có tính chất và cấu tạo khác nhau nên cánh quạt và máy bay này có hiệu suất thấp. - Trên đây là một số loại sơ đồ nguyên tắc chính được áp dụng trong chế tạo trực thăng. Ngoài ra còn rất nhiều kiểu sơ đồ khác nữa, mỗi một phát minh thường đi kèm với một loại sơ đồ mới. Tuy nhiên, chúng chưa có ứng dụng rộng rãi và chưa chứng minh được hiệu quả kỹ thuật hàng không. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 12 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến  Trong nước: Ở Việt Nam, nghiên cứu về lĩnh vực máy bay trực thăng còn khá mới mẻ. Ở lĩnh vực dân sự, một số câu lạc bộ cũng thiết kế, chế tạo, thử nghiệm máy bay mô hình. Tuy nhiên, các mô hình này được tập trung chủ yếu vào mảng máy bay cố định ( máy bay sử dụng đường băng để cất cất). Các dạng nghiên cứu về quadcopter được thực hiện nhiều. Tuy nhiên, nghiên về máy bay trực thăng rất hạn chế . Mặt khác, các mô hình này cũng không chứng minh được phương án sử dụng, tính ổn định, giải thuật điều khiển cân bằng. 2.1.2 Cơ sở hình thành đề tài và mục tiêu nghiên cứu: Máy bay trực thăng đã được nghiên cứu rất nhiều trên thế giới và hiện nay đang phát triển. Những nghiên cứu này cũng đang bắt đầu thực hiện ở Việt Nam. Mỗi phương án thiết kế đều có ưu và nhược điểm riêng không thể thay thế. Tuy nhiên, bất kì phương án thiết kế nào thì vấn đề đầu tiên cần giải quyết là tính cân bằng của máy bay. Để thực hiện yêu cầu này cần có một giải thuật để điều khiển máy bay cân bằng và được kiểm nghiệm bằng mô hình thực tế. Ở Việt Nam hiện nay chưa có báo cáo nào về kiểm nghiệm tính cân bằng của máy bay trực thăng. Nhằm nghiên cứu và học hỏi cách điều khiển một máy bay mô hình dựa trên các kiến thức về mô hình hóa, khí động lực học, và các giải thuật điều khiển. Nhóm chúng tôi quyết định chọn đề tài: nghiên cứu, thử nghiệm giải thuật điều khiển máy bay mô hình. Mục đích thực hiện đề tài: thực hiện đề tài là công việc nhằm tạo ra một sản phẩm được xem như là mô hình phục vụ cho học tập và nghiên cứu. Đồng thời, còn là việc vận dụng các kiến thức để thử nghiệm trên một mô hình thực tế. Mục tiêu của đề tài: là thực nghiệm giải thuật điều khiển trên một máy bay mô hình thực tế thỏa mãn các điều kiện sau:  Ổn định hóa ba bậc tự do góc của máy bay trong điều kiện phòng thí nghiệm.  Điều khiển bằng tay các tác vụ đơn giản: tới, lui, lên cao, hạ xuống. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 13 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 2.2 Cơ sở lý thuyết và phương án thiết kế: 2.2.1 Cơ sở lý thuyết: Cơ sở lý thuyết về khí động lực học: Trực thăng bay được là nhờ chênh áp giữa mặt trên và dưới của cánh chính. Do đường biên của mặt bên phải lớn hơn của mặt dưới nên vận tốc khí tại mặt dưới nhỏ hơn, áp suất tĩnh lớn hơn mặt trên, lực nâng sẽ bằng tích của sự chênh áp với diện tích mặt dưới cánh. Hình 7: Áp suất khí giữa mặt trên và mặt dưới của máy bay Vấn đề cân bằng momen động lượng Máy bay là một vật thể cân bằng, nên khi cánh quạt chính quay sẽ sinh ra momen động lượng, làm cho máy bay sẽ quay theo chiều ngược lại để cân bằng momen. Do đó, để tránh hiện tượng trên, ta cần thiết kế hệ thống cân bằng nhằm triệt tiêu momen tác động lên thân máy bay. 2.2.2 Phương án thiết kế: Có rất nhiều phương án thiết kế được sử dụng trong máy bay trực thăng. Mỗi phương án đều có ưu và nhược điểm riêng. Tuy nhiên, trong phần thiết kế máy bay trực thăng phương án sử dụng và bố trí cánh quạt ảnh hưởng lớn đến tính dễ điều khiển, tính cân bằng và khả năng linh hoạt của máy bay. Trong nội dung nghiên cứu này nhóm tác giả tập trung vào các phương án thiết kế, bố trí cánh quạt cho máy bay. Mặt khác, mục Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 14 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến tiêu của đề tài này tạo ra một mô hình phục vụ học tập và nghiên cứu nên ưu tiên lựa chọn mô đơn giản nhưng vẫn đảm bảo kiểm được các lý thuyết, giải thuật điều khiển. Sau đây, nhóm chúng tôi tiến hành phân tích hai phương án sử dụng phổ biến hiện nay để mô phỏng, điều khiển bay mô hình.  Phương án 1: máy bay 1 tầng cánh có đĩa swashplate. Hình 8: Cơ cấu swashplate. Nguyên lý bay và cân bằng: - Bay lên, hạ xuống: Độ nghiêng của toàn bộ cánh quạt bị thay đổi để tăng, giảm độ cao. - Bay tới: Cánh quạt khi quay sang phía sau trực thăng (hình 2. ở trên) sẽ có độ nghiêng dốc hơn so với độ nghiêng của cánh quạt phía trước, làm cho lực nâng phía sau mạnh hơn lực nâng ở phía trước máy bay. Kết quả là máy bay được đẩy đi về phía trước. - Bay lùi: Tương tự như trên, chỉ khác chỗ độ nghiêng cánh quạt phía trước sẽ dốc hơn, lực nâng phía trước mạnh hơn nên trực thăng sẽ bay lùi. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 15 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến - Bay ngang sang phải: Cũng giống như nguyên lý trên, cánh quạt khi quay sang phía bên trái trực thăng sẽ được làm nghiêng đi để tạo ra lực nâng mạnh hơn so với cánh quạt phía bên phải. Kết quả là trực thăng sẽ bay ngang sang phải. - Bay ngang sang trái: Tương tự như trên, nhưng cánh quạt bên phải sẽ được làm nghiêng hơn. Ưu điểm: - Máy bay đổi hướng linh hoạt. - Điều khiển dễ dàng. Nhược điểm: - Chế tạo đĩa swashplate quá phức tạp, ở mục đích mô hình đồ chơi thì không khả thi. - Giá thành cao.  Phương án 2: Sử dụng hai cánh quạt nâng đồng trục kết hợp cánh tay đòn tay đòn cân bằng và quạt đuôi để di chuyển. Như đã nêu trong phần tổng quan, loại máy bay 2 cánh quạt nâng đồng trục ngoài thực tế được biến thể khi chế tạo mô hình. Nó thêm một cánh quạt nâng nhỏ phía sau cùng một thanh cân bằng bên trên ( gọi là tay đòn Bell Hiller ), 2 cánh quạt chính được lắp đồng trục. Hai cánh quạt này được điều khiển bằng 2 motor độc lập có chiều quay ngược nhau với cùng vận tốc tạo lực đẩy nâng máy bay lên. Muốn bay lên cao thì tăng tốc độ của hai cánh quạt chính, muốn giảm tốc độ thì ta từ từ giảm tốc độ hai cánh quạt chính. Trong hình bên dưới, ta thấy hai motor độc lập được dẫn động qua hai bánh răng tăng tốc cho hai cánh quạt chính. Trục cánh bên trên trong, trục cánh dưới bên ngoài. Nhờ chuyển động quay ngược chiều này mà máy bay luôn cân bằng mà không cần người dùng điều khiển quá nhiều. Đây cũng mẫu điều khiển máy bay dễ điều khiển nhất và cân bằng tốt nhất. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 16 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Hình 9: Cơ cấu máy bay sử dụng hai quạt nâng đồng trục kết hợp cánh tay đòn cân bằng và quạt đuôi để di chuyển. Khi muốn thay đổi hướng của máy bay, ta sẽ điều chỉnh vận tốc tương đối của hai cánh quạt chính. Lúc này, sự chênh lệch momen sẽ khiến máy bay qua trái, phải. Tầng cánh trên còn có thể thay đổi góc tấn thông qua tay đòn Bell Hiller nhằm tạo cân bằng cho máy bay cũng như bù trừ sai số chế tạo. Hình 10: Cơ cấu Bell Hiller Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 17 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Để bay tới trước hay lùi, không giống như các loại trực thăng có 1 cánh quạt chính và một cánh quạt đuôi vuông góc phải điều chỉnh góc tấn của cánh qua swashplate. Ta sẽ điều khiển cánh quạt đuôi. Cánh quạt đuôi quay mạnh sẽ khiến phần đuôi được nâng cao, máy bay có xu hướng chúc mũi về phía trước và bay tới. Để hãm máy bay, ta giảm tốc độ cánh quạt sau, đuôi bị hạ thấp khiến máy bay hướng mũi lên cao nhờ đó giảm tốc độ bay tới. Nhờ cánh quạt nhỏ sau đuôi này mà việc điều khiển dễ hơn do chỉ cần thay đổi tốc độ động cơ sau thay cho việc thay đổi góc swashplate vốn cần sự điều khiển phức tạp và cơ cấu cơ khí đòi hỏi sự chính xác cao.  Qua những phân tích kết cấu và trong giới hạn của đề tài, nhóm nghiên cứu chọn phương án dùng máy bay 2 cánh quạt nâng đồng trục kết hợp cánh quạt đuôi dùng tới lui vì những ưu điểm sau: - Không cần chế tạo swashplate vốn phức tạp và yêu cầu độ chính xác cao. - Điều khiển không quá phức tạp, dễ dàng. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 18 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Chương 3: THIẾT KẾ CƠ KHÍ 3. Thiết kế cơ khí: Từ yêu cầu cần thiết cho mô hình ta thiết kế từng cụm của máy bay như sau: 1. Bộ phận tạo lực cho máy bay gồm và điều khiển máy bay ( cơ cấu tác động ): cụm cánh quạt trục chính trên, dưới, cánh quạt đuôi. 2. Thân trên và thân dưới. Thân trên: gồm bệ đỡ động cơ, bánh răng và các trục truyền động. Thân dưới: gồm đế gắn mạch điện, nguồn điện, cụm chân đáp. 3. Phần đuôi: giúp trực thăng thăng bằng, tối ưu về khí động học khi bay: 4. Cụm vỏ: tác động lên khí động học của máy bay và trang trí. Vì khối lượng thiết kế tất cả các bộ phận trên máy bay rất lớn nên nhóm nghiên cứu đưa ra các giả thuyết để đơn giản phần thiết kế. Các giả thuyết này được sử dụng từ các mô hình thực tế như sau: - Không thiết kế biên dạng cánh và kích thước của cánh máy bay được lấy từ mô hình máy bay (--xyz) như sau: - Lực nâng máy bay: 2N với vận tốc cánh quạt 8000 vòng/ph 3.1 Sơ đồ truyền động của máy bay và tính toán bộ truyền: Hình 11: Sơ đồ truyền động của máy bay. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 19 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Qua sơ đồ kết cấu máy bay gồm cánh quạt chính của máy bay được truyền động bởi 2 động cơ độc lập thông qua 2 trục được lồng vào nhau. Tầng cánh trên được truyền động bởi trục nhỏ trong khi tầng cánh dưới được truyền động bởi trục lớn. Thông qua một bộ bánh răng trung gian nhằm giảm tốc, momen từ động cơ được truyền tới các trục cánh quạt giúp tạo đủ lực nâng cho máy bay. Ngoài ra, cánh quạt đuôi còn được dẫn động bởi 1 động cơ độc lập lắp đồng trục, nhờ có cánh quạt đôi này mà máy bay mới có thề bay tới / lui.  Tính toán công suất động cơ: Lấy kết quả từ mô hình thực tế ---- khối lượng của máy bay: m = 50g. Do đó, ta cần lực tối thiểu để nâng máy bay: F = mg = 0,05.10 = 0,5N Chọn hệ số an toàn 4 và các lực cản không khí, ta có lực nâng cần tạo trên hai cánh quạt của máy bay là 4N. Với lực trên tương ứng cánh quạt trực thăng quay với vận tốc 8000 v/ph (vận tốc cánh được tham khảo từ các mô hình máy bay thực tế). Vậy vận tốc dài của cánh quạt nâng là: 3.85.10 .2.8000 0,0712 / 60000 60000 dnv m s      ( với chiều dài cánh máy bay là 85mm) Giả sử lực tác dụng lên 2 tầng cánh là như nhau. Vậy lực nâng tác dụng lên 1 tầng cánh là 2N. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 20 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Hình 12: Sơ đồ truyền động Công cuất của cánh quạt nâng: 3. 2.0,0712 0,1424.10 1000 1000ct F vP    Dựa vào lược đồ động của máy bay ta xác định hiệu suất hệ thống truyền động: - Hiệu suất ổ trượt: η = 0,97 - Hiệu suất bộ truyền bánh răng trụ để hở: η = 0,93 Hiệu suất chung cả hệ thống: 2 2 2 21 2. 0,97 .0,93 0,814     Công suất mà động cơ cần: 3/ 0,1424.10 / 0.814 0,175 0,2dc ctP P      mW Chọn tỉ số truyền của máy bay của các cặp bánh răng truyền động như sau: z12 = 2, z34 = 3, vậy tỉ số tuyền từ động cơ đến trục z = 6. Chọn số răng z1 = 8, z21 = 16; z22 = 7, z3 = 21. Chọn modun m = 0.25, ta có khoảng cách trục như sau: Khoảng cách trục động cơ và trục 1: 3mm Khoảng cách trục 1 đến trục 2: 4mm Vậy khoảng cách giữa 2 tâm động cơ là 24 mm. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 21 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 3.2 Thiết kế thân trên và thân dưới: Yêu cầu thiết kế thân trên: - Có các gờ hay chốt để lắp với khung. - Có gờ hay lỗ để lắp với đuôi máy bay. - Làm bằng nhựa cứng để có thể chịu va đập. - Ngoài ra, có thể thiết kế thêm các hốc, lỗ để lắp đèn LED trang trí (không quan trọng) Sau khi xác định các khoảnh cách trục, ta sẽ có mô hình sơ bộ của thân bệ đỡ động cơ như sau: Hình 13: Bệ đỡ động cơ  Xác định kích thước lắp giữa bệ đỡ động cơ và các tấm khung để từ đó xác định sơ bộ kích thước các tấm khung. Sau khi xác định cách kích thước lắp giữa bệ đỡ động cơ và các tấm khung, ta tiến hành thiết kế biên dạng của các tấm khung. Khung trong và khung ngoài được thiết kế như sau: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 22 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Hình 14: Tấm khung trong và khung ngoài Sau khi có các chi tiết cơ bản, ta sẽ tiến hành lắp ráp và canh chỉnh lại kích thước trên máy tính cho phù hợp và thẫm mỹ, sau công đoạn này, ta có thân máy bay có dạng như sau: Hình 15: Mô hình lắp cụm thân trên Yêu cầu thân dưới máy bay: Thân máy bay cần 1 khoang để chứa mạch điện (cảm biến gyro) nên ta cần thiết kế riêng 1 đế để lắp mạch điện. Đế cần có chốt hay lỗ để có thể lắp với khung. Bệ lắp mạch điện có những yêu cầu sau: - Nhựa có khả năng đàn hồi vì chi tiết này được lắp với chân đáp - Có chỗ để chưa pin hay đối trọng để cân bằng máy bay. Có gờ để bắt vis giữ mạch điện. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 23 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Sau khi thiết kế ta có mô hình đế lắp mạch điện như sau: Hình 16: mô hình đế lắp mạch điện Mô hình thân hoàn chỉnh (chưa lắp chân đáp) Hình 17: Mô hình thân máy bay hoàn chỉnh 3.3 Thiết kế vỏ nhựa, chân đáp, đuôi và các phụ kiện Đuôi giúp trực thăng thăng bằng, đồng thời là nơi gắn các phụ kiện giúp trực thăng tối ưu về khí động học khi bay. Vỏ nhựa không chỉ giúp máy bay đẹp và nó còn có vai trò quan trọng giúp máy bay có hình dáng khí động hay không. Vỏ máy bay thiết kế tối ưu giúp giảm lực cản lên máy bay đồng thời giúp máy đổi hướng dễ dàng. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 24 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Trong phạm vi đề tài, nhóm vẫn chưa có thời gian để nghiên cứu hết về khí động của máy bay nên chưa thể thiết kế được phần vỏ và đuôi nên nhóm sẽ tham khảo hình dáng và kích thước của các mẫu máy bay tương tự. Các chi tiết phụ như tail fin … trong máy bay mô hình chủ yếu để trang trí nên không quá quan tâm kích thước khi thiết kế. Hình 18: Mô hình cụm đuôi máy bay Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 25 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Hình 19: Vỏ nhựa Hình 20: Chân đáp Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 26 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Hình 21: Mô hình máy bay hoàn chỉnh Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 27 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Chương 4: MÔ HÌNH HÓA VÀ THIẾT BỘ ĐIỀUKHIỂN CHO MÁY BAY 4. Mô hình hóa và thiết kế bộ điều khiển cho máy bay: 4.1 Mô hình hóa: Bảng tóm tắt ký hiệu: Ký hiệu Tên Đơn vị ܨ௧௢௣ Lực nâng tầng cánh trên N ܨ௕௢௧ Lực nâng tầng cánh dưới N ܨ௧௔௜௟ Lực nâng khi cánh đuôi hoạt động N ܯோ ௧௢௣ Momen do cánh trên gây ra Nm ܯோ ௕௢௧ Momen do cánh dưới gây ra Nm ܯ௧௢௣ ௚௥௔௚ோ Momen cản tác động lên cánh trên Nm ܯ௕௢௧ ௚௥௔௚ோ Momen cản tác động lên cánh dưới Nm ݉௧௢௣ Khối lượng tầng cánh trên kg ݉௕௢௧ Khối lượng tầng cánh dưới kg ݉௦௛௔௙௧ Khối lượng trục chính kg ݉௕௢ௗ௬ Khối lương thân máy bay kg ݉௦௧௔௕ Khối lượng đối trọng kg ݉௧௔௜௟ Khối lượng đuôi máy bay kg ݈௥௔ௗ௜௨௦ Chiều dài cánh chính m ݈ୡ୦୭୰ୢ Chiều rộng cánh chính m ݎ௦௧௔௕ Khoảng cách từ đối trọng đến trục chính m ݎ௦௛௔௙௧ Bán kính trục chính m ݈௦௛௔௙௧ Chiều dài trục chính m ݈ௗ௕௢ௗ௬ Khoảng cách từ trọng tâm thân đến trọng tâm của hệ m ݈௧௔௜௟ Khoảng cách từ trọng tâm đuôi đến trọng tâm của m Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 28 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến hệ ݈ௗ௦௛௔௙௧ Khoảng cách từ trọng tâm trục chính đến trọng tâm của hệ theo phương y m ݈ௗ௧௢௣ Khoảng cách từ trọng tâm cánh trên đến trọng tâm của hệ theo phương y m ݈ௗ௕௢௧ Khoảng cách từ trọng tâm cánh dưới đến trọng tâm của hệ theo phương y m h Chiều cao thân máy bay m w Chiều rộng thân máy bay m d Chiều dài thân máy bay m ߱௧௢௣ Vận tốc góc cánh trên rad/s ߱௕௢௧ Vận tốc góc cánh dưới rad/s ߱௭ Vận tốc góc cả hệ rad/s ܫ௣௫, ܫ௣௬, ܫ௣௭ Momen quán tính cánh chính tại trọng tâm theo từng trục x, y, z ݇݃݉ଶ ܫ௦௫ , ܫ௦௬ , ܫ௦௭ Momen quán tính trục chính tại trọng tâm theo từng trục x, y, z ݇݃݉ଶ ܫ௙௫, ܫ௙௬, ܫ௙௭ Momen quán tính thân máy tại trọng tâm theo từng trục x, y, z ݇݃݉ଶ ܫ௭ೌ೗೗ Momen quán tính cả hệ tại trọng tâm theo trục z ݇݃݉ଶ ܫ௣௭ೞ೟ೌ್ Momen quán tính đối trọng tại trọng tâm theo trục z ݇݃݉ଶ 4.1.1 Các giả thuyết: Để đơn giản trong việc mô hình hóa. Ta đưa ra giả thuyết sau đây:  Momen quán tính: Momen quán tính là sự chống lại gia tốc góc và gia tốc dài nhằm cân bằng sự di chuyển. Để có thể tính được momen quán tính của máy bay, ta cần tính riêng theo từng trục của hệ tọa độ. Để đơn giản hóa, ta sẽ xem cánh như tấm mỏng, hình dáng của cả tầng cánh như hình tròn mỏng, thân máy bay bao gồm motor, pin và hệ thống điện được mô hình như một hình khối với chiều cao h, rộng w và bề dày d. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 29 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến X Y Z P O A B C D E Hình 22: Mô hình hóa máy bay Ngoài ra, ta giả thuyết trọng tâm của máy bay trùng với trục chính của nó tại điểm 0. Momen quán tính được tính trên từng hệ trục tọa độ cục bộ, với tâm đặt tại trọng tâm từng chi tiết và phương song song với phương của trục tọa độ chính. Momen quán tính của cánh trên tại tâm A với cánh trên và B với cánh dưới: ܫ௣௫ = 112݉௧௢௣݈௥௔ௗ௜௨௦ଶ ܫ௣௬ = 112݉௧௢௣݈௖௛௢௥ௗଶ ܫ௣௭ = 112݉௧௢௣(݈௥௔ௗ௜௨௦ଶ + ݈௖௛௢௥ௗଶ ) Vì cánh luôn quay quanh trục chính, ta dùng trục song song nhằm dời momen quán tính về trục chính. Và hai tầng cánh trên và dưới giống nhau nên momen quán tính của hai tầng cánh cũng giống nhau. Cánh máy bay được chế tạo rất nhẹ (khoảng 1.5g). Tầng cánh trên được gắn thêm đối trọng lệch khoảng 70o, momen quán tính tầng trên được cộng thêm momen quán tính của đối trọng là 2݉௦௧௔௕ݎ௦௧௔௕ଶ với mstab = 2.5g cho khối lượng mỗi bên đối trọng. Momen quán tính của trục xoay tại tâm C: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 30 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến ܫ௦௫ = ݉௦௛௔௙௧ ቆݎ௦௛௔௙௧ଶ4 + ݈௦௛௔௙௧ଶ12 ቇ ܫ௦௬ = ݉௦௛௔௙௧ ቆݎ௦௛௔௙௧ଶ4 + ݈௦௛௔௙௧ଶ12 ቇ ܫ௦௭ = ݉௦௛௔௙௧. ݎ௦௛௔௙௧ଶ2 Momen quán tính của thân máy bay tại tâm D: ܫ௙௫ = 112݉௕௢ௗ௬(ℎଶ + ݓଶ) ܫ௙௬ = 112݉௕௢ௗ௬(ℎଶ + ݀ଶ) ܫ௙௭ = 112݉௕௢ௗ௬(݀ଶ + ݓଶ) Lực: máy bay trực thăng lực quan trọng nhất là lực nâng của máy bay. Vì lực nâng của máy bay phụ thuộc vào vận tốc cánh máy bay, biên dạng cánh, môi trường không khí…Trong nội dung đề tài này không tính toán lực nâng của máy bay theo vận tốc: ܨ = ܭ.߱௧௢௣ଶ Các lực khác tác động lên máy bay: gió, ma sát không khí,.. được bỏ qua. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 31 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 4.1.2 Mô hình hóa vị trí máy bay theo phương thẳng đứng : Các lực tác dụng lên máy bay theo phương thẳng đứng: ሬܲ⃗ - Trọng lực tác dụng lên máy : P - Lực nâng của các cánh quạt: ܨ௧௢௣, ܨ௕௢௧ , ܨ௧௔௜௟ X Y Z P Ftop Fbot Ftail Hình 23: Các lực tác dụng lên máy bay Lực nâng do cánh quạt trên tạo ra: ܨ௨௣௕௢௧ = ܭ௨௣߱௧௢௣ଶ Với Kup là hệ số thực do cánh tác động lên không khí. Ngược lại, không khí sẽ tác động một lực kéo với ܨௗ௪௕௢௧ = ܭௗ௪߱௧௢௣ଶ , với Kdw là hệ số do không khí tác động lên cánh máy bay. Như thế, lực nâng thực tế do cánh trên tạo ra là: ܨ௧௢௣ ோ = (ܭ௨௣ − ܭௗ௪)߱௧௢௣ଶ = ܭ߱௧௢௣ଶ Với: ܭ = ܭ௨௣ − ܭௗ௪ Tương tự, lực nâng do cánh quạt dưới tạo ra: ܨ௕௢௧ ோ = (ܭ௨௣ − ܭௗ௪)߱௕௢௧ଶ = ܭ߱௕௢௧ଶ Theo định luật II Newton ta được: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 32 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến ܨ௧௢௣ + ܨ௕௢௧ + ܨ௧௔௜௟ − ܲ = ݉̈ݖ Trong đó: ܨ௧௢௣ = ܭ.߱௧௢௣ଶ ܨ௕௢௧ = ܭ.߱௕௢௧ଶ ܨ௧௔௜௟ = ܭ௧௔௜௟ .߱௧௔௜௟ଶ ܲ = (݉௧௢௣ + ݉௕௢௧ + ݉௦௛௔௙௧ + ݉௕௢ௗ௬ + ݉௦௧௔௕ + ݉௧௔௜௟).݃ Lực cánh đuôi quá nhỏ so với lực nâng cánh quạt trên và cánh quạt dưới theo phương z. Vì vậy , ta có thể bỏ qua lực cánh đuôi trong phương trình trên. Ta được: ܨ௧௢௣ + ܨ௕௢௧ − ܲ = ݉̈ݖ Áp dụng các thông số của mô hình ta được: ܭ. (߱௧௢௣ଶ + ߱௕௢௧ଶ ) − 0,05. g = 0,05. ̈ݖ Để có thể nâng máy bay lên được, nhất thiết ̈ݖ ≥ 0 Từ thông số mô hình cơ khí, ta có: Vận tốc quay của trục chính: ω = 8000 vòng/phút = 800π/3 rad/s Giả sử với vận tốc góc này, gia tốc của máy bay là 0.25m.s-2  Hệ số K của máy bay là: ܭ.ቆ൬800ߨ3 ൰ଶ + ൬800ߨ3 ൰ଶቇ = ݉௔௟௟(݃ + 0,25) = 0,05(9,81 + 0,25) ܭ = 3,68. 10ି଻ Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 33 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 4.1.3 Mô hình hóa góc xoay phi: X Y Z ωtop ωbot ωtailphi Hình 24: Các momen tác dụng lên máy bay theo trục z Vì momen quán tính của cánh quạt đuôi nhỏ so với momen quán tính hai cánh quạt chính nên ta bỏ qua tác dụng của momen này đến góc xoay phi. Phương trình cân bằng momen tại trọng tâm của máy bay theo trục z: ቀܫ௣௭೟೚೛ + ܫ௣௭ೞ೟ೌ್ቁ .߱௧௢௣ − ܫ௣௭್೚೟ .߱௕௢௧ = ܫ௭ೌ೗೗ .߱௭ = ܫ௭ೌ೗೗ . ߮̇ Momen quán tính cả hệ tại trọng tâm của máy bay theo trục z: ܫ௭ೌ೗೗ = ܫ௣௭ೞ೟ೌ್ + ܫ௣௭೟೚೛ + ܫ௣௭್೚೟ + ܫ௦௭ + ܫ௙௭ + ܫ௧௭ Trong đó: Momen quán tính của đối trọng: ܫ௣௭ೞ೟ೌ್ = 2݉௦௧௔௕ݎ௦௧௔௕ଶ = 2.2,5. 10ିଷ. (5,34. 10ିଷ)ଶ = 0,143. 10ି଺݇݃݉ଶ Momen quán tính của cánh chính: ܫ௣௭೟೚೛ = ܫ௣௭್೚೟ = 112݉௧௢௣(݈௥௔ௗ௜௨௦ଶ + ݈௖௛௢௥ௗଶ )= 112 . 0,7. 10ିଷ. ((85. 10ିଷ)ଶ + (25. 10ିଷ)ଶ) = 0,458. 10ି଺݇݃݉ଶ Momen quán tính của trục chính: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 34 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến ܫ௦௭ = ݉௦௛௔௙௧ . ݎ௦௛௔௙௧ଶ2 = 1. 10ିଷ. 12 . (2. 10ିଷ)ଶ = 0,002. 10ି଺݇݃݉ଶ Momen quán tính của thân: ܫ௙௭ = 112݉௕௢ௗ௬(݀ଶ + ݓଶ) + ݉௕௢ௗ௬ . ݈௕௢ௗ௬ଶ= 112 . 46. 10ିଷ. ((102. 10ିଷ)ଶ + (47. 10ିଷ)ଶ) + 46. 10ିଷ. (23. 10ିଷ)ଶ= 72,680. 10ି଺ ݇݃݉ଶ Momen quán tính của đuôi: ܫ௧௭ = ݉௧௔௜௟ ቆݎଶଶ − ݎଵଶ4 + ݈௧௔௜௟ଶ12 ቇ + ݉௧௔௜௟ . ݈௧௔௜௟ଶ= 1. 10ିଷ ቆ5. 10ି଺4 + (90. 10ିଷ)ଶ12 ቇ + 1. 10ିଷ. (73. 10ିଷ)ଶ= 6,005. 10ି଺݇݃݉ଶ Vậy ta được: ܫ௭ೌ೗೗ = 0,143. 10−6 + 0,458. 10−6 + 0,458. 10−6 + 0,002. 10−6+ 72,680. 10−66,005. 10−6 = 79,74. 10−6݇݃݉2 (0,458. 10ି଺ + 0,143. 10ି଺).߱௧௢௣ − 0,458. 10ି଺.߱௕௢௧ = 79,74. 10ି଺. ߮̇ Hay: ߮̇ = 0,601߱௧௢௣ − 0,458߱௕௢௧79,74 Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 35 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 4.1.4 Mô hình hóa góc theta: X Y Z ωtop ωbot ωtail theta Hình 25: Các momen tác dụng lên máy bay theo trục y Phương trình cân bằng momen tại trọng tâm theo trục y: ܨ௧௔௜௟݈௕௢ௗ௬ = ܫ௬ೌ೗೗̈ߠ Momen quán tính cả hệ tại trọng tâm theo trục y: ܫ௬ೌ೗೗ = ܫ௣௬೟೚೛ + ܫ௣௬್೚೟ + ܫ௦௬ + ܫ௙௬ + ܫ௧௬ Trong đó: - Momen quán tính của hai tầng cánh chính: ܫ௣௬೟೚೛ = 112݉௧௢௣݈௖௛௢௥ௗଶ + ݉௧௢௣݈ௗ௧௢௣ଶ= 112 . 0,7. 10ିଷ. (25. 10ିଷ)ଶ + 0,7. 10ିଷ. (84. 10ିଷ)ଶ= 4,976. 10ି଺݇݃݉ଶ ܫ௣௬್೚೟ = 112݉௕௢௧݈௖௛௢௥ௗଶ + ݉௕௢௧݈ௗ௕௢௧ଶ= 112 . 0,7. 10ିଷ. (25. 10ିଷ)ଶ + 0,7. 10ିଷ. (60,5. 10ିଷ)ଶ= 2,599. 10ି଺݇݃݉ଶ - Momen quán tính của trục chính: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 36 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến ܫ௦௬ = ݉௦௛௔௙௧ ቆݎ௦௛௔௙௧ଶ4 + ݈௦௛௔௙௧ଶ12 ቇ + ݉௦௛௔௙௧ . ݈ௗ௦௛௔௙௧ଶ= 1. 10ିଷ.ቆ(2. 10ିଷ)ଶ4 + (84. 10ିଷ)ଶ12 ቇ + 1. 10ିଷ. (42. 10ିଷ)ଶ= 2,353. 10ି଺݇݃݉ଶ - Momen quán tính của thân máy bay: ܫ௙௬ = 112݉௕௢ௗ௬(ℎଶ + ݀ଶ) + ݉௕௢ௗ௬݈ௗ௕௢ௗ௬ଶ= 112 . 46. 10ିଷ. ((20. 10ିଷ)ଶ + (47. 10ିଷ)ଶ) + 46. 10ିଷ. (23. 10ିଷ)ଶ= 34,335. 10ି଺݇݃݉ଶ - Momen quán tính của đuôi máy bay: ܫ௧௬ = ݉௧௔௜௟ ቆݎଶଶ − ݎଵଶ4 + ݈௧௔௜௟ଶ12 ቇ + ݉௧௔௜௟ . ݈௧௔௜௟ଶ= 1. 10ିଷ ቆ5. 10ି଺4 + (90. 10ିଷ)ଶ12 ቇ + 1. 10ିଷ. (73. 10ିଷ)ଶ= 6,005. 10ି଺݇݃݉ଶ Suy ra: ܫ௬ೌ೗೗ = 4,976. 10−6 + 2,599. 10−6 + 2,353. 10−6 + 34,335. 10−6 + 6,005. 10−6 = 50,268. 10ି଺݇݃݉ଶ Vậy: 117. 10ିଷܭ௧௔௜௟ .߱௧௔௜௟ଶ = 50,268. 10ି଺. ̈ߠ Hay: ̈ߠ = 0,0431߱௧௔௜௟ଶ50,268 Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 37 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 4.2 Thiết kế bộ điều khiển: 4.2.1 Vấn đề: Mục tiêu điều khiển: - Điều khiển vòng kín góc theta (θ), phi (φ). - Điều khiển vòng hở độ cao z của máy bay. Cơ cấu chấp hành: - Hai động cơ cánh quạt chính. - Cánh quạt đuôi. Kết quả của mô hình hóa: ܭ௧௔௜௟ . (߱௧௢௣ଶ + ߱௕௢௧ଶ ) − 0,05. g = 0,05. ̈ݖ ߮̇ = 0,601߱௧௢௣ − 0,458߱௕௢௧79,74 ̈ߠ = 0,0431߱௧௔௜௟ଶ50,268 4.2.2 Điều khiển góc theta. Phương tình vi phân trong miền thời gian: ̈ߠ = 0,0431߱௧௔௜௟ଶ50,268 Hệ trên là một hệ phi tuyến. Để thiết kế bộ điều khiển cho hệ trên ta tương đương hệ phi tuyến bằng một hàm u(t). ݑ(ݐ) = 0,0431߱ݐ݈ܽ݅250,268 Sau đó ta tiến hành thiết một bộ điều khiển trong đó sử dụng một vòng điều khiển trong (inner loop). Phương trình hàm truyền trở thành: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 38 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến ̈ߠ = ݑ Laplace hai vế ta được: ߠ(ݏ) ܷ(ݏ) = 1ݏଶ Mô hình điều khiển: θin Gc 1/s2-+ θoute u Hình 25: Mô hình điều khiển Phương trình hàm truyền của hệ kín: ܩ(ݏ) = ݏଶ1 + ݏଶ Quỹ đạo nghiệm số: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 39 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Đáp ứng hàm step: Nhận xét: hệ không đáp ứng điều kiện pha: Thiết kế bộ điều khiển sớm pha: - Yêu cầu điều khiển mong muốn: Độ vọt lố: POT < 30% Thời gian quá độ: tqd < 0.5 Sai số (tiêu chuẩn 2%) - Cặp cực mong muốn: ݏଵ,ଶ = −10.5 ± ݆. 10.5 Sau khi thiết kế bộ điều khiển sớm pha khâu bù: ܩ௖(ݏ) = 526(ݏ + 6.2)ݏ + 36 Kết quả bộ điều khiển: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 40 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Quỹ đạo nghiệm số: Đáp ứng hàm step: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 41 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Qua bộ điều khiển ta được tín hiệu điều khiển U(s) dựa vào sai số e. Laplace ngược ta được tín hiệu điều khiển u(t) như sau: ܮିଵ{ܷ(ݏ)} = ܮିଵ ቊܧ(ݏ) 526(ݏ + 6.2) ݏ + 36 ቋ = ܮିଵ ൜526. ݁(ݏ) − 29,8ݏ + 36 . ݁(ݏ) ൠ = 526. ݁(ݐ)−? ? ? Suy ra: ݑ(ݐ) =??? Theo như giả thuyết ban đầu: ݑ(ݐ) = 0,0431߱ݐ݈ܽ݅217,961 Suy ra: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 42 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến ߱ = ඨ17,9610,0431 .ݑ(ݐ) Vận tốc ߱ này đạt được bằng cánh điều khiển vận tốc động cơ. 4.2.3 Điều khiển hệ góc xoay φ, vị trí z. Góc xoay phi (φ) và vị trí cao độ z phụ thuộc vào vận tốc góc của hai cánh quạt trên và dưới. Ta có: ߮̇ = 0,601߱௧௢௣ − 0,458߱௕௢௧79,74 ܭ௧௔௜௟ . (߱௧௢௣ଶ + ߱௕௢௧ଶ ) − 0,05. g = 0,05. ̈ݖ Theo yêu cầu của đề tài điều khiển cân bằng góc theta, cao độ z điều khiển vòng hở. Điều khiển theo hệ SISO cho góc theta: Đặt: ݒ(ݐ) = 0,601߱ݐ݋݌ − 0,458ܾ߱݋ݐ79,74 Ta có: ߮̇ = ݒ(ݐ) Laplace để được hàm truyền trong miền tần số: ߠ(ݏ) ݒ(ݏ) = 1ݏ Thiết kế bộ bù sớm pha: ta được khâu bù: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 43 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến ܩ௖(ݏ) = 21 ݏ + 10.4ݏ + 21.5 Tương tự như điều khiển góc ߠ, ta Laplace ngược để ra tín hiệu điều khiển: ݒ(ݐ) = ܮିଵ{ܸ(ݏ)} = ݂(݁) Suy ra: 0,601߱௧௢௣ − 0,458߱௕௢௧79,74 = ݂(݁) Do đó để điều khiển góc xoay ߮ và cao độ z ta điều khiển vận tốc góc của hai động cơ cánh quạt thỏa hệ: ቐ 0,601߱௧௢௣ − 0,458߱௕௢௧79,74 = ݂(݁) ܭ൫߱௧௢௣ ଶ + ߱௧௢௣ଶ ൯ − ݉݃ = 0 Từ hệ trên ta tính được tốc độ của từng động cơ. Bài toán điều khiển quay về giải quyết điều khiển tốc độ hai động cơ cánh quạt chính. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 44 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Chương 5: GIẢI THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ PHẦN MẠCH ĐIỆN 5. Giải thuật điều khiển và phần mạch điện: 5.1 Giải thuật điều khiển tổng quát. STOP ? Start Đọc cảm biến, tính góc nghiêng Tính tín hiệu điều khiển ĐK động cơ theo tín hiệu điều khiển Quét tín hiệu nhận được từ control box END Y N Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 45 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến - Đọc cảm biến tính góc nghiêng: để thực hiện chương trình, đầu tiên phải xác định vị các góc nghiêng của máy bay so với hệ tham chiếu. - Tính tín hiệu điều khiển: từ góc nghiêng, tính ra sai số. Dựa vào sai số để đưa vào bộ điều khiển đã được thiết kế. Từ tín hiệu điều khiển để tính tốc độ động cơ. - Điều khiển động cơ theo tín hiệu điều khiển: coi điều khiển như một vòng điều khiển bên trong. Với tín hiệu vào là tốc độ mong muốn từ tín hiệu điều khiển. Đầu ra là vận tốc thực của động cơ. - Quét tín hiệu nhận được từ controlbox: sau khi máy bay cân bằng, ta quét tín hiệu từ điều khiển bằng tay để di chuyển lên, xuống, tới lui. 5.2 Mạch điện và lập trình: 5.2.1 Tổng quan về mục tiêu điều khiển: 5.2.1.1 Mục tiêu điều khiển:  Điều khiển trực thăng mô hình bay lên và hạ xuống được.  Trực thăng phải cân bằng, nghiêng không quá 50 so với phương ngang.  Tiến, lùi và xoay tại chỗ. 5.2.1.2 Mô hình điều khiển: Kiến trúc điều khiển được chia làm 3 khối:  Khối Human Interface.  Khối Master.  Khối Slave. Trong đó: Khối Human Interface:  Giao tiếp với người dùng thông qua bàn phím 4x4 và màn hình LCD. Khối Master:  Giao tiếp với người dùng thông qua màn hình Graphic LCD và bàn phím Keypad 4x4.  Điều khiển 2 động cơ trục chính. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 46 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến  Giao tiếp với cảm biến góc nghiêng và điều chỉnh tốc độ cánh máy bay để cân bằng cho trực thăng.  Giao tiếp với Slave để nhận tín hiệu từ cảm biến góc nghiêng và điều khiển cánh quạt đuôi. Khối Slave:  Nhận tín hiệu từ Master và xuất xung PWM để điều khiển cánh quạt đuôi5 5.2.2 Hệ thống mạch điện: a) Cảm biến góc nghiêng:  Giới thiệu: MMA7455 là cảm biến đo gia tốc 3 trục X, Y, Z, là sản phẩm của hãng Freescale, ngõ ra Digital, công suất thấp, có những đặc trưng cơ bản sau:  Ngõ ra Digital (I2C/SPI) – 10;bit ở Mode 8g (g là gia tốc trọng trường))  Kích thước: 3mm x 5mm x 1mm, đóng gói 14 chân LGA  Dòng tiêu thụ thấp 400µA  Chức năng Self Test trục Z  Điện áp vận hành thấp 2.4V – 3.6V  Sử dụng các thanh ghi User Assigned để chỉnh Offset  Lập trình giá trị ngưỡng cho phép ngắt  Phát hiện chuyển động: Shock, dao động, rơi.  Phát hiện xung: xung đơn và xung kép  Độ nhạy: 64 LSB/g @ 2g và @ 8g ở 10;Bit Mode  Có thể chọn tầm đo (±2g, ±4g, ±8g)  Chịu shock tới 10000g Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 47 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến  Nguyên lý hoạt động: MMA7455 là một cảm biến vi cơ bề mặt (surface micromachined integrated circuit accelerometer) thuộc loại điện dung. Dưới tác dụng của gia tốc, khoảng cách giữa các vách ngăn thay đổi, sự thay đổi này dẫn đến sự thay đổi giá trị điện dung theo công thức quen thuộc: ܥ = ܣߝ ܦ Với A là diện tích các miếng ngăn, là hằng số điện môi, D là khoảng cách giữa các tấm. Giá trị điện áp ngõ ra tỉ lệ với gia tốc đo được. Từ giá trị gia tốc, ta có thể tích phân đơn để có giá trị vận tốc hay tích phân 2 lớp để xác định vị trí của vật thể. Gia tốc tĩnh do lực hấp dẫn có thể được dùng để xác định góc và độ nghiêng. b) Động cơ: Coreless Motor for Airplane & Helicopter: - Vận tốc: 45000-48000 vòng/phút - Điện áp: 3,7V - Công suất: max 1W, công suất định mức 0,6W - Dòng khởi động: 1,5-1,8A - Đường kính trục: 1mm Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 48 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến - Đường kính ngoài: 7mm - Chiều dài thân: 16,5mm - Chiều dài trục: 4,5mm Đặc điểm của Coreless motor: Động cơ “Không nhân” là loại động cơ đặc biệt, được thiết kế phù hợp cho những ứng dụng cần kích thước đường kính dưới 18mm, với vận tốc lớn và hiệu suất cao, điều mà động cơ DC bình thường (“Có nhân”) không thể làm được, hoặc khó chế tạo. Ưu điểm của động cơ không nhân: - Kích thước nhỏ, trọng lượng nhẹ. - Vận tốc lớn. - Hiệu suất cao. - Moment khởi động nhỏ, ít rung. - Hoạt động điện áp thấp, ít tiêu tốn năng lượng. Điểm khác biệt của động cơ “không nhân” và “có nhân”: - Điểm khác biệt cơ bản nhất giữa 2 loại động cơ này là đối với động cơ DC bình thường thì các cuộn dây được quấn quanh một cái lõi làm từ thép từ, còn đối với động cơ DC không nhân thì các cuộn dây được quấn trực tiếp tạo thành các cuộn dây đồng mà không quấn lên nhân. Hay nói cách khác, động cơ DC bình thường thì có nhân (là lõi thép từ), còn động cơ DC không nhân thì không có nhân lõi thép. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 49 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Cuộn dây được quấn quanh lõi thép đối với động cơ DC bình thường. Động cơ DC không nhân Động cơ DC bình thường. c) Vi điều khiển: Hệ thống cần yêu cầu xứ lý dữ liệu nhanh, đáp ứng tốt, ngoại vi cần có - Giao tiếp I2C với cảm biến. - Cần 3 kênh PWM - 8 chân IO cho việc quét bàn phím. - 20 chân IO để điều khiển LCD.  Từ yêu cầu trên, ta chọn lựa dòng PIC18F nhằm tăng tốc độ xử lý và đáp ứng được các yêu cầu ngoại vi. Cụ thể ở đây chọn PIC18F4620 kết hợp với một con PIC16F877 để điều khiển động cơ (Do PIC18F4620 chỉ có tối đa là 2 kênh PWM) PIC18F4620 Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 50 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến d) Ngoại vi: Để giao tiếp với người dùng, ở đây ta sử dụng bàn phím 4x4 và màn hình Graphic LCD để thuận tiện cho việc hiển thị dữ liệu và điều khiển mô hình. Bàn phím 4x4 Màn hình GLCD 128x64 5.3 Mô hình mạch điều khiển: Trong đó:  Slave 1: Nhận tín hiệu điều khiển động cơ và gửi tín hiệu vận tốc về cho Master.  Slave 2: Thu nhận tín hiệu góc và trả về giá trị gia tốc g trên 3 trục X, Y, Z. Motor 1 Motor 2 Motor 3 Human Master Slave 1 Slave 2 Parall Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 51 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến 5.4 Mạch điện: Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 52 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Mạch tổng thể. Mạch “Human Interface” Mạch “Master” Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 53 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Mạch “Slave” Mạch “Động lực” Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 54 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Chương 6: ĐÁNH GIÁ & NHẬN XÉT Trong đề tài nghiên cứu, thiết kế và điều khiển máy bay cân bằng theo 3 góc xoay nhóm nghiên cứu đã thực hiện được các công việc: - Phân tích và lựa chọn các phương. - Tính toán, thiết kế bộ phận truyền động cơ khí. - Nguyên lý và điều khiển cân bằng căn bản. - Thiết kế phần mạch điện điều khiển và giải thuật điều khiển. Vì không có điều kiện thực nghiệm nên các nghiên cứu không chứng minh được tính thực tế. Tuy nhiên, đó là tiền đề để tiếp tục nghiên cứu và thực nghiệm trên mô hình thực. Thiết kế hệ thống cơ điện tử Nhóm HNTT 55 GVHD: PGS.TS Nguyễn Tấn Tiến Tài liệu tham khảo: - Robert Mahony, Tarek Hamel - Robust trajectory tracking for a scale model autonomous helicopter, 2004. - Zebb Pprime, Jesse Sherwood, Michael Smith, Allan Stabile - Remote Control [RC] Vertical Take-Off And Landing [VTOL] Model Aircraft, 2005. - Ulrik B. Hald, Mikkel V . Hesselbæk, Jacob T . Holmgaard, Christian S. Jensen, Stefan L. Jakobsen - Martin SiegumfeldtAutonomous Helicopter - Modelling and Control, 2005. - A. Budiyono, T. Sudiyanto, H. Lesmana - First Principle Approach to Modeling of Small Scale Helicopter, 2007.