طراحي كنترل تطبيقي و پيش‌بين براي پهپاد عمود پرواز با سه موتور چرخان با به‌ كارگيري مدل‌سازي چندجسمي

Model Predictive and Adaptive Controller Design of Tri-Tilt Rotor VTOL UAV by Using Multi-Body Modeling

در اين پژوهش، پهپاد با سه موتور الكتريكي چرخان، مورد بررسي قرار گرفته است. هدف اين پژوهش ارائه مدل جامع از ديناميك حركت اين پهپاد، شبيه‌سازي يازده درجه آزادي در شش فاز پروازي (فازهاي پرواز ايستا، نشست، برخاست، روبه‌جلو، گذار و كروز) و دستيابي به كنترل پرنده براي رسيدن به بهينه‌ترين شرايط پروازي است. در اين راستا ابتدا معادلات حركت پرنده بر مبناي مدل‌سازي چند‌جسمي (پرنده، سه موتور الكتريكي) به‌منظور در نظر گرفتن اثرات ژيروسكوپي موتورها بر ديناميك پهپاد، در فرم تنسوري استخراج و براي شبيه‌سازي در دستگاه‌هاي مختصات موجود بسط داده شدند. نيروها و گشتاورهاي آئروديناميكي و رانشي پرنده، بسته به اينكه پهپاد در كدام فاز حركتي قرار دارد به‌صورت جداگانه تعيين شد. براي تعيين نيروها و گشتاورهاي رانشي موتورها، در فازهاي ايستا، نشست، برخاست و رو به‌ جلو از تئوري‌هاي مومنتم الماني پره بالگرد استفاده‌شده است. به دنبال آن ابتدا به كمك كنترلر براي هر كانال، شرايط تريم پرنده استخراج و سپس در راستاي خطي سازي، به روش تحليلي، ماتريس ديناميك و كنترل پرنده استخراج شد. اين مدل‌ استخراج شده، دقت كافي براي استفاده به‌عنوان مدل خطي در طراحي كنترلرهاي پيش بين خطي و تطبيقي مدل مرجع را داشت. عملكرد كنترلر پيش‌بين خطي، براي فاز برخاست، با دور شدن از مدل خطي افت مي‌كند اما كنترل تطبيقي مدل مرجع با وجود نامعيني، عملكرد بهتري را از خود نشان داد.

This paper investigates the Tri-Tilt Rotor VTOL UAV. The aim of this study is to represent a comprehensive dynamic model, eleven degree of freedom at six flight phases (hover, descend, climb, forward, transient and cruise) and control the vehicle to reach best flight condition. For this purpose, the vehicle equations of motion are derived in tensor form and have been expanded in the coordinate systems, based on multi-body (vehicle and three electric motors) modeling approach in order to consider motors gyroscope effects on flight dynamic. Depending on vehicle flight phase, propulsion and aerodynamic forces and moments are determined separately. Blade Element Momentum Theory (BEMT) is used to obtain motors propulsion forces and moments at hover, descend, climb and forward phases. After that, by utilizing controller for each channel flight, the trim condition is calculated and then for the sake of linearization using analytical method, dynamic and control matrixes are derived. This calculated model is qualified as linear model in order to design the model predictive and adaptive controller. For climb phase, as the nonlinear model receeded from the linear model, the linear model predictive controller performance was diminished whereas the function of model reference adaptive control in spite of the uncertainties was better.