Luận án tiến sĩ Kỹ thuật: Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi đảm bảo an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

BỘ QUỐC PHÒNG

HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ

ĐẶNG CÔNG VỤ

TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI
ĐẢM BẢO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ
TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

HÀ NỘI - 2018


BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

BỘ QUỐC PHÒNG

HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ

ĐẶNG CÔNG VỤ

TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI
ĐẢM BẢO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ
TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ
Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa
Mã số: 9.52.02.16

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

Người hướng dẫn khoa học: 1. TS. Lê Thanh Phong
2. GS.TSKH Nguyễn Đức Cương

HÀ NỘI - 2018


i

CAM ĐOAN
Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Những nội
dung và kết quả đã trình bày trong luận án là hoàn toàn trung thực và chưa có
tác giả nào công bố trong bất cứ một công trình nào khác.

TÁC GIẢ

Đặng Công Vụ


ii

LỜI CẢM ƠN
Tác giả xin bày tỏ sự biết ơn sâu sắc tới tập thể cán bộ hướng dẫn khoa
học TS Lê Thanh Phong và GS. TSKH Nguyễn Đức Cương đã tận tình chỉ
đạo và giúp đỡ trong suốt quá trình thực hiện luận án.
Tác giả của luận án cũng xin chân thành cảm ơn ban lãnh đạo, chỉ huy
Khoa Kỹ thuật điều khiển, Bộ môn Tên lửa, Phòng Đào tạo, Phòng SĐH, Thủ
trưởng Học viện KTQS, Hội Hàng không vũ trụ Việt Nam và cá nhân các cán
bộ, giáo viên Bộ môn Tên lửa đã quan tâm, giúp đỡ, tạo mọi điều kiện để tác

giả hoàn thành luận án.
Xin chân thành cảm ơn các thầy giáo, các nhà khoa học, các đồng nghiệp
đã quan tâm, giúp đỡ, góp ý và cổ vũ động viên tác giả hoàn thành công trình
khoa học này.
TÁC GIẢ

Đặng Công Vụ


iii

MỤC LỤC
CAM ĐOAN .........................................................................................................1
LỜI CẢM ƠN...................................................................................................... ii
MỤC LỤC........................................................................................................... iii
DANH MỤC CÁC TỪ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU ..........................................vi
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ VÀ ĐỒ THỊ .....................................................xi
DANH MỤC CÁC BẢNG BIỂU.....................................................................xvi
MỞ ĐẦU ...............................................................................................................1
CHƯƠNG 1. GIÓ, NHIỄU ĐỘNG GIÓ VÀ ẢNH HƯỞNG ĐẾN AN
TOÀN BAY CỦA UAV CỠ NHỎ ...................................................................11
1.1. Các hệ tọa độ .................................................................................................... 11
1.2. Gió và nhiễu động gió trong khí quyển ........................................................ 14
1.2.1. Đặc tính chung của nhiễu động khí quyển .................................. 14
1.2.2. Mô tả phân tích động học gió và nhiễu động gió trong khí quyển17
1.2.3. Mô hình toán học của nhiễu động gió ......................................... 25
1.3. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến động lực học bay của UAV .............. 28
1.3.1. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến chuyển động của UAV ........ 28
1.3.2. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay của UAV .......... 31
1.4. Giải pháp nâng cao an toàn bay cho UAV khi có nhiễu động gió ............ 35

1.5. Đặt bài toán nghiên cứu.................................................................................. 38
Kết luận chương 1 ..............................................................................................39
CHƯƠNG 2. XÂY DỰNG MÔ HÌNH ĐỘNG LỰC HỌC VÒNG ĐIỀU
KHIỂN KÍN CỦA UAV TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ ..40
2.1. Mô hình toán của UAV như một đối tượng điều khiển ............................. 42
2.1.1. Các lực và mô men tác dụng lên UAV khi bay ........................... 43
2.1.2. Hệ phương trình chuyển động của UAV trong không gian ......... 47
2.1.3. Quá tải tác động lên UAV ........................................................... 49


iv

2.2. Mô hình toán chuyển động dọc và chuyển động cạnh của UAV.............. 50
2.2.1. Mô hình chuyển động dọc của UAV ........................................... 51
2.2.2. Mô hình chuyển động cạnh của UAV ......................................... 53
2.3. Thuật toán điều khiển UAV........................................................................... 55
2.4. Mô phỏng vòng điều khiển kín của UAV..................................................... 58
2.4.1. Dữ liệu đầu vào mô phỏng .......................................................... 58
2.4.2. Mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV
trong môi trường Matlab-Simulink ....................................................... 59
2.4.3. Đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay UAV khi
sử dụng bộ điều khiển theo quỹ đạo...................................................... 65
Kết luận chương 2 ..............................................................................................70
CHƯƠNG 3. TỔNG HỢP THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN CHO UAV
TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ .............................................71
3.1. Tổng quan điều khiển thích nghi................................................................... 71
3.1.1. Khái niệm và phân loại hệ điều khiển thích nghi......................... 71
3.1.2. Xây dựng bài toán tổng hợp hệ điều khiển thích nghi trực tiếp với
mô hình tham chiếu tường minh ........................................................... 72
3.1.3. Thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp hiệu chỉnh

tham số theo luật MIT .......................................................................... 75
3.1.4. Thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc độ
gradient với mô hình tham chiếu tường minh ....................................... 76
3.1.5. Điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù
nối tiếp ................................................................................................. 79
3.2. Tổng hợp thuật toán ĐKTN cho kênh chuyển động dọc của UAV khi có
nhiễu động gió đứng.................................................................................................... 83
3.2.1. Thiết lập bài toán ........................................................................ 83
3.2.2. Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi theo quá tải đứng ................. 86


v

3.3. Tổng hợp thuật toán ĐKTN cho kênh chuyển động cạnh của UAV khi có
nhiễu động gió cạnh .................................................................................................... 91
3.3.1. Thiết lập bài toán ........................................................................ 92
3.3.2. Tổng hợp thuật toán thích nghi theo tín hiệu đầu ra nz sử dụng
phương pháp bù nối tiếp ....................................................................... 92
Kết luận chương 3 ..............................................................................................96
CHƯƠNG 4. MÔ PHỎNG KHẢO SÁT, ĐÁNH GIÁ HIỆU QUẢ NÂNG
CAO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRÊN MÁY TÍNH................97
4.1. Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao an toàn bay cho UAV
trong kênh chuyển động dọc khi có nhiễu động gió đứng..................................... 97
4.1.1. Thông số đầu vào và sơ đồ mô phỏng các bộ ĐKTN .................. 97
4.1.2. Kiểm tra độ ổn định của chương trình mô phỏng ...................... 100
4.1.3. Đánh giá an toàn bay của UAV khi có nhiễu động gió đứng hình
sin....................................................................................................... 102
4.2. Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao ATB cho UAV trong
kênh chuyển động cạnh khi có nhiễu động gió cạnh............................................106
4.2.1. Thông số đầu vào mô hình mô phỏng ....................................... 106

4.2.2. Kiểm tra độ ổn định của chương trình mô phỏng ...................... 107
4.2.3. Đánh giá ATB của UAV khi có nhiễu động gió cạnh hình sin .. 108
4.3. Đánh giá hiệu quả nâng cao ATB bằng thử nghiệm Monte Carlo ........111
Kết luận chương 4 ............................................................................................114
KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ.........................................................................116
DANH MỤC NHỮNG CÔNG TRÌNH ĐÃ CÔNG BỐ ..............................118
TÀI LIỆU THAM KHẢO..............................................................................119
PHỤ LỤC ..........................................................................................................128


vi

DANH MỤC CÁC TỪ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU
Viết tắt
UAV

thiết bị bay không người lái

TBB

thiết bị bay

HPTVP

hệ phương trình vi phân

ĐKTN

điều khiển thích nghi

ĐTĐK

đối tượng điều khiển

MHTC

mô hình tham chiếu

AT

an toàn

ATB

an toàn bay

CHC

hệ tự hiệu chỉnh (сaмонастраивающаяся система)

OHO

đối

tượng

hiệu

chỉnh

tổng

quát

(обобщенный

настраиваемый объект)
MIT

Masachusetts Institute of Technology

Ký hiệu
Ooxoyozo

hệ tọa độ mặt đất

Oxgygzg

hệ tọa độ mặt đất di động

Oxyz

hệ tọa độ liên kết

Oxryrzr

hệ tọa độ tốc độ

Oxkykzk

hệ tọa độ quỹ đạo



góc chúc ngóc
góc hướng



góc nghiêng (cren, roll), góc giữa trục Oz và mặt phẳng
nằm ngang Oxgzg



góc nghiêng quỹ đạo



góc hướng quỹ đạo



góc tấn (của véc tơ địa tốc Vk )


vii



góc trượt (của véc tơ địa tốc Vk )

r

góc tấn không tốc (của véc tơ không tốc Vr )

r

góc trượt không tốc (của véc tơ không tốc Vr )

w

góc tấn do gió gây ra

w

góc trượt do gió gây ra

r

góc nghiêng của hệ tọa độ tốc độ, góc giữa trục Ozr và mặt
phẳng nằm ngang Oxgzg

x ,  y ,z

tốc độ góc của thiết bị bay trong hệ tọa độ liên kết

mx

x

đạo hàm hệ số mô men cren theo  x , với  x   x

l

đạo hàm hệ số mô men cren theo góc lệch cánh lái liệng

mx

ba
Vr

mx

đạo hàm hệ số mô men cren theo góc trượt

mx

đạo hàm hệ số mô men cren theo góc lệch cánh lái hướng

h

y

mx

my
my

đạo hàm hệ số mô men cren theo  y , với  y   y

ba
Vr

x

đạo hàm hệ số mô men hướng theo  x

h

đạo hàm hệ số mô men hướng theo góc lệch cánh lái
hướng

my

đạo hàm hệ số mô men hướng theo góc trượt

y

my

mz
mz

đạo hàm hệ số mô men hướng theo  y

z

đạo hàm hệ số mô men chúc ngóc theo  z , với  z   z

c

đạo hàm hệ số mô men chúc ngóc theo cánh lái độ cao

Mx, My, Mz

mô men khí động trong hệ tọa độ liên kết

Jx, Jy, Jz

mô men quán tính của TBB quanh tâm khối

ba
Vr


viii

Yr

lực nâng trong hệ tọa độ tốc độ

Xr

lực cản trong hệ tọa độ tốc độ

Zr

lực dạt sườn trong hệ tọa độ tốc độ



khối lượng riêng không khí

qa

động áp

m

khối lượng của TBB

Vr

không tốc (tốc độ tương đối của TBB so với không khí)

Vk

địa tốc (tốc độ tuyệt đối của TBB so với mặt đất)

ba

dây cung khí động trung bình

S

diện tích cánh của thiết bị bay

T

lực kéo động cơ

Tmax

lực kéo lớn nhất

Ko

hệ số lực kéo cần thiết để UAV bay bằng;

KV

hệ số hiệu chỉnh lực kéo khi UAV có sai lệch về tốc độ so
với tốc độ khi bay bằng;

c

góc lệch cánh lái độ cao

h

góc lệch cánh lái hướng

l

góc lệch cánh lái liệng

T

góc lệch cánh tà

cbb

góc lệch cánh lái độ cao khi bay bằng

ny

quá tải đứng theo hệ tọa độ liên kết

nz

quá tải ngang theo hệ tọa độ liên kết

nx

quá tải dọc trục theo hệ tọa độ liên kết

nyct

quá tải đứng theo chương trình

nzct

quá tải ngang theo chương trình

x*o

tọa độ điểm bắt đầu có gió

Wyo, Wzo

biên độ gió đứng, biên độ gió ngang


ix

Wy

tốc độ gió nhiễu động trong mặt phẳng đứng

Wz

tốc độ gió nhiễu động trong mặt phẳng ngang

L

quy mô nhiễu động

a1, a2, a3, a4 các hệ số động lực học trong kênh chuyển động dọc
b1, b2, b3, b4 các hệ số động lực học trong kênh chuyển động cạnh
Hth

độ cao thực

Hct

độ cao theo chương trình

Ho

độ cao bay bằng

koz

hệ số cản dịu kênh dọc

koy

hệ số cản dịu kênh ngang

zo

độ dạt ngang

zct

độ dạt ngang theo chương trình

Ψ ct

góc hướng quỹ đạo chương trình

u(t)

tín hiệu điều khiển

uy(t)

tín hiệu điều khiển kênh đứng

uz(t)

tín hiệu điều khiển kênh ngang

uo

tín hiệu điều khiển theo chương trình

uyo

tín hiệu điều khiển theo chương trình kênh đứng

uzo

tín hiệu điều khiển theo chương trình kênh ngang

e(t)

sai lệch

tmp

thời gian mô phỏng



véc tơ tham số của bộ điều khiển

y(t)

trạng thái của đối tượng điều khiển

r(t)

tác động đầu vào đã cho

A

ma trận tham số trạng thái

B

ma trận tham số điều khiển

Aym

ma trận tham số trạng thái của MHTC kênh đứng


x

Bym

ma trận tham số điều khiển của MHTC kênh đứng

Azm

ma trận tham số trạng thái của MHTC kênh ngang

Bzm

ma trận tham số điều khiển của MHTC kênh ngang

q

hàm mục tiêu

 MIT

hệ số của bộ ĐKTN sử dụng luật MIT

 1 , 2 , 3 , 4

hệ số của bộ ĐKTN sử dụng phương pháp tốc độ gradient

b ( p )

đa thức Hurwit

H

ma trận xác định dương

GL

ma trận xác định dương

td

bậc tương đối của đối tượng điều khiển

ky, kr

tham số được hiệu chỉnh



tốc độ thay đổi hàm mục tiêu

k 

gradient của  theo ky

 kr 

gradient của  theo kr

Y


xi

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ VÀ ĐỒ THỊ
Hình 1.1. Hệ tọa độ mặt đất cố định Ooxoyozo và hệ tọa độ chuẩn Oxgygzg.........11
Hình 1.2. Hệ tọa độ liên kết Oxyz so với hệ tọa độ chuẩn Oxgygzg .....................11
Hình 1.3. Hệ tọa độ liên kết Oxyz so với hệ tọa độ tốc độ Oxryrzr ......................12
Hình 1.4. Hệ tọa độ quỹ đạo Oxkykzk so với hệ tọa độ chuẩn Oxgygzg ................12
Hình 1.5. Sơ đồ dòng nhiễu động không khí trên bề mặt Trái đất ......................15
Hình 1.6. Tần suất xuất hiện các dòng nhiễu động gió theo độ cao ....................16
Hình 1.7. Biểu đồ tốc độ gió ở các độ cao thấp ...................................................16
Hình 1.8. Biểu đồ giá trị trung bình của gió ở độ cao thấp ..................................19

Hình 1.9. Đồ thị phân bố xác suất gặp gió có tốc độ không đổi ..........................19
Hình 1.10. Các thành phần tốc độ của gió so với hướng của véc tơ rw ................20
Hình 1.13. Đồ thị mật độ phổ chuẩn của thành phần tốc độ gió dưới dạng hàm
tần số không thứ nguyên ......................................................................................22
Hình 1.14. Nhiễu động gió bậc thang ..................................................................26
Hình 1.15. UAV bay vào vùng nhiễu động gió hình sin trong mặt phẳng đứng (a)
và mặt phẳng ngang (b) ........................................................................................27
Hình 1.16. Mối quan hệ giữa không tốc, địa tốc và gió ở một thời điểm xác định
..............................................................................................................................29
Hình 1.17. Quan hệ giữa véc tơ địa tốc, không tốc và tốc độ gió trong hệ tọa độ
mặt đất Ooxoyozo ...................................................................................................29
Hình 1.18. Góc tấn và góc trượt khi có gió..........................................................31
Hình 1.19. Ảnh hưởng của gió trong mặt phẳng đứng đến góc tấn.....................32
Hình 1.20. Sự thay đổi hệ số lực nâng khi có gió đứng bậc thang ......................32
Hình 1.21. Sơ đồ cấu trúc hệ thống điều khiển TBB có điều khiển cánh tà........36
Hình 1.22. Sơ đồ cấu trúc hệ thống điều khiển với bộ tự động lái có thành phần
tín hiệu tỷ lệ với quá tải đứng...............................................................................37
Hình 2.1. Sơ đồ khối vòng điều khiển kín của UAV ...........................................40


xii

Hình 2.2. Quy tắc dấu trong kênh chuyển động dọc............................................43
Hình 2.3. Quy tắc dấu trong chuyển động ngang ................................................43
Hình 2.4. Chuyển động của UAV trong mặt phẳng đứng ...................................51
Hình 2.5. Điều khiển đổi hướng sử dụng góc nghiêng ........................................54
Hình 2.7. Lưu đồ thuật toán mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín kênh
chuyển động dọc của UAV ..................................................................................60
Hình 2.8. Lưu đồ thuật toán mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín kênh
chuyển động cạnh của UAV ................................................................................60

Hình 2.9. Đáp ứng của UAV khi lệch cánh lái độ cao c=-1o .............................61
Hình 2.10. Đáp ứng của mô hình theo độ cao mong muốn (a) và sai lệch độ cao
(b) .........................................................................................................................61
Hình 2.11. Góc tấn khi có nhiễu động gió bậc thang...........................................62
Hình 2.12. Độ cao khi có nhiễu động gió bậc thang............................................62
Hình 2.13. Đáp ứng của UAV khi lệch cánh lái hướng h=-1o............................63
Hình 2.14. Đáp ứng của mô hình theo độ dạt ngang mong muốn .......................64
Hình 2.15. Sự thay đổi góc nghiêng.....................................................................64
Hình 2.16. Góc trượt khi có gió cạnh bậc thang ..................................................64
Hình 2.17. Độ dạt ngang khi có gió cạnh bậc thang ............................................64
Hình 2.18. Sự thay đổi quá tải đứng lớn nhất theo quy mô nhiễu động L...........66
Hình 2.19. Sự thay đổi góc tấn không tốc lớn nhất theo quy mô nhiễu động L ..66
Hình 2.20. Quỹ đạo bay khi Wyo=7.62m/s...........................................................66
Hình 2.21. Quỹ đạo bay khi Wyo=15m/s..............................................................66
Hình 2.22. Góc tấn không tốc khi Wyo=7.62m/s .................................................67
Hình 2.23. Góc tấn không tốc khi Wyo=15m/s ....................................................67
Hình 2.24. Quá tải đứng ny khi Wyo=7.62m/s ......................................................67
Hình 2.25. Quá tải đứng ny khi Wyo=15m/s .........................................................67
Hình 2.26. Sự thay đổi góc trượt không tốc lớn nhất theo L ...............................68


xiii

Hình 2.27. Sự thay đổi quá tải ngang lớn nhất theo L .........................................68
Hình 2.28. Quỹ đạo bay khi Wzo=7.62m/s...........................................................69
Hình 2.29. Quỹ đạo bay khi Wzo=12m/s..............................................................69
Hình 2.30. Góc trượt không tốc khi Wzo=7.62m/s ...............................................69
Hình 2.31. Góc trượt không tốc khi Wzo=12m/s ..................................................69
Hình 2.32. Quá tải ngang nz khi Wzo=7.62m/s.....................................................69
Hình 2.33. Quá tải ngang nz khi Wzo=12m/s........................................................69

Hình 3.1. Sơ đồ khối tổng quát hệ điều khiển thích nghi trực tiếp với MHTC
tường minh ...........................................................................................................73
Hình 3.2. Sơ đồ cấu trúc tổng quát của mô hình tham chiếu ...............................74
Hình 3.3. Sơ đồ cấu trúc thuật toán thích nghi sử dụng luật MIT .......................76
Hình 3.4. Sơ đồ cấu trúc hệ điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc độ
gradient với MHTC tường minh ..........................................................................79
Hình 3.5. Sơ đồ cấu trúc hệ ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù
nối tiếp ..................................................................................................................82
Hình 3.6. Sơ đồ cấu trúc của mô hình tham chiếu theo quá tải đứng ..................86
Hình 3.7. Sơ đồ khối thuật toán thích nghi sử dụng phương pháp hiệu chỉnh
tham số theo luật MIT ..........................................................................................86
Hình 3.8. Sơ đồ cấu trúc hệ điều khiển thích nghi sử dụng luật MIT..................87
Hình 3.9. Sơ đồ cấu trúc hệ ĐKTN sử dụng phương pháp tốc độ gradient ........90
Hình 3.10. Sơ đồ cấu trúc hệ điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra sử dụng
phương pháp bù nối tiếp.......................................................................................91
Hình 3.11. Sơ đồ cấu trúc của MHTC kênh ngang theo quá tải ngang ...............94
Hình 3.12. Sơ đồ cấu trúc hệ điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra sử dụng
phương pháp bù nối tiếp trong kênh ngang .........................................................95
Hình 4.1. Sơ đồ mô phỏng vòng điều khiển kín chuyển động dọc của UAV cỡ
nhỏ giả định ..........................................................................................................98


xiv

Hình 4.2. Sơ đồ mô phỏng khối điều khiển thích nghi sử dụng luật MIT ...........98
Hình 4.3. Sơ đồ mô phỏng khối điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc
độ gradient ............................................................................................................99
Hình 4.4. Sơ đồ mô phỏng khối điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra sử
dụng phương pháp bù nối tiếp .............................................................................99
Hình 4.5. Mô hình mô phỏng khối mô hình tham chiếu theo quá tải đứng.......100

Hình 4.6. Phản ứng của UAV theo tác động đầu vào với bộ ĐKTN theo luật điều
khiển MIT...........................................................................................................100
Hình 4.7. Phản ứng của UAV theo tác động đầu vào với bộ ĐKTN theo tín hiệu
đầu ra sử dụng phương pháp bù nối tiếp ............................................................100
Hình 4.8. Phản ứng của UAV theo tác động đầu vào với bộ ĐKTN theo phương
pháp tốc độ gradient ...........................................................................................100
Hình 4.9. Phản ứng của UAV với bộ ĐKTN sử dụng phương pháp hiệu chỉnh
theo luật MIT khi có nhiễu động gió bậc thang .................................................101
Hình 4.10. Phản ứng của UAV với bộ ĐKTN theo tín hiệu đầu ra sử dụng
phương pháp bù nối tiếp khi có nhiễu động gió bậc thang ................................101
Hình 4.11. Phản ứng của UAV với bộ ĐKTN sử dụng phương pháp tốc độ
gradient khi có nhiễu động gió bậc thang ..........................................................101
Hình 4.12. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L=40m ...............................103
Hình 4.13. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L=33m ...............................103
Hình 4.14. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L=25m ...............................103
Hình 4.15. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L =40m ..............................103
Hình 4.16. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L =33m ..............................104
Hình 4.17. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L =25m ..............................104
Hình 4.18. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L =40m ..............................104
Hình 4.19. Góc tấn không tốc và quá tải đứng khi L =35m ..............................104


xv

Hình 4.20. Sơ đồ mô phỏng khối ĐKTN theo tín hiệu đầu ra nz sử dụng phương
pháp bù nối tiếp ..................................................................................................106
Hình 4.21. Mô hình mô phỏng khối MHTC theo quá tải ngang .......................107
Hình 4.22. Đáp ứng của UAV theo quá tải ngang mong muốn ........................107
Hình 4.23. Hệ số kz và  z .................................................................................107
Hình 4.24. Góc trượt không tốc khi có nhiễu động gió bậc thang.....................108

Hình 4.25. Quá tải ngang khi có nhiễu động gió bậc thang...............................108
Hình 4.26. Góc trượt không tốc khi L=100m và Wzo=7.62m/s .........................109
Hình 4.27. Góc trượt không tốc khi L=140m và Wzo=7.62m/s .........................109
Hình 4.28. Góc trượt không tốc khi L=200m và Wzo=7.62m/s .........................109
Hình 4.29. Góc trượt không tốc khi L=100m và Wzo=12m/s ............................109
Hình 4.30. Góc trượt không tốc khi L=140m và Wzo=12m/s ............................110
Hình 4.31. Góc trượt không tốc khi L=200m và Wzo=12m/s ............................110
Hình 4.32. Góc trượt không tốc khi L=100m và Wzo=15m/s ............................110
Hình 4.33. Góc trượt không tốc khi L=140m và Wzo=15m/s ............................110
Hình 4.34. Góc trượt không tốc khi L=200m và Wzo=15m/s ............................110
Hình 4.35. Hàm mật độ xác suất theo quy mô nhiễu động................................111
Hình 4.36. Hàm mật độ xác suất theo biên độ nhiễu động ................................111
Hình 4.37. Kết quả thử nghiệm Monte Carlo ....................................................114


xvi

DANH MỤC CÁC BẢNG BIỂU
Bảng 2.1. Hệ số của các bộ điều khiển ................................................................56
Bảng 4.1. Phân bố tần suất theo biên độ ............................................................112
Bảng 4.2. Phân bố tần suất theo quy mô nhiễu động .........................................112
Bảng 4.3. Phân bố số lần thực nghiệm...............................................................112
Bảng 4.4. Phân bố tần suất theo biên độ ............................................................113
Bảng 4.5. Phân bố tần suất theo quy mô nhiễu động .........................................113
Bảng 4.6. Phân bố số lần thực nghiệm...............................................................113
Bảng 4.7. Kết quả thử nghiệm ...........................................................................114


1

MỞ ĐẦU
1. Tính cấp thiết của đề tài
Máy bay không người lái (còn gọi là Thiết bị bay không người lái UAV) là khí cụ bay có điều khiển, có động cơ, bay trong khí quyển nhờ cánh
nâng nhưng không có người trực tiếp ngồi trong máy bay điều khiển nó. Việc
điều khiển UAV có thể được điều khiển tự động nhờ các thiết bị có trên UAV
và các thiết bị bổ trợ bên ngoài như hệ thống định vị toàn cầu GPS nhưng
cũng có thể được điều khiển từ xa nhờ con người thông qua các phương tiện
theo dõi (bằng mắt, từ xa..) và các phương tiện vô tuyến - điện tử.

Trạm thu
xách tay

Trạm thu
xách tay

Trungtâm
chỉ huy

Trạm mặt đất

Trạm mặt đất

Hình i. Ví dụ một phương án ứng dụng của tổ hợp UAV
UAV thường ứng dụng dưới dạng một hệ thống hoặc tổ hợp UAV. Một
tổ hợp UAV thường bao gồm (hình i): một số UAV, một trạm điều khiển mặt
đất đặt trên xe cơ động kèm theo thiết bị phóng. Đôi khi ngoài một trạm mặt


2

đất chính tổ hợp UAV còn bao gồm một số trạm thu xách tay để thu thông tin
từ UAV truyền về.
Về mặt kỹ thuật, UAV có nhiều điểm giống với máy bay có người lái.
Máy bay có người lái có ưu điểm là do có người trực tiếp ngồi trên máy bay
nên có thể trực tiếp kịp thời xử lý các tình huống phức tạp không lường trước
được. Tuy nhiên, so với máy bay có người lái, UAV có ưu điểm:
+ Chi phí thấp cho nghiên cứu phát triển, chế tạo, vận hành, bảo đảm kỹ
thuật;
+ Không cần phi công điều khiển trực tiếp, do đó giảm thiểu thương
vong, chi phí đào tạo, có thể bay liên tục trong nhiều giờ và trong các trường
hợp khẩn cấp. Không bị hạn chế bởi các yếu tố tâm sinh lý của phi công;
+ UAV dễ dàng thay đổi đường bay do đó khó bị đánh chặn, đồng thời
có thể hoạt động ở các địa hình phức tạp;
+ Với kích thước nhỏ, khó bị phát hiện, UAV có thể hoạt động ở những
vùng nguy hiểm, xâm nhập vào không phận đối phương để trinh sát và theo
dõi đối phương, thậm chí có thể trực tiếp tấn công các mục tiêu khi cần thiết.
Do có nhiều ưu điểm nổi bật như trên, cùng với sự tiến bộ nhanh chóng
của khoa học và công nghệ, trong những năm gần đây, trên thế giới đang diễn
ra sự phát triển bùng nổ về UAV. Không kể các nước có tiềm lực khoa học và
công nghệ cao (Mỹ, Ixaren, Nga, Pháp, Đức...), mà ngay cả các nước đang
phát triển (Trung Quốc, Ấn Độ, Iran, Malaixia...) cũng liên tiếp công bố nhiều
loại UAV do họ chế tạo.
Nước ta có biên giới trên biển và trên đất liền dài hàng chục ngàn km,
2/3 diện tích là vùng rừng núi, diện tích lãnh hải và vùng đặc quyền kinh tế
trên biển rộng 1 triệu km2, lại đang bị tranh chấp về chủ quyền. Vì vậy việc
thường xuyên kiểm soát được vùng biển, vùng rừng núi và biên giới của Tổ
quốc, chống khai thác rừng và biển trái phép, phòng chống cháy rừng,... là hết
sức quan trọng. Để thực hiện được nhiệm vụ này cần có phương tiện giám sát

3

thường xuyên trên diện rộng. Sử dụng vệ tinh viễn thám có thể phần nào đáp
ứng được nhu cầu nói trên. So với vệ tinh viễn thám, sử dụng UAV cỡ nhỏ để
giám sát từ xa có những nhược điểm nhất định: diện tích khu vực quan sát
nhỏ hơn; dễ bị bắn rơi hơn v.v…. Tuy nhiên, dùng UAV cỡ nhỏ để giám sát
có ưu điểm giá thành quan sát rẻ hơn, có độ phân giải cao hơn (do quan sát
được ở cự ly gần hơn), có thể ứng dụng UAV cỡ nhỏ kịp thời và dễ dàng hơn,
có thể cập nhật thông tin nhanh hơn nhiều lần. Vì vậy, luận án lựa chọn đối
tượng nghiên cứu là các loại UAV cỡ nhỏ sử dụng cho nhu cầu giám sát trên
không từ xa. Loại UAV cỡ nhỏ có khối lượng cất cánh từ 10 kg đến khoảng
100 kg, điều khiển bằng vô tuyến kết hợp với bay tự động theo chương trình
ngoài tầm nhìn bằng mắt thường, có thời gian hoạt động liên tục trên không
khoảng 5-10 giờ, dùng để giám sát trên không từ xa.
Cùng với việc tăng số lượng hoạt động của máy bay nói chung và của
UAV nói riêng, số các vụ tai nạn xảy ra càng nhiều. Một trong những nguyên
nhân chủ yếu được xác định là do nhiễu động gió trong khí quyển [29], [50].
Nhiễu động gió trong khí quyển được gây ra bởi các hiện tượng thời tiết như
mưa, cơn dông ... hoặc khi hoạt động trong những khu vực địa hình phức tạp
có nhiều đồi núi, nhà cao tầng. Hơn nữa, đặc điểm của các loại UAV cỡ nhỏ
thường bay với tốc độ nhỏ (vài chục m/s) nên có tải trọng riêng trên một m2
cánh (G/S) nhỏ và phải bay với góc tấn khá lớn. Vì vậy, nhiễu động gió có
ảnh hưởng rất lớn tới chuyển động của UAV cỡ nhỏ. Nói cách khác, UAV
càng nhẹ và có cánh to thì càng dễ bị ảnh hưởng của nhiễu động gió. Đây là
nguyên nhân có thể dẫn tới chế độ bay nguy hiểm và mất an toàn bay. Vấn đề
này rất quan trọng khi sử dụng UAV cỡ nhỏ trong điều kiện của Việt Nam, do
điều kiện khí hậu nhiệt đới và địa hình nhiều đồi núi khi bay ở độ cao thấp
thường gặp nhiều nơi có nhiễu động gió mạnh và thay đổi phức tạp. Điều này
ảnh hưởng đến an toàn bay và hạn chế đáng kể đến khả năng sử dụng an toàn
của UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió. An toàn bay (ATB) là

4

một khái niệm rất rộng trong hàng không, có nhiều nguyên nhân dẫn đến mất
ATB của một thiết bị bay (TBB) nói chung: do hỏng động cơ; do lỗi thiết kế;
do vật ngoại lai; do chim; do nhận sai thông tin; do tâm sinh lý phi công, do
điều kiện thời tiết … Tuy nhiên, trong phạm vi luận án chỉ nghiên cứu vấn đề
ATB cho UAV cỡ nhỏ liên quan đến nhiễu động gió trong khí quyển. Gió là
sự chuyển động tương đối của không khí so với mặt đất. Chuyển động của
không khí là do sự chênh lệch áp suất khí quyển gây ra. Nhiễu động gió
(atmospheric turbulence, турбулентность атмосферы) được hiểu là những
dòng không khí chuyển động hỗn loạn trong khí quyển. Nhiễu động gió có
tham số thay đổi theo không gian hoặc thời gian hoặc cả hai.
Khi đó, ATB của UAV cỡ nhỏ được đánh giá theo các tham số: góc tấn
không tốc (  r ), góc trượt không tốc (  r ) và quá tải ( ny , nz ). Giới hạn ATB
của UAV tùy thuộc theo thiết kế và căn cứ theo mẫu UAV cỡ nhỏ được sử
dụng khảo sát trong luận án, trong phạm vi luận án giới hạn ATB được quy
định như sau: 150   r ,  r  150 , 1  ny  3.5 , 1  nz  1 . Khi góc tấn
không tốc, góc trượt không tốc vượt quá giới hạn cho phép dẫn đến UAV mất
điều khiển (bị “thất tốc”), khi quá tải vượt quá giới hạn chịu tải của kết cấu
máy bay sẽ dẫn đến UAV bị phá hủy kết cấu. Trên UAV thành phần quá tải
ngang nz rất nhỏ nên không ảnh hưởng đến độ bền kết cấu và ATB của UAV.
Khi UAV bay gặp nhiễu động gió có thể gây mất ổn định cho hệ thống
điều khiển và gây mất ATB cho UAV [29], [50]. Hơn nữa, nhiễu động gió
trong khí quyển mang yếu tố ngẫu nhiên, các tham số nhiễu động thay đổi
không biết trước. Điều này hạn chế đáng kể đến khả năng hoạt động của
UAV. Cho nên, khi đang bay gặp nhiễu động gió, UAV tạm thời không duy
trì quỹ đạo bay đã định, cần ưu tiên duy trì góc tấn không tốc, góc trượt không
tốc và quá tải trong giới hạn cho phép để đảm bảo ATB cho UAV, tránh để

UAV mất điều khiển hoặc bị phá hủy kết cấu. Sau khi bay qua khu vực có


5

nhiễu động gió UAV có thể bị sai lệch về quỹ đạo và hướng bay. Tuy nhiên,
khi đó quỹ đạo bay ban đầu được duy trì trở lại bởi các bộ điều khiển theo
quỹ đạo nên trong phạm vi luận án chỉ đánh giá ATB của UAV trong thời
gian có nhiễu động gió.
Để đảm bảo ATB bay có hiệu quả nhất là sử dụng hệ thống điều khiển
trên khoang của UAV [42]. Chỉ tiêu chất lượng điều khiển trong trường hợp
này cần đánh giá theo: góc tấn không tốc, góc trượt không tốc và quá tải. Vì
vậy, luận án sẽ tập trung nghiên cứu các thuật toán điều khiển để đảm bảo
ATB cho UAV khi có nhiễu động gió.
Hiện nay, trên khoang của UAV sử dụng các hệ thống điện tử tiên tiến
cho phép thực hiện các thuật toán điều khiển hiện đại để điều khiển UAV.
Mặt khác, nhiễu động gió trong khí quyển có tham số nhiễu động (biên độ và
quy mô nhiễu động) mang yếu tố ngẫu nhiên. Vì vậy, yêu cầu cấp thiết được
đặt ra trong luận án là nghiên cứu các thuật toán điều khiển thích nghi
(ĐKTN) để duy trì góc tấn không tốc, góc trượt không tốc và quá tải trong
giới hạn cho phép và giảm thiểu tác động của nhiễu động gió đến ATB. Giải
quyết được vấn đề này sẽ nâng cao độ an toàn cho UAV cỡ nhỏ và mở rộng
khả năng sử dụng UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió.
Vấn đề điều khiển tự động UAV đã được xem xét bởi nhiều phương
pháp khác nhau và đã được công bố trong nhiều công trình trong và ngoài
nước. Trong các công trình nghiên cứu về điều khiển UAV, một số kỹ thuật
điều khiển được đề xuất như sau: điều khiển PID [20]; logic mờ [16], [17],
[28]; điều khiển mờ cải biên [3], [40], [41]; điều khiển thích nghi [18] và điều
khiển thích nghi phi tuyến [19], [20], điều khiển sử dụng mạng nơ ron [21]
[22], điều khiển sử dụng thuật toán di truyền [23], và sử dụng lý thuyết

Lyapunov [24]. Tuy nhiên, các công trình công bố ở trên mới chỉ đề xuất các
bộ điều khiển để điều khiển và ổn định theo quỹ đạo bay định trước, chưa xét
đến ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB.


6

Trong thực tế, nhiễu động gió luôn tồn tại và các tham số nhiễu động
luôn thay đổi nên nó ảnh hưởng nhiều đến chất lượng điều khiển và ảnh
hưởng đến ATB của UAV. Một số kỹ thuật đã được áp dụng đảm bảo cho
hoạt động bay và an toàn cho thiết bị bay khi có nhiễu động gió: trong tài liệu
[25] đề xuất kỹ thuật ước lượng trường gió từ thông tin của máy bay đi đầu
trong đội hình. Tài liệu [26] mô tả phương pháp để ước lượng trường gió (tốc
độ gió, sự thay đổi của tốc độ gió) cho UAV bằng việc sử dụng các cảm biến.
Tài liệu [27] đề xuất thuật toán ước lượng gió và tư thế của UAV, thuật toán
này kết hợp chặt chẽ với phép đo từ hệ thống dữ liệu trên không, kết quả ước
lượng được kiểm chứng liên quan đến các phép đo được cung cấp bởi các trạm
thời tiết địa phương. Với các kỹ thuật trên, để đảm bảo ATB cho UAV cần phải
có đầy đủ các thông tin về nhiễu động gió trong vùng hoạt động của UAV nên
thực hiện khá phức tạp. Tài liệu [73], [5] tác giả đưa ra giải pháp tính toán quỹ
đạo bay tối ưu để đảm bảo thời gian bay và tiêu hao nhiên liệu nhỏ nhất cho
UAV khi có dữ liệu thống kê về gió trong vùng bay UAV hoạt động. Tuy
nhiên, tác giả mới xét gió không đổi và các dữ liệu về gió trong khu vực bay
của UAV đã biết trước, chưa xét đến bài toán ảnh hưởng của nhiễu động gió
đến ATB của UAV. Tài liệu [51], tác giả đã tổng hợp thuật toán điều khiển tối
ưu trên dựa trên mô hình dự báo cho máy bay có người lái, trong đó cũng đã sử
dụng mô hình nhiễu động gió để khảo sát. Tuy nhiên, tác giả mới khảo sát góc
tấn, quá tải đứng và quỹ đạo khi sử dụng bộ điều khiển theo quỹ đạo.
Một số công trình đã được công bố trong nước liên quan đến vấn đề điều
khiển TBB trong điều kiện nhiễu động gió: Trong tài liệu [2], [3] các tác giả

đã sử dụng thuật toán điều khiển UAV theo thuật toán logic mờ cải biên khi
có nhiễu động gió tác động. Mô hình nhiễu động gió được sử dụng là mô hình
nhiễu động gió bậc thang và mô hình gió hình sin. Kết quả khảo sát đã đưa ra
tốc độ gió tới hạn cho phép UAV bay ổn định theo quỹ đạo định trước. Tuy
nhiên, trong công trình này cũng mới chỉ khảo sát ảnh hưởng của nhiễu động


7

gió đến khả năng tự động duy trì quỹ đạo định trước chưa đánh giá theo chỉ
tiêu ATB. Trong tài liệu [4] đưa ra kết quả khảo sát vòng điều khiển để đề ra
giải pháp tối ưu hóa các thông số của luật điều khiển sao cho chỉ tiêu về sai số
của độ dạt ngang quỹ đạo đạt được là nhỏ nhất trong trường hợp máy bay bị dạt
ngang do xuất hiện gió cạnh. Tuy nhiên, trong công trình này tác giả mới sử
dụng mô hình gió ổn định bậc thang, mới chỉ xem xét ở khía cạnh duy trì quỹ
đạo và chưa xem xét đến mức độ ATB của TBB. Trong tài liệu [15], các tác giả
đề xuất sử dụng bộ điều khiển thích nghi tốc độ gradient với mô hình tham
chiếu ẩn để tổng hợp lệnh điều khiển ổn định độ cao tên lửa đối hải trong điều
kiện có sóng, gió tác động. Tuy nhiên, kết quả mới chỉ quan tâm đánh giá khả
năng duy trì độ cao của thiết bị bay trong điều kiện có nhiễu động gió.
Từ những phân tích ở trên, NCS lựa chọn đề tài 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” đây là vấn đề mang tính cấp thiết, vừa có ý nghĩa khoa
học, vừa có ý nghĩa thực tiễn.
2. Mục đích của đề tài
Về lý thuyết: nghiên cứu ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của
UAV cỡ nhỏ; tổng hợp thuật toán điều khiển theo quỹ đạo trong chuyển động
dọc và chuyển động cạnh; tổng hợp thuật toán ĐKTN theo quá tải đứng và
quá tải ngang nhằm giảm thiểu ảnh hưởng của nhiễu động gió đến ATB của
UAV cỡ nhỏ.

Về thực nghiệm: mô phỏng, khảo sát trên máy tính bằng công cụ
Simulink; đánh giá hiệu quả của bộ ĐKTN đã tổng hợp đối với việc đảm bảo
ATB và giảm thiểu tác động của nhiễu động gió đến UAV cỡ nhỏ.
3. Đối tượng và phạm vi nghiên cứu
Đối tượng nghiên cứu:
Đối tượng nghiên cứu là UAV cỡ nhỏ loại cánh cố định. Loại UAV có
nhiều cánh quạt nâng (Multirotor, quadrotor) không được xét trong luận án.