Luận án Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi đảm bảo an toàn bay cho uav cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió

c x
 c O 
 V
  
 h h 
 Hình 2.2. Quy tắc dấu trong kênh chuyển Hình 2.3. Quy tắc dấu trong 
 động dọc chuyển động ngang 
2.1.1. Các lực và mô men tác dụng lên UAV khi bay 
 Khi xem xét các lực và mô men khí động tác động lên UAV, sử dụng giả 
thiết: bỏ qua các lực và mô men do cánh quạt của động cơ; bỏ qua sai số của 
lực kéo. Khi đó, chuyển động của UAV trong khi bay chịu tác động của các 
lực và mô men khí động như sau [1], [6], [7], [43], [45]: 
 - Trọng lực G. Xét trong hệ tọa độ quỹ đạo, trọng lực gồm: 
 GGxk .sin
 (2.3) 
 GG .cos
 yk
 44 
 - Lực kéo T. Véc tơ lực kéo có thể có sai lệch so với trục dọc Ox. Tuy 
nhiên, các sai lệch này chỉ đáng kể khi xét mô men quay quanh tâm khối còn 
các lực do sai lệch này tạo ra có thể bỏ qua. Vì vậy, lúc này có thể coi véc tơ 
lực kéo T trùng với trục Ox của hệ tọa độ liên kết. Do đó, các thành phần của 
lực kéo T chiếu xuống hệ tọa độ quỹ đạo như sau: 
 TTxk .cos .cos 
 TTyk .(sin .cos  r cos .sin  .sin  r ) (2.4) 
 TTzk .(sin .sin  r cos .sin  .cos  r )
 - Lực khí động tổng hợp R. Như trong chương 1 đã trình bày, trong 
trường hợp không có gió véc tơ không tốc Vr và véc tơ địa tốc Vk trùng nhau 
và khi đó góc tấn không tốc trùng với góc tấn địa tốc ( r ), góc trượt 
không tốc trùng với góc trượt địa tốc (  r ), hệ tọa độ Oxryrzr chỉ khác với 
hệ tọa độ quỹ đạo Oxkykzk một góc nghiêng  r . Chiếu lực khí động tổng hợp 
xuống hệ tọa độ quỹ đạo: 
 RXxk r
 RYZyk r.cos r r .sin  r (2.5) 
 RYZzk r.sin r r .cos  r
 + Lực cản Xr 
 Xr C xr.. q a S (2.6) 
 Trong đó: 
 .V 2
 q r - động áp; C - hệ số lực cản, hệ số này phụ thuộc vào góc 
 a 2 xr
tấn CCxr x () ; S – diện tích cánh của UAV. 
 + Lực nâng Yr 
 Yr C yr.. q a S (2.7) 
 Trong đó: Cyr - hệ số lực nâng. Hệ số lực nâng được tính như sau: 
 45 
 b
 zc  z a  c
CCCCCCCCCyr y()..()... y  z y  c ydng y y  z y  c ydng 
 Vr
  z
 Với: Cy () - hệ số lực nâng theo góc tấn; Cy - đạo hàm hệ số lực nâng 
 b
 a c
theo tốc độ góc  z với z  z ; Cy - đạo hàm hệ số lực nâng theo góc 
 Vr
lệch cánh lái độ cao; Cydng - hệ số lực nâng của đuôi ngang; ba – dây cung khí 
động trung bình. 
 + Lực dạt Zr 
 Zr C zr.. q a S (2.8) 
 Có thể tính toán lực dạt Zr theo 2 thành phần lực dạt theo cánh lái hướng 
Z h và lực dạt theo góc trượt Z : 
 ZZZr  h  (2.9) 
 Lực dạt do cánh lái hướng được tính như sau: 
 V 2
 ZCS h ... r (2.10) 
  h z h 2
 Lực dạt theo góc trượt được tính như sau: 
 V 2
 ZCS ..r (2.11) 
 z  2
 Trong đó: 
 h
 Cz - hệ số lực dạt theo góc trượt, CCz z (,)  ; Cz - đạo hàm hệ số 
lực dạt theo góc lệch cánh lái hướng. 
 - Mô men khí động 
 Mô men khí động là các hàm phi tuyến của các tham số động học và góc 
lệch cánh lái của UAV. Mô men khí động phụ thuộc vào các tham số sau: 
 MMVx x(,,,,)  h  l  x r
 (2.12) 
 MMVy y(,,,,)  h  x  y r
 MMVz z(,,,)  c  z r
 46 
 + Mô men chúc ngóc M z . Mô men chúc ngóc là tổng hợp các mô men 
quanh trục Oz của hệ tọa độ liên kết do các ngoại lực gây ra. 
 V 2
 M mr S.. b T h (2.13) 
 z z2 a dc
 Hệ số mô men khí động mz được tính như sau: 
 b
 c  z a
 mz m z... c m z  z m zo m z m z_ dng (2.14) 
 Vr
 Trong đó: 
 hdc – độ cao của động cơ so với trục dọc UAV; mz - hệ số mô men theo 
góc tấn: mz ( X T X F ). C y ( ); XT - khoảng cách tương đối (so với dây 
cung khí động ba) từ mũi cánh đến trọng tâm UAV; X F - khoảng cách tương 
đối (so với dây cung khí động ba) từ mũi cánh đến tâm áp UAV do góc tấn 
  z c
gây ra; mz - đạo hàm hệ số mô men chúc ngóc theo  z ; mz - đạo hàm hệ số 
mô men chúc ngóc theo góc lệch cánh lái độ cao; mz_ dng – hệ số mô men theo 
độ lệch đuôi ngang; mzo - hệ số mô men ban đầu do hình dạng UAV không 
đối xứng so với mặt phẳng nằm ngang. 
 + Mô men nghiêng (cren) M x . Mô men cren là tổng hợp các mô men 
quanh trục Ox của hệ tọa độ liên kết do các ngoại lực gây ra đối với UAV. 
 V 2
 M mr Sb (2.15) 
 x x2 a
 Hệ số mô men khí động mx được tính như sau: 
 b
 l  xa  h
 mx m x.... l m x  x m x  h m x (2.16) 
 Vr
 Trong đó: mx - thành phần hệ số mô men khí động theo góc trượt, 
  x
mx m x (,)  ; mx - đạo hàm hệ số mô men cren theo tốc độ góc  x , 
 47 
 b
 a l
x  x ; mx - đạo hàm hệ số mô men cren theo góc lệch cánh lái liệng; 
 Vr
 h
mx - đạo hàm hệ số mô men cren theo góc lệch cánh lái hướng. 
 + Mô men hướng M y . Mô men hướng là tổng hợp các mô men quanh 
trục Oy của hệ tọa độ liên kết do các ngoại lực gây ra đối với UAV. 
 V 2
 M mr Sb (2.17) 
 y y2 a
 Hệ số mô men khí động my được tính như sau: 
  b b
 hy a  x a
 my m y..... h m y  y m y  x m y (2.18) 
 VVr r
 Trong đó: 
 my - thành phần hệ số mô men khí động my do thành phần góc trượt 
  y
gây ra my m y (,)  ; my - đạo hàm hệ số mô men hướng theo tốc độ góc 
 h
không thứ nguyên  y ; my - đạo hàm hệ số mô men hướng theo góc lệch 
  x
cánh lái hướng; my - đạo hàm hệ số mô men hướng theo tốc độ góc không 
thứ nguyên  x . 
 Trong trường hợp có nhiễu động gió, véc tơ không tốc Vr không trùng 
với véc tơ địa tốc Vk . Khi đó các lực khí động và mô men khí động tính theo 
không tốc Vr , góc tấn không tốc r , góc trượt không tốc r như biểu thức 
(1.42) được tính toán trong chương 1. 
2.1.2. Hệ phương trình chuyển động của UAV trong không gian 
 Sử dụng các lực và mô men đã được xây dựng ở mục 2.1.1, hệ phương 
trình chuyển động của UAV trong không gian được xây dựng bao gồm 12 
phương trình vi phân và 3 phương trình lượng giác siêu việt [1], [43]: 
 48 
 dV 
 mk Tcos cos  X G sin 
 dt r
 d
 mV Y cos T .sin .cos  G cos  Z sin 
 kdt r r r r r
 d
 mVcos Y sin  Z cos  T sin sin  cos sin  cos  
 kdt r r r r r r
 2
 dx .Vr
 Jx m x... S b a J z J y  y  z
 dt 2
 d 2
 y .Vr
 Jy m y... S b a J x J z x z
 dt 2
 2
 dz . V r
 Jz m z.... S b a T h dc J y J x  x  y
 dt 2
 dx0
 Vk cos cos 
 dt
 dy0
 Vk sin
 dt
 dz
 0 V cos sin 
 dt k
 d 1
 ycos   z sin  
 dt cos
 d
 sin   cos 
 dt y z
 d
 x tg   ycos   z sin  
 dt
 (2.19) 
 sin cos  cos sin sin  cos cos cos sin  sin cos
 sin cos cos  cos sin cos sin  cos cos sin  sin sin 
 sin cos  cos  sin  cos  sin  sin  
 sinr cos cos  sin sin sin  sin cos cos cos  sin cos 
 (2.20) 
 49 
 Do đặc điểm của UAV cỡ nhỏ cơ động ít, các góc ,  , ,,,    nhỏ 
và giả thiết kênh cren được ổn định lý tưởng. Ta có thể viết lại 3 phương trình 
lượng giác siêu việt ở dạng đơn giản như sau: 
  
    (2.21) 
   r
2.1.3. Quá tải tác động lên UAV 
 Giả sử trong quá trình bay, lực tổng hợp tác động lên UAV là N (không 
kể trọng lực). Khi đó véc tơ quá tải được xác định như sau: 
 N
 n (2.22) 
 mg
 Như vậy véc tơ quá tải n là tỉ lệ giữa tổng véc tơ của tất cả các lực 
(không tính tới trọng lực) đặt lên UAV so với trọng lượng UAV, véc tơ quá 
tải có hướng trùng với hướng của véc tơ lực N và có độ lớn chỉ ra véc tơ lực 
lớn gấp bao nhiêu lần trọng lượng của UAV. Nghĩa là véc tơ quá tải đặc trưng 
cho độ lớn và hướng của lực N là lực mà ta sẽ thay đổi để điều khiển chuyển 
động bay. 
 Khi tính toán ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV cần phải 
xem xét các biểu thức hình chiếu của véc tơ quá tải trên các trục hệ tọa độ. 
 - Trên các trục của hệ tọa độ tốc độ: 
 T.cos . c os  -X
 Quá tải dọc trục: n r 
 xr G
 TY.sin 
 Quá tải đứng: n r 
 yr G
 TZ.cos .sin  
 Quá tải ngang: n r 
 zr G
 Trong trường hợp ,  nhỏ: sin ; sin   ; cos 1; cos 1. 
Hơn nữa, đối với UAV lực kéo TX r và nhỏ hơn nhiều lần so với lực nâng 
 50 
nên TYY. r r . Khi đó, quá tải dọc trục nhỏ và không ảnh hưởng đến ATB, 
biểu thức xác định quá tải đứng và quá tải ngang trong hệ tọa độ tốc độ được 
viết như sau: 
 C .. q S
 TYY. r r yr r a
 nyr 
 GGG (2.23) 
 TZ. C ... q S T 
 n r zr r a
 zr GG
 - Hình chiếu của véc tơ quá tải trên các trục của hệ tọa độ liên kết: 
 nx n xr. c os . c os  n yr .sin n zr . c os .sin 
 ny n xr.sin . c os  n yr . c os n zr .sin .sin  (2.24) 
 nz n xr.sin n zr . c os 
 Do ,  nhỏ nên từ biểu thức (2.23), (2.24) có thể rút ra biểu thức đối 
với thành phần quá tải đứng trong hệ tọa độ liên kết: 
 Y C .. q S
 n r yr r a (2.25) 
 y GG
 Từ biểu thức (2.25) thấy rằng, thành phần quá tải đứng ny xấp xỉ tỷ lệ 
thuận với góc tấn không tốc r . Tương tự như vậy, thành phần quá tải ngang 
nz xấp xỉ tỷ lệ thuận với góc trượt không tốc r . Các thành phần quá tải trong 
hệ tọa độ liên kết được xác định bởi các gia tốc kế. Như vậy, để điều khiển 
theo r , r có thể thực hiện điều khiển thông qua ny, nz. 
2.2. Mô hình toán chuyển động dọc và chuyển động cạnh của UAV 
 Để thuận tiện trong quá trình xây dựng mô hình động lực học vòng điều 
khiển kín của UAV cũng như tổng hợp các bộ điều khiển và đánh giá phản 
ứng của UAV theo các tác động của nhiễu động gió trong khí quyển, cần thiết 
phải phân chia chuyển động của UAV theo các mặt phẳng chuyển động riêng 
biệt. Do UAV có Jx<<Jy,Jz nên đáp ứng của kênh nghiêng (kênh cren) rất 
nhanh, có thể giả thiết kênh cren là lý tưởng (  * ), hơn nữa  * theo kết quả 
 51 
mô phỏng chương 4 chỉ vài độ, vì vậy có thể tách chuyển động UAV thành 
chuyển động trong mặt phẳng đứng và chuyển động cạnh với góc  nhỏ. 
2.2.1. Mô hình chuyển động dọc của UAV 
 y
 yr , y k
 Yr
 x
 T
 x ,x
 X r r k
 Vk
 x0
 y
   mg 0
 Hình 2.4. Chuyển động của UAV trong mặt phẳng đứng 
 Chuyển động dọc của UAV là chuyển động chỉ xảy ra trong mặt phẳng 
thẳng đứng tức là mặt phẳng quỹ đạo Oxkyk trùng với mặt phẳng Oxoyo. Để có 
thể chuyển động trong một mặt phẳng như vậy cần sử dụng một số giả thiết: 
UAV có mặt phẳng đối xứng Oxy trùng với mặt phẳng Oxoyo, ngoại lực tác 
dụng chỉ tác dụng trong mặt phẳng Oxy. Cho nên, các góc  0;  0, 
r  0 để triệt tiêu các thành phần gây đổi hướng quỹ đạo của tâm khối. 
Khi đó, góc  0 và nhiễu động gió cũng chỉ xảy ra trong mặt phẳng đứng, 
véc tơ không tốc Vr và địa tốc Vk cùng nằm trong mặt phẳng đứng, vì  r 0 
cho nên mặt phẳng Oxryr cũng trùng với mặt phẳng Oxkyk và Oxoyo (hình 2.4). 
Thay các điều kiện  0;  0 , r  0,  0 vào HPTVP (2.19), 
(2.20) ta sẽ được HPTVP chuyển động dọc của UAV. 
 - Trong trường hợp không có nhiễu động gió tác động, khi đó véc tơ 
không tốc Vr trùng với véc tơ địa tốc Vk (VVr k ) và HPTVP mô tả chuyển 
động dọc của UAV như sau: 
 52 
 2
 dVk . V r
 m Tcos Cx ( r ). . S G sin 
 dt 2
 2
 d z bac . V r
 mVk Tsin C y ( r ) C y .  z . C y .  c C ydng . . S G cos 
 dt Vr 2
 2
 d b . V
 zc  z a r
 Jz ( m z . c m z .  z . m zo m z m z_ dng ). . S . b a T . h dc
 dt Vr 2
 dxo
 Vk cos
 dt
 dyo
 Vk sin
 dt
 d
 ;   
 dt z
 (2.26) 
 - Trong trường hợp có nhiễu động gió tác động, véc tơ không tốc Vr lệch 
so với véc tơ địa tốc Vk góc w , HPTVP chuyển động dọc của UAV giống 
như hệ (2.26) chỉ có khác là trong các biểu thức liên quan đến lực nâng, lực 
 2 2 2
cản và mô men khí động thay VVr k W y , r w , các thành phần 
 r và Vr này được tính toán trong trường hợp có nhiễu động gió như trong 
chương 1. Khi đó, HPTVP mô tả chuyển động dọc của UAV như sau: 
 2 2
 dVk .(Vk W y )
 m T.cos Cx ( r ). . S G .sin 
 dt 2
 2 2
 d  b  .(Vk W y )
 z a c 
 mVk T.sin C y ( r ) C y .  z . C y .  c C ydng . . S G cos 
 dt V 2 W 2 2
 k y 
 2 2 
 d   b .(Vk W y )
 z c z a 
 Jz m z.... c m z  z m z m z_ dng ...S ba T h dc
 dt V 2 W 2 2
 k y 
 dxo
 Vk cos
 dt
 dyo
 Vk sin
 dt
 d
 ;   
 dt z
 (2.27) 
 53 
2.2.2. Mô hình chuyển động cạnh của UAV 
 Chuyển động cạnh của UAV là chuyển động chủ yếu theo góc nghiêng 
 và góc hướng  trong mặt phẳng “xấp xỉ” nằm ngang. Hai chuyển động 
này có những mối liên hệ đan chéo nhau. Để có thể phân tích định tính 
chuyển động cạnh của UAV cần sử dụng giả thiết: các góc ,,,    nhỏ. Với 
giả thiết này và xét quy tắc dấu ta có thể rút ra được: 
    ;   r (2.28) 
 Thay các điều kiện: H=const,  0, z 0 , ,,,    nhỏ vào HPTVP 
(2.19) và (2.20) ta sẽ đượng HPTV chuyển động cạnh của UAV. 
 - Trong trường hợp không có nhiễu động gió, véc tơ không tốc Vr trùng 
với véc tơ địa tốc Vk , HPTVP chuyển động cạnh của UAV như sau: 
 2
 d h . Vr
 mVk Y r.sin C y .  h C z . . S T .sin 
 dt 2
  b 2
 d .. b     y y a V
 Jx ( mx . x a m l . m h .  m .  m . ). r . S . b
 xdt x V x l x h x r x V 2 a
 r r
 2
 d  . b ..b V
 Jy ( my . y a m . mh .  m  x .x a ). r . S . b
 ydt y V y r y h y V 2 a
 r r
 dx
 o V cos 
 dt k
 dz
 o V sin 
 dt k
   
 d
 
 dt x
 d
  (2.29) 
 dt y
 Do đặc điểm UAV có dạng máy bay, hệ thống ổn định cren thường duy 
trì   * và có thể điều khiển hướng nhanh và hiệu quả bằng cách cố ý tạo ra 
 54 
 * *
 0 để có lực pháp tuyến ngang Yr .sin như trên hình 2.5. Góc trượt  có 
 
thể duy trì  0 nhờ tính ổn định tĩnh của bản thân UAV (do hệ số my 0). 
 Y Y cos *
  *
 *
 Y sin G
 Hình 2.5. Điều khiển đổi hướng sử dụng góc nghiêng 
 *
 Khi kênh cren được ổn định với   0 ,x 0, chỉ cần xét chuyển 
động của UAV trong kênh ngang và điều khiển hướng bằng cánh lái hướng. 
HPTVP kênh ngang của UAV như sau [1]: 
 2
 d h . Vk
 mV.....k C y h C z S
 dt 2
 d  . b 2
 y y y a   .V
 J. ( m . m . mh .  ).k . S . b
 ydt y V y y h2 a
 k
 dxo
 Vk . c os  (2.30) 
 dt
 dz
 o V .sin 
 dt k
 d
 ;   
 dt y
 - Trong trường hợp có nhiễu động gió tác động, véc tơ không tốc Vr lệch 
so với véc tơ địa tốc Vk góc w , hệ phương trình chuyển động trong trường 
hợp này giống như hệ (2.29), và chỉ có khác là trong các biểu thức liên quan 
 2 2 2
đến lực dạt, lực cản và mô men khí động thay VVr k W z , thay 
r  w . Các thành phần r và Vr được tính toán trong trường hợp có 
nhiễu động gió như trong chương 1. Hệ phương trình vi phân mô tả chuyển 
 55 
động cạnh của UAV khi có nhiễu động gió tác động: 
 .(V 2 W 2 )
 d h k z
 mVk Y r.sin C y .  h C z . . S T .sin 
 dt 2
 2 2
 d . b yb a .( V W )
 Jx mx........ x a m  l m  h  m  my k z S b
 xdt x2 2 x l x h x r x 2 2 2 a
 VVk WW z k z 
 2 2
 d  . b  .b .(V W )
 yy y a  h  x x a k z
 Jy m y.... m y r m y  h m y ...S ba
 dt 2 2 2 2 2
 VVk WW z k z 
 dx
 o V cos 
 dt k
 dzo
 Vk sin 
 dt
   
 d
 
 dt x
 d 
 
 dt y
 (2.31) 
2.3. Thuật toán điều khiển UAV 
 Để đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của UAV, giả thiết 
rằng khi chưa có nhiễu động gió UAV đang bay ở chế độ bay bằng, kênh cren 
được ổn định, không xét tới trong luận án. Như vậy, UAV được điều khiển 
bởi các chương trình định sẵn theo quỹ đạo, tốc độ. Khi đó, cần phải có các 
kênh điều khiển như sau: kênh điều khiển độ cao, kênh điều khiển hướng và 
kênh điều khiển tốc độ. 
 - Kênh điều khiển độ cao: Khi chưa có nhiễu động gió, UAV bay bằng 
ổn định, các tham số của mô hình động lực học của UAV ít thay đổi, kênh 
điều khiển độ cao được tổng hợp theo thuật toán điều khiển như sau (PID): 
 .. t
 u K . H H K . H H K . H H .dt u k . (2.32) 
 c p th ct d th ct i th ct yo oz z
 0
 Trong đó: uyo - tín hiệu điều khiển theo chương trình (uyo là tín hiệu điều 
khiển cánh lái độ cao khi bay bằng có góc lệch cánh lái cbb , cbb - được xác 
 56 
định trên cơ sở giải hệ phương trình cân bằng lực và mô men trong mặt phẳng 
đứng (phụ lục 2); koz – hệ số cản dịu của kênh dọc; Hth – độ cao thực của 
UAV khi bay; Hct – độ cao theo chương trình: với HHct 0 ; H0 – độ cao bay 
bằng trước khi có gió; Các hệ số Kp, Kd, Ki – tương ứng với các hệ số tỷ lệ, hệ 
số vi phân và hệ số tích phân của bộ điều khiển PID. Các hệ số Kp, Kd, Ki, koz 
được lựa chọn bằng cách sử dụng công cụ tối ưu hóa Simulink Response 
Optimization trong Simulink (bảng 2.1). 
 Bảng 2.1. Hệ số của các bộ điều khiển 
 Hệ số của bộ điều khiển Hệ số của bộ điều khiển Hệ số của bộ điều khiển 
 kênh điều khiển độ cao kênh điều khiển hướng kênh điều khiển tốc độ 
 (2.32) (2.33) (2.34) 
 Kp 1.6865 Kz -0.128 Ko 0.24 
 d V 
 K 0.7412 K -5.8936 K -0.76 
 Ki 0.8937 -0.000134 
 Kiz 
 koz 0.55 -0.0554 
 koy 
 - Kênh điều khiển hướng: Do đặc điểm UAV có dạng máy bay, nếu sử 
dụng điều khiển hướng theo cách dùng góc trượt  để tạo lực dạt sườn Zr sẽ 
kém hiệu quả. Cho nên điều khiển hướng trong chuyển động cạnh sử dụng 
phương pháp là duy trì góc nghiêng * 0 để có lực pháp tuyến ngang 
 d
Y .sin * tạo ra tốc độ đổi hướng quỹ đạo [1]. Như vậy, hướng bay  và 
 r dt
 *
độ dạt ngang zo sẽ được điều khiển bằng cách tạo ra góc nghiêng  và duy trì 
  * . Đối với UAV do đặc tính mô men quán tính Jx<<Jy nên đáp ứng 
kênh cren rất nhanh, do đó trong chuyển động cạnh giả thiết kênh cren được 
ổn định và luôn duy trì góc nghiêng mong muốn   * . Thuật toán để tạo 
góc nghiêng mong muốn được tổng hợp như sau: 
 *
  Kz.( z o z ct ) K .(   ct ) K iz ( z o z ct ) dt k oy .  y (2.33) 
 Trong đó: 
 57 
 zo – độ dạt ngang của UAV; zct – độ dạt ngang mong muốn theo chương 
trình (zct=0); ct - góc hướng quỹ đạo mong muốn (ct 0); Các hệ số 
Kz,,, K K iz k oy được lựa chọn bằng công cụ tối ưu hóa Simulink Response 
Optimization trong Simulink (bảng 2.1). 
 - Kênh điều khiển tốc độ: 
 Để đảm bảo duy trì tốc độ bay cho UAV, đặc biệt là khi UAV thay đổi 
độ cao cần thiết phải có bộ điều khiển tốc độ. Về nguyên tắc, vòng điều khiển 
kín theo tốc độ của UAV được thực hiện theo sơ đồ khối hình 2.6. 
 Thông số 
 V V Bộ điều khiển cửa ga Số vòng quay
 bb Động cơ Cánh quạt T
 tốc độ bay
 V Động lực học 
 bay UAV
 Hình 2.6. Vòng điều khiển kín của kênh điều khiển theo tốc độ 
 Do trên UAV sử dụng động cơ đốt trong, động cơ đốt trong phản ứng rất 
nhạy với cửa ga nên có thể bỏ qua quán tính của động cơ và cánh quạt nên có 
thể coi sự thay đổi lực kéo T xảy ra tức thời với sự thay đổi vị trí cửa ga 
(không có giữ chậm theo thời gian). Mặt khác, cửa ga thay đổi tức thời với sự 
thay đổi sai số tốc độ bay. Vì vậy, sự thay đổi tốc độ bay liên quan trực tiếp 
và tức thời với sự thay đổi lực kéo T. Vấn đề điều khiển tốc độ bay theo điều 
khiển lực kéo T của cánh quạt hay điều khiển vị trí cửa ga đã được trình bày 
trong các tài liệu [3], [44] và hiệu quả khi sử dụng bộ điều khiển tốc độ đã 
được trình bày trong bài báo số 1 và số 2. 
 Thuật toán điều khiển tốc độ được tổng hợp như sau: 
 T Ko K.V V k V bb .T max K.T Tmax (2.34) 
 Tron đó: Hệ số KKK.VVT o V k bb , thỏa mãn: 0 KT 1; Ko – hệ 
số lực kéo cần thiết để UAV bay bằng; KV – hệ số lực kéo khi UAV có sai 
 58 
lệch về tốc độ so với tốc độ khi bay bằng; Vbb - tốc độ của UAV khi bay 
bằng; Tmax – lực kéo lớn nhất của UAV, thành phần lực kéo này phụ thuộc vào 
độ cao và tốc độ bay (Phụ lục 1). Các hệ số Ko, KV được lựa chọn bằng cách 
sử dụng công cụ tối ưu hóa Simulink Response Optimization trong Simulink 
(bảng 2.1). 
2.4. Mô phỏng vòng điều khiển kín của UAV 
2.4.1. Dữ liệu đầu vào mô phỏng 
 Mô hình mô phỏng chuyển động của UAV là thành phần quan trọng 
trong quá trình bay thử nghiệm UAV. Kết quả của quá trình bay thử nghiệm 
phần lớn được xác định bởi độ tin cậy của mô hình mô phỏng, do đó nó phụ 
thuộc vào độ tin cậy của dữ liệu ban đầu cho mô hình. Loại UAV cỡ nhỏ 
được sử dụng nghiên cứu trong luận án dựa trên mô hình UAV cỡ nhỏ giả 
định “UAV-70V”, đây là loại UAV cỡ nhỏ làm nhiệm vụ giám sát từ xa do 
Hội Hàng không vũ trụ Việt Nam nghiên cứu, chế tạo. 
 - Đặc trưng hình học và đặc trưng khối lượng – quán tính – định tâm: 
Các đặc trưng hình học và đặc trưng khối lượng – quán tính – định tâm của 
UAV được xác định trực tiếp từ hình vẽ ba chiều của UAV bằng phần mềm 
INVENTOR. 
 - Đặc trưng khí động: Các hệ số khí động được xác định bằng phần mềm 
ANSYS CFX, dựa trên giải số hệ phương trình Navier-Stock bằng phương 
 c l h
pháp thể tích hữu hạn [34]. Các hệ số hiệu quả của cánh lái (mz ,mx ,my ) và 
 
  z  x  x y
các đạ