Proceedings VCM 2012 67 ứng dụng bộ điều khiển mờ

Tuyển tập công trình Hội nghị Cơ điện tử toàn quốc lần thứ 6 495
Mã bài: 117
Ứng dụng bộ điều khiển mờ
cho máy bay không người lái cỡ nhỏ
Application of Fuzzy Controllers
for Small Unmanned Aerial Vehicles (UAV)
Nguyễn Đức Cương
Hội Hàng không –Vũ trụ Việt Nam (VASA)
e-Mail:
Phan Văn Chương
Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự
Hoàng Anh Tú
Học viện Phòng không-Không quân

Tóm tắt
Bài báo trình bày mô hình toán phi tuyến không dừng của vòng điều khiển kín của máy bay không người
lái (UAV) cỡ nhỏ giả định, vòng điều khiển có sử dụng các bộ điều khiển mờ (fuzzy controllers). Các bộ điều
khiển mờ này có cải biên so với các bộ điều khiển mờ kinh điển. Trên cơ sở mô hình nói trên các tác giả đã
phát triển phần mềm trong môi trường MATLAB. Kết quả mô phỏng trên máy tính cho thấy các bộ điều khiển
mờ này cho phép đạt được chất lượng điều khiển khá tốt ngay cả khi có nhiễu động mạnh và có biến đổi vận
tốc và độ cao rất nhiều trong quá trình phóng UAV từ máy phóng. Hệ thống điều khiển vẫn bền vững (robust)
khi có yếu tố bất định về hệ số ổn định tĩnh của UAV ∂mz/∂Cy trong phạm vi rất rộng (từ -0,15 đến 0).
Abstract
The paper presents a mathematical model of flight control closed loop of a hypothetical small UAV with
controllers constructed on the basis of fuzzy logic. A program based on the model was developed in the
MATLAB. The results of the computer simulation showed that the suggested fuzzy controllers provide a very
satisfactory quality of control, even under severe disturbances and significant changes in speed and altitude of
UAV during launching from a launcher. The control system remains robust one in wide uncertainty of the
static longitudinal stability coefficient ∂ mz / ∂ Cy (from -0.15 to 0).

Ký hiệu

Ký hi
ệ
u

Đơn v
ị

Ý ngh
ĩa

,
c l
z x
m m
 


Các h
ệ

s
ố

hi
ệ
u qu
ả

c
ủ

a
các cánh lái
, ,
x y z
  

rad/s

Các giá tr
ị

v
ậ
n t
ố
c góc c
ủ
a
UAV quanh các trục x,y,z.

, ,
x y z
  


Các giá t
r
ị

v

ậ
n t
ố
c góc
không thứ nguyên.
, ,
x x
z
z x y
m m m
 



Các đ
ạ
o hàm khí đ
ộ
ng
.

n
z


Giá tr
ị

quá t
ả

i ngang
.

*
h


Rad

Giá tr
ị

mong mu
ố
n góc
lệch cánh lái hướng.
*
c


Rad

Giá tr
ị

mong mu
ố
n góc
lệch cánh lái độ cao.


y
M

Sai s
ố

theo đ
ộ

cao.


V
y

m/s

Sai s
ố

v
ậ
n t
ố
c th
ẳ
ng đ
ứ
ng
.

cbb


rad

Giá tr
ị

góc l
ệ
ch cánh lái đ
ộ

cao để bay bằng.



k
cd
s

H
ệ

s
ố

c
ả

n d
ị
u c
ủ
a kênh
dọc.
Fuzzy


hàm phi tuy
ế
n đư
ợ
c thi
ế
t
lập bằng logic mờ.
*
y
V

m/s

Giá tr
ị

mong mu
ố
n thành
phần vận tốc thẳng đứng.

n
y


Quá t
ả
i pháp tuy
ế
n
.

*
H

m

Giá tr
ị

đ
ộ

cao mong mu
ố
n
.


*


rad

Góc nghiêng qu
ỹ

đ
ạ
o mong
muốn.
V

m/s

V
ậ
n t
ố
c bay
.

T

N

L
ự
c kéo
.

*
l


rad

Góc l
ệ
ch cánh li
ệ
ng mong
muốn.

,

,


rad

Góc chúc ngóc, góc cren,
góc hướng

496 Nguyễn Đức Cương, Phan Văn Chương, Hoàng Anh Tú
VCM2012
Chữ viết tắt
UAV Unmanned Aerial Vehicle
Máy bay không người lái.
PID (controller) proportional–integral–
derivative

(bộ điều khiển) tỷ lệ - tích phân – vi phân.
1. Mở đầu
Chúng ta biết rằng các máy bay không người lái
(UAV) cỡ nhỏ được ứng dụng rất rộng rãi, đặc biệt
trong việc quan sát từ xa để thực hiện các nhiệm
vụ quân sự cũng như dân sự [1]. Việc đảm bảo cất
hạ cánh không cần sân bay, ví dụ cất cánh từ máy
phóng và hạ cánh bằng dù, có một ý nghĩa quan
trọng đối với UAV. Một việc quan trọng nữa đó là
khả năng duy trì độ cao và vận tốc bay định trước
mà không gây ra dao động tư thế trong không gian
của UAV, đặc biệt khi quan sát bằng thiết bị quang
điện tử và chỉ thị mục tiêu, mà không cần đến thiết
bị ổn định bằng con quay đắt tiền.
Trong bài báo này xem xét mô hình toán vòng
điều khiển bay khép kín của UAV giả định cỡ nhỏ
được phóng tự động từ máy phóng và sau đó bay
ôtônôm theo chương trình định trước. Việc hạ
cánh của UAV dự kiến thực hiện bằng dù và trong
bài báo này không đề cập đến. Đặc điểm phối trí
của UAV giả định này đó là sự bố trí cụm động cơ
có cánh quạt nằm trên phần đuôi đứng (hình 1).
Phối trí này có những ưu điểm rõ rệt: không cản
trở tầm quan sát của thiết bị quang điện tử, giảm
xác suất hư hại cánh quạt khi hạ cánh, tăng khả
năng làm mát động cơ bằng dòng khí giúp cho
động cơ làm việc tin cậy khi bay trong thời gian
dài dưới ánh nắng mặt trời, tăng khả năng làm việc
của đuôi ngang ở vận tốc bay thấp. Tuy nhiên, sơ
đồ phối trí như vậy cũng gây ra một số khó khăn

nhất định trong điều khiển bay do mất cân bằng
dọc khi bay do lực kéo của cánh quạt thay đổi, đặc
biệt khi phóng bởi vì mô men bổ nhào của cánh
quạt sau khi ra khỏi máy phóng khá lớn.

H. 1 Máy bay không người lái giả định
Việc tổng hợp các quy luật điều khiển bay của
UAV bằng các phương pháp cổ điển, ví dụ bằng bộ
điều khiển tỷ lệ - tích phân – vi phân (PID) trong
điều kiện các tham số của mô hình động lực học
của đối tượng điều khiển thay đổi trong một dải
rộng, gặp phải một số khó khăn nhất định [2]. Vấn
đề này càng phức tạp hơn trong trường hợp UAV
có phối trí như đã nói ở trên do mối liên hệ giữa
điều khiển dọc thiết bị bay và điều khiển cửa ga
(lực kéo của cánh quạt). Hơn nữa, khi ra khỏi máy
phóng, do sự lắc mạnh xuống phía dưới, nên việc
điều khiển trở lên phức tạp hơn nhiều do sự xuất
hiện mô men tiến động (hiệu ứng con quay) của
cánh quạt trong chuyển động cạnh của UAV. Việc
sử dụng công cụ logic mờ như được trình bày trong
các công trình [3] và [4] tỏ ra không đủ để giải quyết
vấn đề đặt ra.
Trong bài báo này xem xét mô hình toán vòng điều
khiển kín của UAV nói trên có sử dụng các bộ điều
khiển mờ cải biên. Việc mô phỏng trên máy tính
cho thấy khả năng ứng dụng các bộ điều khiển mờ
cải biên trên các UAV có sơ đồ phối trí đã được đề
cập để phóng tự động từ máy phóng và bay theo
chương trình định sẵn.

2. Mô hình toán vòng điều khiển kín của UAV
cỡ nhỏ có các bộ điều khiển mờ cải biên
2.1. Mô hình đối tượng điều khiển (UAV)
Chuyển động không gian của phương tiện bay
cứng tuyệt đối trong môi trường khí quyển không
bị nhiễu động như là đối tượng điều khiển được
mô tả bằng hệ phương trình vi phân phi tuyến
quen thuộc [5]. Trong các phương trình này có bổ
sung thêm mô men phản lực và mô men con quay
do cánh quạt gây ra. Giả thiết rằng tầm hoạt động
của UAV là khá nhỏ vì vậy có thể bỏ qua độ cong
và chuyển động quay của Trái đất. Để tránh phải
giải trực tiếp hệ phương trình lượng giác liên hệ
giữa các góc đặc trưng cho tương quan vị trí của
các hệ tọa độ khác nhau, đã sử dụng phương pháp
được trình bày trong công trình [6], bản chất của
phương pháp này là xác định các góc trực tiếp từ
định nghĩa của chúng và sử dụng đại số tuyến tính.
Các hệ số khí động cơ bản được xác định bằng phần
mềm ANSYS CFX [7], dựa trên giải số hệ phương
trình Navier-Stock bằng phương pháp thể tích hữu
hạn. Các hệ số hiệu quả của các cánh lái
(
lc
xz
mm

, …) và các đạo hàm khí động khác
(
y

xxz
yyxz
mmmm



,,, …) được tính bằng phương
pháp xoáy rời rạc tuyến tính [8] để tiết kiệm thời
gian tính toán trên máy tính. Hơn nữa điều này là
hoàn toàn phù hợp do các giá trị vận tốc góc không
thứ nguyên
zyx

,, của UAV dùng để quan sát
từ xa là khá nhỏ.
Ảnh hưởng của dòng khí từ cánh quạt thổi vào đuôi
ngang và việc tính toán các đặc trưng vận tốc – độ
cao của lực kéo của thiết bị động lực dùng cánh
Tuyển tập công trình Hội nghị Cơ điện tử toàn quốc lần thứ 6 497
Mã bài: 117
quạt được tiến hành bằng phương pháp gần đúng
[9].
Các đặc trưng khối lượng – quán tính-định tâm của
UAV giả định được xác định trực tiếp từ hình vẽ ba
chiều của nó bằng phần mềm INVENTOR.
Các đặc trưng kỹ thuật cơ bản của UAV giả định
được đưa ra trên hình 1.
2.2. Mô hình các khâu khác của vòng điều khiển
bay của UAV
Giả thiết rằng UAV được trang bị các cảm biến lý

tưởng đo tọa độ, vận tốc, độ cao bay, tư thế trong
không gian, các vận tốc góc và các quá tải mà
không có sai số tĩnh và động, nghĩa là tất cả các
cảm biến đo lường các tham số chuyển động của
UAV được mô phỏng bằng các khâu khuếch đại lý
tưởng.
Tiếp tục giả thiết rằng UAV được trang bị các cơ
cấu chấp hành dưới dạng các bộ truyền động điện
vô cấp có vận tốc góc quay cánh lái tối đa hạn chế,
không vượt quá 200 độ/s, còn quán tính của chúng
được mô phỏng bằng khâu quán tính có hằng số
thời gian T
tđ
= 0,015s.
2.3. Thuật toán điều khiển bay bằng các bộ điều
khiển mờ cải biên
Giả thiết rằng cần phải đảm bảo phóng tự động
UAV và sau đó duy trì chương trình định sẵn theo
độ cao, vận tốc và góc cren. Như vậy cần phải có 4
kênh điều khiển: kênh điều khiển độ cao, kênh
điều khiển vận tốc, kênh điều khiển góc cren và
kênh điều khiển cánh lái hướng. Kênh cuối cùng
cần thiết để khử góc trượt cạnh theo tín hiệu quá
tải ngang (tương tự như điều khiển “viên bi” bằng
bàn đạp trên các máy bay có người lái). Kết quả
mô phỏng trên máy tính cho thấy rằng đối với
kênh này chỉ cần sử dụng thuật toán điều khiển tỷ
lệ:

zh

nk.
*


(1)
ở đây
*
h

- giá trị mong muốn của góc lệch cánh
lái hướng do máy tính trên khoang đưa ra;
k – hệ số tỷ lệ;
n
z
–

giá trị quá tải ngang (được đo trong hệ tọa độ liên
kết).
Đối với các thuật toán của các bộ điều khiển còn
lại thì công việc phức tạp hơn. Việc sử dụng công
cụ logic mờ như được trình bày trong các công
trình [3] và [4] là chưa đủ để giải quyết bài toán ổn
định các giá trị theo chương trình về độ cao, vận
tốc và góc cren mà không gây ra dao động góc của
UAV có phối trí như trên. Trong công trình [3] chỉ
ra ưu điểm của việc tổng hợp bộ điều khiển mờ
cho điều khiển quỹ đạo của UAV trong điều kiện
bất định về các tham số của đối tượng điều khiển
và khi có nhiễu động khí quyển mạnh, tuy nhiên
bài toán mới chỉ được giải trong mặt phẳng đứng

chưa tính đến sự hiện diện của dao động góc và
trong phương tiện bay giả định này đã có thể bỏ
qua ảnh hưởng của việc điều khiển động cơ đến
mô men chúc ngóc. Trong công trình [4] đã xem
xét UAV có phối trí thông thường, không có cụm
động lực được bố trí trên cao, còn bài toán phóng
tự động hoàn toàn chưa được xem xét.
Kênh điều khiển độ cao
Ngoài việc sử dụng bộ điều khiển mờ thông
thường tương tự như bộ điều khiển được trình bày
trong [3], theo đó giá trị mong muốn của góc lệch
cánh lái độ cao
*
c

là hàm phi tuyến của sai số
theo độ cao y

và thành phần vận tốc thẳng đứng
y
V , các tác giả còn phải bổ sung thêm 2 thành
phần vào luật điều khiển. Thành phần bổ sung đầu
tiên là giá trị cân bằng (gần đúng) của góc lệch
cánh lái độ cao
cbb

nhận được bằng cách giải hệ
phương trình đại số tuyến tính quen thuộc về cân
bằng lực và mô men khi bay bằng ở độ cao và vận
tốc bay đã định có tính đến mô men bổ nhào do

cánh quạt gây ra. Sự cần thiết phải có thành phần
này là do khi không có sai số, bộ điều khiển mờ
thông thường sẽ cho giá trị sai lệch góc cánh lái độ
cao bằng 0, điều này dẫn đến việc mất cân bằng
lực và mô men. Do có sự hiệu chỉnh liên tục góc
lệch cánh lái độ cao nên UAV sẽ dao động theo
góc chúc ngóc. Thành phần bổ sung thứ hai là
thành phần cản dịu ( tỷ lệ với vận tốc góc
z

).
Như vậy, thuật toán của bộ điều khiển mờ cải biên
kênh điều khiển độ cao:

zcdVуc
kfuzzy
cbbу

.),(1
*

(2)
Ở đây fuzzy1 – hàm phi tuyến sai số theo độ cao và
theo thành phần vận tốc thẳng đứng, nhận được bằng
logic mờ;
cbb

- giá trị cân bằng của góc lệch cánh lái độ cao
khi bay bằng;
cd

k - hệ số cản dịu của kênh dọc.
Rõ ràng rằng, |
*
c

| bị giới hạn bởi một giá trị cực
đại
maxc

nào đó.
Trong thời gian phóng từ máy phóng, độ lệch ban
đầu của cánh lái độ cao được duy trì ở giá trị lớn
nhất khi mà góc tấn chưa quá lớn. Điều này là cần
thiết để cân bằng mô men bổ nhào do cánh quạt
hoạt động với công suất lớn nhất gây ra. Giới hạn
góc tấn được thực hiện theo kênh của cảm biến quá
tải pháp tuyến
у
n và bằng cách thay đổi đồng thời
giá trị mong muốn của thành phần vận tốc thẳng
đứng
*
y
V theo quy luật thời gian:
498 Nguyễn Đức Cương, Phan Văn Chương, Hoàng Anh Tú
VCM2012
),(
*
yy
ntfV  (3)

Giá trị độ cao mong muốn

H
nhận được bằng
phép tích phân :
dtVHH
t
yo
.
0
*



(4)
Kênh điều khiển vận tốc
Việc điều khiển vận tốc sau khi phóng cũng được
thực hiện bằng bộ điều khiển mờ lực kéo T của
cánh quạt với giá trị lực kéo “trung hòa” được điều
chỉnh tùy thuộc vào việc cần phải duy trì bay bằng
hay lấy độ cao hoặc bay xuống, nghĩa là phụ thuộc
vào
*
y
V .
Trong bài báo này sử dụng thuật toán điều khiển
mờ cải biên cho lực kéo T như sau:

VV
mgVfuzzyT

y
/
.)(2
**
*




(5)
Ở đây fuzzy2 - hàm phi tuyến của sai số theo vận
tốc nhận được bằng logic mờ;
mg – trọng lượng của UAV;
*

- góc nghiêng quỹ đạo mong muốn;
V - vận tốc bay
Rõ ràng T bị hạn chế bởi các giá trị lớn nhất và
nhỏ nhất
minmax
,TT . Các giá trị này phụ thuộc vào
độ cao và vận tốc bay hiện thời.
Việc điều khiển lực kéo T của cánh quạt (thông
qua vị trí cửa ga) được xem là tức thời không có
giữ chậm theo thời gian.
Trong thời gian phóng từ máy phóng, vị trí ban đầu
của cần điều khiển ga nằm ở giá trị cực đại cho đến
khi đạt được vận tốc hành trình, sau đó vận tốc hành
trình sẽ được duy trì bằng quy luật điều khiển lực
kéo (5).

Kênh điều khiển cren
Ngoài việc sử dụng bộ điều khiển mờ thông thường
tương tự như bộ điều khiển được trình bày trong
công trình [3], theo đó giá trị góc lệch cánh liệng
mong muốn
*
l

là hàm phi tuyến của sai số theo góc
cren


và theo vận tốc góc
x

 , các tác giả đã
phải bổ sung thêm thành phần cản dịu cren vào quy
luật điều khiển.
xclxl
kfuzzy

.),(3
*

(6)
|
*
l

|

maxl


Ở đây các ký hiệu tương tự như các ký hiệu trong
biểu thức (2).
3. Kết quả mô phỏng trên máy tính và thảo
luận
Trên các hình 2…9 đưa ra sự phụ thuộc của các
tham số chuyển động của UAV giả định theo thời
gian trong quá trình phóng tự động và lấy độ cao.
Khi rời khỏi máy phóng chúng ta thấy rất rõ sự
chúi mạnh xuống dưới (
z

đạt đến giá trị -50 … -
60 độ/s) cùng với sự tiến động theo phương ngang
(
y

đạt đến giá trị 20 độ/s).
Quá trình phóng tiếp theo diễn ra khá nhẹ nhàng
và không bị vào chế độ nguy hiểm theo góc tấn và
theo độ cao (hình 3 và 4).

H2. Sự thay đổi các vận tốc góc của máy bay theo thời gian

H3. Sự thay đổi góc tấn của máy bay theo thời gian

H4. Sự thay đổi độ cao của máy bay theo thời gian
Tuyển tập công trình Hội nghị Cơ điện tử toàn quốc lần thứ 6 499

Mã bài: 117
Chúng ta cũng nhận thấy rằng các giá trị thực tế bám
khá sát các giá trị mong muốn

H
,
*
y
V , còn vận tốc
bay V sau khi đạt được giá trị hành trình (40 m/s) thì
duy trì hầu như không đổi. Sự sai khác nhất định
giữa giá trị mong muốn và giá trị thực tế của
H
,
y
V ở những giây đầu sau khi ra khỏi máy phóng
là do ta cố tình lựa chọn các giá trị mong muốn của
các hàm (3) và (4) để tránh bị rơi vào các chế độ
nguy hiểm (hình 4 và 5).

H5. Sự thay đổi vận V
y
của máy bay theo thời gian

H6. Sự thay đổi vận tốc bay của máy bay theo thời gian
Trên hình 7 thể hiện giá trị mong muốn (do máy
tính trên khoang đưa ra theo các thuật toán điều
khiển mờ cải biên đã trình bày ở trên) và giá trị
thực tế của góc lệch cánh lái độ cao. Đường liên
tục thể hiện giá trị thực tế của các tham số, còn

đường gạch chấm thể hiện giá trị mong muốn.

H7. Sự thay đổi góc lệch cánh lái độ cao theo thời gian
Lực kéo của cánh quạt (hình 8) ban đầu có giá trị
lớn nhất phụ thuộc vào vận tốc của dòng khí, sau đó
được điều chỉnh để duy trì V=const. Các “đỉnh” tức
thời của lực kéo T tương ứng với các bậc thay đổi
vận tốc thẳng đứng mong muốn (hình 5). Sau
những dao động ban đầu khi rời máy phóng các góc
chúc ngóc, góc cren và góc hướng



,, nhanh
chóng ổn định (hình 9).

H8. Sự thay đổi lực kéo của cánh quạt theo thời gian

H9. Sự thay đổi các góc nghiêng của máy bay theo thời gian
Bức tranh biến đổi của các tham số chuyển động
trên đây nhận được khi giá trị ổn định tĩnh dọc
∂mz/∂Cy =0. Bức tranh nói trên không có những
“đột biến” đặc biệt nào khi hệ số ổn định tĩnh dọc
∂mz/∂Cy =-0,05 và -0,15 (tương đương dịch
chuyển trọng tâm khoảng 5 cm), nghĩa là quá trình
phóng tự động khi đó vẫn ổn định (về mặt kỹ
thuật) trong điều kiện hệ số ổn định tĩnh dọc thay
đổi rất nhiều.

H10. Sự thay đổi độ cao của máy bay theo thời gian

500 Nguyễn Đức Cương, Phan Văn Chương, Hoàng Anh Tú
VCM2012
Trên các hình 10…15 thể hiện sự phụ thuộc của
các tham số chuyển động của UAV giả định theo
thời gian trong quá trình bay tiếp theo theo chương
trình định trước. Đường liên tục thể hiện giá trị
thực tế của các tham số, còn đường gạch chấm thể
hiện giá trị mong muốn. Ta cũng thấy rằng các giá
trị thực tế bám khá sát các giá trị mong muốn

H
,
*
y
V , còn vận tốc bay V được duy trì hầu như
không đổi.

H11. Sự thay đổi vận tốc V
y
của máy bay theo thời
gian

H12. Sự thay đổi vận tốc bay của máy bay theo
thời gian

H13. Sự thay đổi góc lệch cánh lái độ cao theo
thời gian

Trên hình 13 thể hiện giá trị mong muốn (do máy
tính trên khoang đưa ra theo các thuật toán điều

khiển mờ cải biên đã trình bày ở trên) của góc lệch
cánh lái độ cao. Giá trị thực tế của góc lệch gần
như trùng khít với giá trị mong muốn do có sự
điều chỉnh nhanh của các truyền động servo. Lực
kéo của cánh quạt (hình 14) về cơ bản được điều
khiển “trơn tru” để duy trì V=const. Những “đỉnh”
tức thời của lực kéo T tương ứng với các bậc thay
đổi vận tốc thẳng đứng mong muốn, và nó cũng
tương ứng với các “đỉnh” góc lệch cánh lái độ cao
để cân bằng mô men bổ nhào do cánh quạt gây ra
và để thay đổi góc nghiêng quỹ đạo. Ta nhận thấy
vận tốc V (hình 12) có tăng đôi chút khi bay xuống
với vận tốc thẳng đứng lớn (-5 m/s). Điều này là vì
trong UAV giả định này không có tấm giảm tốc
khi động cơ đã được giảm ga hoàn toàn. Các góc
chúc ngóc, góc cren và góc hướng



,, sau
những dao động nhất định khi thay đổi giá trị
mong muốn
*
y
V đã nhanh chóng ổn định (hình 15).

H14. Sự thay đổi lực kéo của cánh quạt theo thời
gian

H15. Sự thay đổi các góc nghiêng của máy bay theo

thời gian
Việc mô phỏng cũng được thực hiện khi bay theo
chương trình với các góc cren cho trước (thực hiện
lượn vòng) và cho các kết quả tương tự. Do khuôn
khổ bào báo nên các kết quả này không được đưa ra
ở đây.

Tuyển tập công trình Hội nghị Cơ điện tử toàn quốc lần thứ 6 501
Mã bài: 117
3. Kết luận
Bài báo đã đề xuất các bộ điều khiển mở cải biên
để điều khiển bay máy bay không người lái. Bằng
cách mô phỏng mô hình động lực học bay của
UAV trên máy tính đã cho thấy tính hợp lý của
việc ứng dụng các bộ điều khiển mờ cải biên khi
tổng hợp các quy luật điều khiển phóng tự động và
bay theo chương trình định trước của UAV. Các
bộ điều khiển mờ cải biên này đặc biệt hiệu quả
đối với UAV để quan sát từ xa và chỉ thị mục tiêu
mà không cần đến thiết bị ổn định con quay đắt
tiền.

Tài liệu tham khảo
[1]. Лысеơнко Л. Н., Нгуен Чонг Шам. Анализ
концепции путей интеллектуализации
алгоритмического обеспечения нечеткого
управления движением дистанционно
пилотируемых летательных аппаратов/
Вестник МГТУ. Машиностроение - 2012 - №
1. - С. 3-16.

[2]. HaiYang Chao, YongCan Cao, and YangQuan
Chen . Autopilots for Small Unmanned Aerial
Vehicles A Survey/ International Journal of
Control, Automation and Systems. - 2010. - №
8. - С. 36-44.
[3]. Лысенко Л.Н., Кыонг Н.Д., Ты Ф.В.
Интерактивный синтез законов управления
движением летательных аппаратов в
условиях неопределенности на основе
теории нечетких множеств/ Полет. - 2000. -
№ 5. - С. 38-45.
[4]. Sefer Kurnaz, Omer Cetin, Okyay Kaynak.
Fuzzy Logic Based Approach to Design of
Flight Control and Navigation Tasks for
Autonomous Unmanned Aerial Vehicles/ J Intell
Robot Syst. - 2009. № 54. - С. 229-244.
[5]. Лебедев А.А., Чернобробкин Л.С Динамика
полета беспилотных летательных
аппаратов / Москва. Машиностроение -
1973. - 615c.
[6] Lâm Văn Điệt, Phạm Vũ Uy,“Phương pháp
giải các phương trình lượng giác trong bài toán
chuyển động của khí cụ bay”, Tạp chí Nghiên
cứu KHKT và CNQS, Trung tâm KHKT-CNQS
số 18, tháng 3/2007, tr. 14-20.
[7].
Technology/ Fluid+Dynamics/ANSYS+CFX
[8]. Белоцерковский С.М., Скрипач Б.К.
Aэродинамические производные
летательного аппарата и крыла при

дoзвуковых скоростях - M.: Изд. Haука. -
1975. - 424c.
[9]. Колесников Г.А. и др. Аэродиннамика
летательных аппаратов. - М.:
Машиностроение - 1993. - 544 c.

GS TSKH Nguyễn Đức Cương
sinh năm 1945. Ông nhận bằng kỹ
sư máy bay-động cơ 1973, bằng
TS năm 1981, bằng TSKH 1989
đều ở Học viện Kỹ thuật Không
quân Giucovsky, Matxcơva, LB
Nga. Tác giả của hơn 50 công trình công bố trong
và ngoài nước, chủ trì thiết kế một số sản phẩm đã
được đưa vào trang bị của Không quân, giải
thưởng Sáng tạo Khoa học Công nghệ VN 2000.
Hiện là chủ tịch Hội Hàng không-Vũ trụ Viêt Nam
(VASA). Hướng nghiên cứu chính là khí động
học, động lực học và điều khiển các phương tiện
bay.

TS Phan Văn Chương sinh năm
1968. Ông nhận bằng kỹ sư tại
trường đại học kỹ thuật pháo binh
Penza (CHLB Nga) năm 1991,
bằng Tiến sĩ về Cơ học kỹ thuật
tại Viện Khoa học và Công nghệ
quân sự, Bộ Quốc phòng năm 2012. Hiện là cán bộ
nghiên cứu của Viện Tên lửa, Viện Khoa học và
Công nghệ quân sự.

TS Hoàng Anh Tú sinh năm 1964.
Ông nhận bằng kỹ sư máy bay -
động cơ 1997, bằng Th.S Kỹ thuật
máy bay và thiết bị bay năm 2001
tại Học viện PK-KQ, bằng TS Cơ
học kỹ thuật 2010 tại Học viện
KTQS. Hiện là trưởng bộ môn Máy bay – Động
cơ, Khoa Kỹ thuật hàng không, Học viện PK-KQ.
Hướng nghiên cứu chính là Cơ học kết cấu, Khí
động học và Động lực bay.