Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV

..

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
---------------------------------------

PHẠM NGỌC KHÁNH

NGHIÊN CỨU THIẾT KẾ HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN TRÊN
THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI UAV

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT
ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA

Hà Nội – năm 2017


BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
---------------------------------------

PHẠM NGỌC KHÁNH
NGHIÊN CỨU THIẾT KẾ HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN TRÊN
THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI UAV

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT
ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:

TS. BÙI ĐĂNG THẢNH

Hà Nội – năm 2017


LỜI CAM ĐOAN
Tôi xin cam đoan bản luận văn thạc sĩ khoa học: “Nghiên cứu thiết kế hệ
thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV” do tôi tự thiết kế dưới sự
hướng dẫn của thầy giáo TS Bùi Đăng Thảnh. Các số liệu và kết quả là hoàn toàn
đúng với thực tế.
Để hoàn thành luận văn này, tôi chỉ sử dụng những tài liệu được ghi trong
danh mục tài liệu tham khảo và không sao chép hay sử dụng bất kỳ tài liệu nào
khác. Nếu phát hiện có sự sao chép tơi xin chịu hồn tồn trách nhiệm.
Hà Nội, ngày

tháng

năm 2017

Tác giả luận văn

Phạm Ngọc Khánh


MỤC LỤC
DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT......................................... iv
DANH MỤC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ ............................................................................ v
DANH MỤC BẢNG BIỂU ................................................................................... viii
Chương 1. TỔNG QUAN VỀ THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI (UAVUnmanned Aerial Vehicle) ....................................................................................... 4
1.1. Giới thiệu chung ...........................................................................................4
1.1.1.

Lịch sử phát triển ..............................................................................4

1.1.2.

Phân loại UAV ..................................................................................6

1.1.3.

Vai trò và khả năng ứng dụng ...........................................................6

1.2. Cấu trúc của hệ thống UAV .........................................................................7
1.2.1.

Bộ xử lý trung tâm ............................................................................8

1.2.2.

Hệ thống cảm biến ............................................................................8

1.2.3.

Hệ thống Radar .................................................................................9

1.2.4.

Hệ thống Camera giám sát ................................................................9

1.2.5.

Hệ thống dù, túi khí ........................................................................10

1.2.6.

Hệ thống tiết sáng hồng ngoại ........................................................10

1.2.7.

Hệ thống định vị..............................................................................10

1.2.8.

Hệ thống Servo ...............................................................................13

1.2.9.

Máy thu lệnh điều khiển .................................................................13

1.2.10.

Hệ thống truyền dữ liệu ..................................................................15

1.2.11.

Trạm điều khiển mặt đất (GCS - Ground Control Station) ..............15

1.2.12.

Hệ thống bám sát (Auto tracking) ...................................................15

1.2.13.

Bệ phóng .........................................................................................15

1.2.14.

Thiết bị hỗ trợ .................................................................................16

1.3. Giới thiệu về UAV cánh bằng .....................................................................16
1.3.1.

Cấu tạo của máy bay cánh bằng......................................................16

1.3.2.

Nguyên lý hoạt động của máy bay cánh bằng ................................17

1.4. Kết luận chương ..........................................................................................22


CHƯƠNG 2. TÌM HIỂU VỀ MÁY BAY CÁNH BẰNG D-96, KHẢO SÁT
ĐỘNG HỌC VÀ ĐỘNG LỰC HỌC MÁY BAY D-96 ........................................ 23
2.1. Tổng quan về máy bay D-96 .......................................................................23
2.1.1.

Thân máy bay ..................................................................................23

2.1.2.

Cánh máy bay .................................................................................24

2.1.3.

Đuôi máy bay ..................................................................................28

2.1.4.

Các cánh lái điều khiển ...................................................................30

2.1.5.

Càng máy bay .................................................................................31

2.1.6.

Thiết bị động lực .............................................................................32

2.1.7.

Hệ thống nhiên liệu .........................................................................33

2.2. Khảo sát động học và động lực học của máy bay D-96.............................34
2.3. Kết luận chương ..........................................................................................38
Chương 3. THIẾT KẾ HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN TRÊN THIẾT BỊ BAY
KHÔNG NGƯỜI LÁI ............................................................................................ 39
3.1. Cơ sở thiết kế và phương án thiết kế ..........................................................39
3.1.1.

Cơ sở thiết kế ..................................................................................39

3.1.2.

Phương án thiết kế ..........................................................................39

3.2. Thiết kế phần cứng .....................................................................................40
3.2.1.

Vi điều khiểntrung tâm ...................................................................41

3.2.2.

Thiết bị định vị vệ tinh ....................................................................42

3.2.3.

Con quay hồi chuyển vi cơ .............................................................44

3.2.4.

Modem thu RF ................................................................................47

3.2.5.

Cơ cấu chấp hành (Động cơ Servo) ................................................47

3.2.6.

Khối giao tiếp dữ liệu với máy tính ................................................48

3.2.7.

Khối giao tiếp với động cơ Servo ...................................................49

3.2.8.

Khối điều khiển mở rộng ................................................................49

3.2.9.

Khối nguồn......................................................................................50

3.3. Thiết kế phần mềm điều khiển ...................................................................52
3.2.1.

Lý thuyết chung về thuật toán PID số.............................................52
ii


3.2.2.

Lưu đồ thuật toán chương trình điều khiển.....................................58

3.4. Kết luận chương ..........................................................................................67
Chương 4. KẾT QUẢ VÀ BÀN LUẬN ................................................................. 68
4.1. Thử nghiệm trong phòng thí nghiệm .........................................................68
4.1.1.

Phương pháp tiến hành ...................................................................68

4.1.2.

Kết quả thử nghiệm .........................................................................73

4.2. Thử nghiệm bằng việc kiểm tra bay thực tế...............................................80

iii


DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT
TỪ
VIẾT

NGHĨA TIẾNG ANH

NGHĨA TIẾNG VIỆT

TẮT
GCS

Ground Control Station

Trạm điều khiển mặt đất

GPS

Global Positioning System

Hệ thống định vị toàn cầu

IMU

Inertial Measurement Unit

Hệ thống đo lường qn tính

IO

Input/Output

Cổng tín hiệu vào ra
Máy bay khơng người lái

MBKNL
RC

Radio Controlled

Bộ điều khiển qua sóng radio

RF

Radio Frequency

Tần số sóng radio

Received Signal Strength

Chỉ thị cường độ tín hiệu nhận

Indicator

được

Unmanned Aerial Vehicle

Phương tiện bay không người lái

RSSI
UAV

iv


DANH MỤC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ
Hình 1.1: Sơ đồ cấu trúc hệ thống UAV ................................................................. 7
Hình 1.2: Cấu tạo máy bay cánh bằng D-96 ......................................................... 18
Hình 1.3: Động cơ máy nổ .................................................................................... 19
Hình 1.4: Động cơ điện ......................................................................................... 19
Hình 1.5: Cánh lái đuôi Elevator........................................................................... 20
Hình 1.6: Nguyên lý hoạt động của cánh lái đuôi ................................................. 20
Hình 1.7: Rudder: kênh cánh lái đuôi đứng .......................................................... 20
Hình 1.8: Nguyên lý kênh cánh lái đuôi đứng....................................................... 21
Hình 1.9: Cánh liệng Aileron ................................................................................ 21
Hình 2.1: Thân máy bay D-96............................................................................... 24
Hình 2.2: Profil Naca 2412 với các thông số hình học: độ dày tương đối ctb= 12%,
độ cong tương đối ftb=2% ..................................................................................... 24
Hình 2.3: Đồ thị hệ số lực nâng Cl theo góc tấn α ................................................ 25
Hình 2.4: Đồ thị hệ số lực cản Cd theo góc tấn α .................................................. 25
Hình 2.5: Đồ thị hệ số mơ men dọc Cm theo góc tấn α ......................................... 25
Hình 2.6: Đồ thị hệ số chất lượng khí động Cl/Cd theo góc tấn α........................ 26

Hình 2.7: Profil Naca 0006 với các thông số hình học: độ dày tương đối ctb= 6%,
độ cong tương đối ftb=0% ..................................................................................... 26
Hình 2.8: Đồ thị hệ số lực nâng Cl theo góc tấn α ................................................. 26
Hình 2.9: Đồ thị hệ số lực nâng Cd theo góc tấn α ............................................... 27
Hình 2.10: Đồ thị hệ số mơ men dọc Cm theo góc tấn α ....................................... 27
Hình 2.11: Đồ thị hệ số chất lượng khí động Cl/Cd theo góc tấn α ...................... 27
Hình 2.12: Cánh máy bay D-96 ............................................................................ 28
Hình 2.13: Đuôi máy bay ...................................................................................... 29
Hình 2.14: Càng trước .......................................................................................... 31
Hình 2.15: Càng sau .............................................................................................. 32
Hình 2.16: Động cơ Zenoah 26 CC ....................................................................... 33
Hình 2.17: Cánh quạt máy bay D-96 ..................................................................... 33
Hình 2.18: Hệ thống nhiên liệu ............................................................................. 34
Hình 2.19: Hệ trục tọa độ máy bay ....................................................................... 35
Hình 3.1: Sơ đồ chức năng hệ thống điều khiển UAV .......................................... 40
Hình 3.2: Sơ đồ nguyên lý của khối vi xử lý trung tâm. ....................................... 42
v


Hình 3.3: Module GPS FGPMMOPA6H .............................................................. 43
Hình 3.4: Sơ đồ nguyên lý GPS ............................................................................ 43
Hình 3.5: Hệ trục thân PTBKNL .......................................................................... 44
Hình 3.6: Cảm biến gia tốc MPU-6000 (a), sơ đồ chân (b) và cấu trúc cảm biến
(c).......................................................................................................................... 45
Hình 3.7: Sơ đồ nguyên lý cảm biến MPU-6000 .................................................. 46
Hình 3.8: Modem thu RF R617FS ........................................................................ 47
Hình 3.9: Động cơ Servo, địn bẩy và mơ hình điều khiển qua điều biến độ rộng
xung PWM ............................................................................................................ 48
Hình 3.10: Sơ đồ nguyên lý khối giao tiếp với máy tính ....................................... 48
Hình 3.11: Sơ đồ nguyên lý khối giao tiếp với động cơ Servo .............................. 49

Hình 3.12: Sơ đồ nguyên lý khối giao tiếp mở rộng ............................................. 50
Hình 3.13: Sơ đồ nguyên lý khối khối nguồn........................................................ 50
Hình 3.14: Pin máy bay ........................................................................................ 51
Hình 3.15: Sơ đồ khối của bộ điều khiển PID ....................................................... 53
Hình 3.16: Đồ thị PV theo thời gian, ba giá trị Kp (Ki và Kd là hằng số) .............. 53
Hình 3.17: Đồ thị PV theo thời gian, tương ứng với 3 giá trị Ki (Kp và Kd không
đổi)........................................................................................................................ 54
Hình 3.18: Đồ thị PV theo thời gian, với 3 giá trị Kd (Kp và Ki không đổi) .......... 55
Hình 3.19: Xấp xỉ đạo hàm của biến sai số e ........................................................ 56
Hình 3.20: Xấp xỉ tích phân của biến sai số e ....................................................... 57
Hình 3.21: Vòng điều khiển cân bằng theo trục Roll ........................................... 58
Hình 3.22: Vòng điều khiển cân bằng theo trục Pitch ........................................... 58
Hình 3.23: Lưu đồ thuật tốn chính ...................................................................... 59
Hình 3.24: Lưu đồ thuật toán sử dụng giải thuật PID để đưa UAV về vị trí cân
bằng ...................................................................................................................... 61
Hình 3.25: Lưu đồ thuật toán chỉnh định hệ số PID bằng phương pháp thực
nghiệm .................................................................................................................. 62
Hình 3.26: Bộ lọc bù ............................................................................................. 63
Hình 3.27: Cơng thức tính góc nghiêng từ gia tốc góc theo các trục..................... 64
Hình 3.28: Lưu đồ thuật toán đọc giá trị cảm biến sử dụng bộ lọc bù................... 65
Hình 3.29: Lưu đồ thuật toán thực hiện các hàm .................................................. 66
Hình 4.1: Sơ đồ kết nối hệ thống mô phỏng.......................................................... 68

vi


Hình 4.2: Cấu hình cổng UDP trên phần mềm X-Plane khi kết nối với phần mềm
trạm điều khiển ..................................................................................................... 69
Hình 4.3: Lựa chọn tốc độ truyền dữ liệu và các tham số phần mềm X-Plane xuất
sang phần mềm trạm điều khiển............................................................................ 70

Hình 4.4: Cấu hình phần mềm trạm điều khiển ở chế độ mô phỏng khi kết nối với
phần mềm mô phỏng X-Plane ............................................................................... 71
Hình 4.5: Chu trình kiểm tra khí động máy bay và mạch điều khiển trung tâm .... 72
Hình 4.6: Chức năng điều chỉnh hệ số PID phần mềm trạm điều khiển ................ 74
Hình 4.7: Giao diện phần mềm trạm điều khiển máy bay ở chế độ tự động cân
bằng ...................................................................................................................... 75
Hình 4.8: Điều chỉnh hệ số PID trong phần mềm trạm điều khiển ........................ 75
Hình 4.9: Máy bay D-96 chuẩn bị cất cánh trên đường băng trong giao diện mô
phỏng phần mềm X-Plane ..................................................................................... 76
Hình 4.10: Máy bay D-96 bay trong giao diện mô phỏng phần mềm X-Plane ..... 76
Hình 4.11: Đường bay của máy bay D-96 trong giao diện mô phỏng phần mềm XPlane ..................................................................................................................... 77
Hình 4.12: Đồ thị đáp ứng điều khiển của hai kênh Roll và Pitch trong giao diện
phần mềm trạm điều khiển .................................................................................... 78
Hình 4.13: Đồ thị đáp ứng điều khiển của kênh Roll ............................................ 79
Hình 4.14: Đồ thị đáp ứng điều khiển của kênh Pitch ........................................... 79
Hình 4.15: Quá trình bay thử nghiệm theo file Log trong chế độ bay tự động ...... 80
Hình 4.16: Đáp ứng điều khiển của kênh Roll và kênh Pitch ở chế độ bay tự động
cân bằng ................................................................................................................ 81

vii


DANH MỤC BẢNG BIỂU
Bảng 3.1: Các tham số chính của Module GPS ..................................................... 43
Bảng 3.2: Các tham số của Pin LifePo4 ................................................................ 51

viii


MỞ ĐẦU

 Lý do chọn đề tài:
Ngày nay, các nghiên cứu và phát triển thiết bị bay không người lái đang rất
phát triển trong các trường Đại học, Viện nghiên cứu như: Trường Đại học Bách
khoa Hà Nội, Viện nghiên cứu hàng khơng vũ trụ, Tập đồn Viettel, Qn chủng
Phịng Không – Không Quân… Máy bay không người lái (MBKML) đang được sử
dụng rộng rãi trong rất nhiều lĩnh vực kinh tế - xã hội, đặc biệt trong lĩnh vực quân
sự - Quốc phòng. Bên cạnh ưu thế trong việc thực hiện các nhiệm vụ nguy hiểm,
hạn chế tổn thất về con người, MBKNL cịn có các ưu điểm mà các loại phương
tiện khác khơng có như: kích thước và tiếng ồn thấp, khó bị phát hiện, triển khai và
thu hồi nhanh, đặc biệt có thể tự biến thể từ trinh sát thành một đơn vị tác chiến độc
lập với tầm tác chiến hàng trăm kilomet.
Tại Viện Kỹ thuật Phòng Khơng - Khơng Qn, MBKNL được chế tạo ngồi
nhiệm vụ trinh sát còn được chế tạo làm mục tiêu bay phục vụ bắn và diễn tập cho
các loại khí tài thuộc biên chế của Quân chủng nói riêng và Bộ Quốc phịng nói
chung. Tính đa dạng của các loại khí tài và việc đưa vào trang bị những loại khí tài
mới như Su-30MK2, tên lửa Spider, các chiến hạm... đặt ra yêu cầu liên tục nghiên
cứu phát triển các mẫu MBKNL mới, đa dạng về tính năng, hồn chỉnh về khí động,
kết cấu và điều khiển. Nhu cầu này đi kèm với một quy trình khoa học, có tính hệ
thống cao nhằm làm giảm thời gian nghiên cứu, chi phí rủi ro trong quá trình thử
nghiệm và đặc biệt hơn là nguyên tắc an toàn trong việc thử nghiệm kỹ thuật Hàng
không.
Xuất phát từ tình hình thực tế, là một quân nhân trong Quân đội làm việc trong
lĩnh vực MBKNL, được học tập và lĩnh hội kiến thức tại trường Đại học Bách khoa
Hà Nội, với mong muốn học hỏi nâng cao về kiến thức chuyên môn phục vụ công
việc thực tế của đơn vị và được sự đồng ý của thầy giáo hướng dẫn TS. Bùi Đăng
Thảnh, tôi đã chọn đề tài “Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị
bay không người lái UAV”.


 Mục đích nghiên cứu của luận văn, đối tượng, phạm vi nghiên cứu:

Với ý tưởng và mong muốn được áp dụng các kiến thức đã học được tại trường
để học hỏi và tiếp cận với các công nghệ đã có tại đơn vị, làm cơ sở tiếp cận các
cơng nghệ tiến tiến của các nước trên thế giới, góp phần tích cực vào cơng tác
nghiên cứu phát triển của đơn vị. Đối tượng và phạm vi nghiên cứu chủ yếu là
hướng tới lĩnh vực MBKNL trong nước và dần tiếp cận với công nghệ MBKNL
trên thế giới.
 Các luận điểm cơ bản và đóng góp mới:
Đến thời điểm hiện tại, trong lĩnh vực MBKNL trên thế giới cũng như tại Việt
Nam đã có rất nhiều nghiên cứu thu được thành tựu lớn. Tuy nhiên, các nghiên cứu
trên thế giới chủ yếu tập chung vào các loại MBKNL cỡ lớn với chi phí cao và
khơng phù hợp với điều kiện tại Việt Nam, các nghiên cứu trong nước chủ yếu tập
chung vào các loại MBKNL với quy mô nhỏ, phục vụ chủ yếu cho việc trinh sát,
chụp ảnh hay mục đích thương mại.
Với đề tài “Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không
người lái UAV”, tập chung nghiên cứu trên loại MBKNL cụ thể là mục tiêu D-96
có chức năng làm mục tiêu bay phục vụ diễn tập bắn đạn thật cho các đơn vị chiến
đấu Pháo và tên lửa Phịng Khơng trong Qn đội.
 Phương pháp nghiên cứu:
Nghiên cứu, tìm hiểu rõ về đối tượng điều khiển là thiết bị bay không người lái
(UAV). Cụ thể, trong nội dung luận văn sẽ nghiên cứu về mẫu máy bay cánh bằng
D-96, từ đó nắm được cấu tạo các thành phần của máy bay, nguyên lý hoạt động,
khảo sát động học và động lực học của máy bay, đưa ra được 12 phương trình
chuyển động đặc trưng cho đối tượng điều khiển, làm cơ sở để xây dựng thuật toán
điều khiển và phần cứng phù hợp. Sử dụng thuật toán điều khiển xây dựng được kết
hợp với bộ hệ số PID theo kinh nghiệm thực tế áp dụng cho đối tượng điều khiển là
máy bay D-96, dùng công nghệ “Hardware in the Loop Simulation” kết hợp với
phần mềm X-Plane để thử nghiệm và kiểm chứng. Kết quả của quá trình thử
nghiệm này sẽ cho ra một bộ hệ số PID phù hợp với mơ hình khí động 3D của máy
2

bay D-96. Bước cuối cùng sẽ được kiểm chứng và kết luận bằng việc bay kiểm tra
thực tế trên mẫu máy bay D-96 do phịng N.C phương tiện bay khơng người lái phối
hợp và giúp đỡ.
 Nội dung nghiên cứu của đề tài được thể hiện trong 4 chương:
- Chương 1: Tìm hiểu tổng quan về thiết bị bay không người lái, cấu tạo các
thành phần, nguyên lý hoạt động của UAV cánh bằng. Từ đó, xác định định hướng
nghiên cứu của luận văn.
- Chương 2: Tìm hiểu về máy bay D-96, khảo sát động học và động lực học
của máy bay D-96.
- Chương 3: Thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái.
- Chương 4: Kết quả và bàn luận.
 Kết luận:
Quá trình nghiên cứu có thể thực hiện bằng nhiều phương pháp khác nhau,
trong đó có phương pháp sử dụng các kết quả của quá trình tích lũy kinh nghiệm
thực tế kết hợp với kiến thức đã được học trong trường để kiểm chứng lại các kết
quả của quá trình nghiên cứu. Qua đây, tác giả sẽ trình bày nội dung luận văn theo
phương pháp đã nêu trên, mong được sự đóng góp và ủng hộ của hội đồng cũng như
các độc giả.
Tôi xin chân thành cảm ơn!

Hà Nội, ngày

tháng 12 năm 2017

Tác giả luận văn

Phạm Ngọc Khánh

3

Chương 1. TỔNG QUAN VỀ THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI
(UAV- Unmanned Aerial Vehicle)
1.1.
1.1.1.

Giới thiệu chung
Lịch sử phát triển

UAV là tên gọi chỉ chung cho các loại máy bay mà khơng có phi cơng ở buồng
lái và được điều khiển từ xa từ trung tâm. UAV có thể có nhiều hình dạng, kích
thước và phục vụ nhiều mục đích khác nhau. Từ khi ra đời đến nay UAV đã được
sử dụng phổ biến trong quân sự, chúng được sử dụng cho các nhiệm vụ huấn luyện,
trinh sát, thông tin, tác chiến điện tử, và thậm chí trực tiếp tham gia chiến đấu. Còn
trong các lĩnh vực khác, UAV được sử dụng trong các nhiệm vụ như giám sát bờ
biển, chống bn lậu, kiểm sốt mơi trường, hay đánh giá sản lượng nông sản.
Phương tiện bay không người lái được nghiên cứu, phát triển từ thế chiến lần thứ
nhất, thiết bị đầu tiên được biết đến là Aerial Torpedoes. Tiếp đó, ngày 12/09/1916
máy bay tự động Hewitt-Sperry, còn được gọi là “Flying Bomb” được thử nghiệm
thành công. Năm 1917, các máy bay tự động đã được quân đội Mỹ phát triển và sử
dụng, đây chính là tiền đề mở ra những hướng nghiên cứu và phát triển các mô hình
máy bay tự động sau này.
Trong những năm 1930, quân đội Anh với khả năng về khoa học kỹ thuật vượt
trội đã chú trọng nghiên cứu và phát triển các phương tiện bay tự động. Trước hết là
những máy bay điều khiển bằng vơ tuyến để hiệu chỉnh súng pháo phịng khơng,
điển hình trong số đó là mục tiêu bay “Fairey Queen” phát triển từ thủy phi cơ
“Fairey IIIF”. Bước phát triển tiếp theo là mục tiêu bay “DH82 Queen Bee” ra đời
năm 1935.
Hiện nay, quân đội Mỹ cũng phát triển hàng loạt các loại máy bay điều khiển vô

tuyến. Nổi bật nhất là các sản phẩm của Reginal Denny (một người Anh di cư) như
RP-1, RP-2, RP-3, RP-4, và đặc biệt nhất là máy bay điều khiển vô tuyến OQ-2
được quân đội Mỹ đặt hàng 15000 chiếc vào năm 1940.
Bước đột phá diễn ra trong chiến tranh thế giới lần thứ II khi quân đội Mỹ sử
dụng những chiếc máy bay điều khiển vô tuyến TDR-1 mang theo bom và ngư lôi
4


tấn công các tàu của hải quân Nhật đang rời khỏi quần đảo Solomon. Cũng trong
cuộc chiến này không quân Mỹ (USAAF - the US Army Air Forces) đã sử dụng
hàng trăm mục tiêu bay loại PQ-8, hàng ngàn loại PQ-14 và rất nhiều máy bay B-7,
B-24... Thời gian này cũng đánh dấu sự ra đời của các loại UAV sử dụng động cơ
phản lực Pulsejet, điển hình là loại mục tiêu T2D-1 Katydid được sử dụng trong Hải
quân Mỹ.
Chiến tranh thế giới lần thứ II kết thúc, những nghiên cứu trong lĩnh vực UAV
khơng ngừng lại mà cịn có những bước phát triển mới theo đòi hỏi của cuộc chạy
đua vũ trang. Việc sử dụng UAV làm mồi bẫy bắt đầu từ những năm 1950, điển
hình là các sản phẩm của hãng Northrop Crossbow. Để theo kịp tốc độ của máy bay
chiến đấu với tốc độ vượt âm thanh, hãng Northrop đã thiết kế ra loại Q-4 với động
cơ phản lực tua - bin, sau phát triển thành AQM-35 với động cơ phản lực tua bin
GE J85.
UAV được sử dụng cho nhiệm vụ do thám, tình báo vào cuối những năm 50. Đi
đầu trong lĩnh vực này lại là quân đội Mỹ với UAV “Aerojet- General MQM-58
Oversere” được trang bị các loại sensor trinh sát hết sức tinh vi. Từ đó, hướng
nghiên cứu này ngày càng phát triển, đồng thời rất nhiều UAV làm nhiệm vụ giám
sát, tình báo được quân đội Mỹ đưa vào sử dụng. Điển hình là loại Model 147
Lighting Gug và Model 154 của Ryan, Compass Copes của Boeing, D21 của
Lockheed ... được sử dụng trong chiến tranh Việt Nam, Trung Quốc và Bắc Triều
Tiên vào những năm 1960 và đầu 1970. Cũng trong thời kỳ này, Liên Xô đã nghiên
cứu và phát triển thành công nhiều loại máy bay do thám, trinh sát chống lại hoạt

động của quân đội Mỹ và đồng minh. [1]
Qua quá trình phát triển lâu dài, ngày nay UAV đã chiếm một vị trí và vai trị
rất quan trọng trong nhiều lĩnh vực mà đặc biệt là trong lĩnh vực quân sự là không
thể thay thế. Những bước tiến về khoa học cơng nghệ đã góp phần đáng kể vào việc
hồn thiện cơng nghệ chế tạo UAV.

5


1.1.2.

Phân loại UAV

Có nhiều cách phân loại UAV khác nhau nhưng có một số cách chủ yếu sau:
Phân loại theo phương pháp bay của UAV có các loại: trực thăng, cánh bằng.
Phân loại theo loại động cơ sử dụng: động cơ phản lực, động cơ pit-tông, động
cơ điện...
Phân loại theo nhiên liệu sử dụng: xăng, dầu, cồn, ắc quy....
Phân loại theo cách thức vận hành có thể chia thành các loại là máy bay tự hành
(hiện ít xuất hiện trong thực tế vì các lý do an toàn), máy bay điều khiển từ xa (xuất
hiện phổ biến hơn) hoặc kết hợp cả hai.
1.1.3.

Vai trò và khả năng ứng dụng

Hệ thống UAV có những ưu điểm vượt trội trong lĩnh vực quân sự như:
Không cần phi công điều khiển trực tiếp trong buồng lái, do đó giảm thiểu
thương vong, giảm chi phí đào tạo, có thể bay liên tục trong nhiều giờ trong các
trong các trường hợp khẩn cấp.
UAV dễ dàng thay đổi đường bay do đó khó bị đánh chặn hơn các tên lửa hành

trình, đồng thời có thể hoạt động ở các địa hình phức tạp.
Với ưu thế kích thước nhỏ, khó bị phát hiện, UAV có thể hoạt động ở những
vùng nguy hiểm, xâm nhập vào không phận để trinh sát và theo dõi đối phương,
thậm chỉ có thể trực tiếp tấn công các mục tiêu khi cần thiết.
Trong lĩnh vực khác, UAV cũng thể hiện ưu điểm với khả năng tự hành, nhiều
kích thước khác nhau, thích hợp với môi trường khắc nghiệt, nguy hiểm mà con
người không thể tới được.
Tuy nhiên, nhược điểm của UAV là: giá thành cao, đòi hỏi hàm lượng kiến thức
về khoa học – kỹ thuật cao trong quá trình chế tạo.
Với những ưu thế trên, UAV được ứng dụng trong cả quân sự và phi quân sự:
Quân sự
- Bay giám sát, hỗ trợ lực lượng mặt đất.
- Theo dõi mục tiêu trên không, truyền hình ảnh video trực tiếp về căn cứ.
- Tiêu diệt mục tiêu (với các chiếc UAV được gắn vũ khí).
6


- Cơng tác huấn luyện bay.
- Rà sốt, phát hiện, hỗ trợ tháo gỡ bom mìn (Lào đang áp dụng).
Phi quân sự
- Phục vụ giao hàng tận nơi.
- Dự báo thời tiết, thu thập thơng tin khí tượng (NASA và cơ quan thời tiết
Hoa Kỳ đã sử dụng).
- Hỗ trợ quay phim, chụp ảnh từ trên không.
- Xây dựng bản đồ, nhất là bản đồ 3D (dùng các hệ thống quét laser như
LIDAR).
- Bảo vệ động vật hoang dã (một vài khu bảo tồn tại Mỹ và Sumatra,
Indonesia đã bắt đầu áp dụng).
- Dùng trong nơng nghiệp (rải phân bón, thuốc trừ sâu...).
- Công tác tìm kiếm, cứu nạn.

1.2. Cấu trúc của hệ thống UAV
Một hệ thống UAV hoàn chỉnh thơng thường bao gồm các thành phần chính
như: UAV, máy phát lệnh điều khiển (TX), hệ thống truyền dữ liệu (Data link),
trạm điều khiển mặt đất (GCS), hệ thống bám sát (Auto tracker), bệ phóng, các thiết
bị hỗ trợ, các thiết bị vận chuyển…được trình bày trên Hình 1.1:

Hình 1.1: Sơ đồ cấu trúc hệ thống UAV
7


1.2.1.

Bộ xử lý trung tâm

Có thể nói đây là bộ não của UAV giữ vai trị điều khiển tồn bộ hoạt động của
UAV, quản lý toàn bộ hành trình bay, các tham số tức thời của UAV, tọa độ, trạng
thái hoạt động của UAV, thực hiện chức năng của các bộ điều khiển UAV theo các
thuật tốn điều khiển nó tiếp nhận, xử lý và tính tốn mọi lệnh điều khiển từ trạm
điều khiển mặt đất, mọi thông tin dữ liệu từ các hệ thống: Cảm biến, Radar, Camera
giám sát rồi từ đó đưa ra các lệnh điều khiển đến các cơ cấu chấp hành để UAV bay
theo đúng quỹ đạo đặt trước, hoặc theo đúng tín hiệu điều khiển của trạm mặt đất.
Phần trung tâm của hệ thống điện tập chung chủ yếu tại “Bộ xử lý trung tâm”, đây
là nơi nhận, xử lý các tín hiệu và xuất ra các lệnh điều khiển đến mọi cơ cấu chấp
hành. Sau khi nhận được các tín hiệu báo về, “Bộ xử lý trung tâm” sẽ tính tốn, xử
lý các tín hiệu này và đưa ra các lệnh điều khiển đến các cơ cấu chấp hành theo từng
chế độ và theo chương trình cài đặt trước. Các tín hiệu nhận được bao gồm: Tín
hiệu từ mạch điều khiển động cơ (ECU- Electronic Control Unit), tín hiệu từ “Máy
thu lệnh điều khiển”, tín hiệu từ “Thiết bị truyền số liệu”, tín hiệu từ “Thiết bị định
vị vệ tinh”.
1.2.2.

Hệ thống cảm biến

Giống như cơ thể con người, hệ thống cảm biến là các giác quan của UAV có
chức năng cảm nhận, đo đạc các tham số cần thiết rồi truyền dữ liệu về cho bộ xử lý
trung tâm xử lý. Hệ thống cảm biến phản ánh các tham số động học của UAV như
tốc độ góc các trục, tốc độ khơng khí, tốc độ leo, hướng bay… và các tham số làm
việc khác của UAV như tốc độ vòng quay động cơ, mức nhiên liệu, chỉ số các
nguồn cung cấp...Các loại cảm biến cơ bản của UAV gồm: Cảm biến gia tốc, cảm
biến góc quay (IMU- Inertial Measurement Unit), cảm biến khí áp, cảm biến nhiệt
độ…IMU là loại cảm biến rất quan trọng quyết định trạng thái bay của UAV. Trước
hết, một module IMU sẽ bao gồm hai cảm biến: cảm biến gia tốc (accelerometer) và
cảm biến quay (gyroscope):
Accelerometer (gọi tắt là accel): Là một cảm biến đo gia tốc của bản thân
module và thường sẽ có 3 trục xyz ứng với 3 chiều khơng gian (loại 1 và 2 trục ít
8


dùng). Lưu ý là accel đo cả gia tốc của trọng lực nên giá trị thực khi đo sẽ bao gồm
cả trọng lực. Accel ln có offset trên mỗi trục làm cho giá trị đo được thường lệch
đi so với thực tế một chút. Ngồi ra, giá trị đó được theo accel thường khá nhiễu
khiến cho việc đọc dữ liệu trở nên khó khăn.
Gyroscope (gọi tắt là gyro): Là một loại cảm biến đo tốc độ quay của nó quanh
một trục. Tương tự với accel, gyro cũng thường có 3 trục xyz. Cũng như accel, gyro
cũng có offset (hay cịn gọi là bias) làm lệch các giá trị đo.
Một vấn đề khác nữa có thể gặp phải của gyro là drift, có nghĩa là bias cũng
thay đổi chậm theo thời gian. Dù vậy, điểm cộng là gyro lại ít bị nhiễu hơn
accel. Một module IMU đầy đủ sẽ được gọi là 6-DOF (6 Degrees Of Freedom) tức
là 6 trục độc lập (3 của accel và 3 của gyro).
1.2.3.

Hệ thống Radar

Đây là một hệ thống sử dụng để định vị và đo khoảng cách và lập bản đồ các
vật thể như máy bay hay mưa. Radar hoạt động ở tần sô vơ tuyến siêu cao tần, có
bước sóng cực ngắn, dưới dạng xung được phát theo một tần số lập xung nhất định.
Nhờ vào ănten, sóng radar tập trung thành một luồng hẹp phát vào trong không
gian. Trong quá trình lan truyền, sóng radar gặp bất kỳ mục tiêu nào thì nó bị phản
xạ trở lại. Tín hiệu phản xạ trở lại được chuyển sang tín hiệu điện. Nhờ biết được
vận tốc sóng, thời gian sóng phản xạ trở lại nên có thể biết được khoảng cách từ
máy phát đến mục tiêu. Sóng radio có thể dễ dàng tạo ra với cường độ thích hợp, có
thể phát hiện một lượng sóng cực nhỏ và sau đó khuếch đại vài lần. Vì thế radar
thích hợp để định vị vật ở khoảng cách xa mà các sự phản xạ khác như của âm
thanh hay của ánh sáng là quá yếu không đủ để định vị. Tuy nhiên, sóng radio
khơng truyền xa được trong mơi trường nước, do đó, dưới mặt biển, người ta khơng
dùng được radar để định vị mà thay vào đó là máy sonar dùng siêu âm.
1.2.4.

Hệ thống Camera giám sát

Hệ thống này là một lựa chọn mở rộng cho UAV đặc biệt là các UAV trinh sát.
Hệ thống này được trang bị một camera quan sát có tác dụng quay và chụp hình các
mục tiêu theo lệnh điều khiển kết hợp với một hệ thống bám sát mục tiêu cố định
9


hay di động tại mặt đất. Tín hiệu camera thu được liên tục truyền tín hiệu về trạm
điều khiển mặt đất và được lưu lại trên thẻ nhớ phục vụ quá trình kiểm tra giám sát
tại mặt đất.
1.2.5.

Hệ thống dù, túi khí

Đây là hệ thống bảo đảm cho quá trình hạ cánh của UAV được an toàn và giảm
thiểu thiệt hại trong những địa hình phức tạp khơng có đường băng cất hạ cánh hoặc
trong các trường hợp yêu cầu UAV phải hạ cánh khẩn cấp. Hệ thống dù giúp UAV
giảm được vận tốc và gia tốc khi rơi tự do, hệ thống túi khí giúp cho UAV giảm
được xung lực và phản lực của mặt đất lên UAV khi UAV tiếp đất từ đó giảm được
thiệt hại đáng kể cho UAV. Hệ thống dù và túi khí có thể được điều khiển và kích
hoạt trực tiếp từ lệnh điều khiển trên tay của phi công điều khiển mặt đất hoặc được
điều khiển từ trạm điều khiển mặt đất.
1.2.6.

Hệ thống tiết sáng hồng ngoại

Là hệ thống được phát triển đặc biệt từ các yêu cầu và mục đích quân sự và
được sử dụng trên các UAV làm mục tiêu luyện tập cho bộ đội. Khi hệ thống này
được điều khiển kích hoạt, các hệ thống radar của máy bay chiến đấu hay của các hệ
thống phòng thủ mặt đất: tên lửa, pháo sẽ thu được tín hiệu của UAV phát ra, từ đó
định vị, theo dõi và giám sát được vị trí của UAV để khống chế hay tiêu diệt mục
tiêu theo yêu cầu nhiệm vụ đặt ra.
1.2.7.

Hệ thống định vị

Có chức năng ln ln báo chính xác vị trí, tọa độ của UAV. Các thông tin
này được đưa vào “Bộ xử lý trung tâm”, qua quá trình xử lý thông tin và gửi về màn
hình trạm điều khiển mặt đất cho người điều khiển giúp người điều khiển luôn kiểm
soát chặt chẽ và làm chủ được UAV. Trên UAV thường có 02 hệ thống định vị: Hệ
thống định vị toàn cầu (GPS- Global Positioning System) và hệ thống dẫn đường

quán tính (INS- Inertial navigation System)
GPS: Là hệ thống xác định vị trí dựa trên vị trí mạng lưới của 24 vệ tinh nhân
tạo. Trong cùng một thời điểm, tọa độ của một điểm trên mặt đất sẽ được xác định
nếu xác định được khoảng cách từ điểm đó đến ít nhất ba vệ tinh. Các vệ tinh GPS
10


bay vòng quanh Trái Đất hai lần trong một ngày theo một quỹ đạo rất chính xác và
phát tín hiệu có thơng tin xuống Trái Đất. Các máy thu GPS nhận thơng tin này và
bằng phép tính lượng giác tính được chính xác vị trí của người dùng. Về bản chất
máy thu GPS so sánh thời gian tín hiệu được phát đi từ vệ tinh với thời gian nhận
được chúng. Sai lệch về thời gian cho biết máy thu GPS ở cách vệ tinh bao xa. Rồi
với nhiều khoảng cách đo được tới nhiều vệ tinh máy thu có thể tính được vị trí của
người dùng và hiển thị lên bản đồ điện tử của máy. Máy thu phải nhận được tín hiệu
của ít nhất ba vệ tinh để tính ra vị trí hai chiều (kinh độ và vĩ độ) và để theo dõi
được chuyển động. Khi nhận được tín hiệu của ít nhất 4 vệ tinh thì máy thu có thể
tính được vị trí ba chiều (kinh độ, vĩ độ và độ cao). Một khi vị trí người dùng đã
tính được thì máy thu GPS có thể tính các thông tin khác, như tốc độ, hướng chuyển
động, bám sát di chuyển, khoảng hành trình, quãng cách tới điểm đến, thời gian Mặt
Trời mọc, lặn và nhiều thứ khác nữa. Các vệ tinh GPS phát hai tín hiệu vơ
tuyến cơng suất thấp dải L1 và L2. (dải L là phần sóng cực ngắn của phổ điện từ trải
rộng từ 0,39 tới 1,55 GHz). GPS dân sự dùng tần số L1 1575.42 MHz trong
dải UHF. Tín hiệu truyền trực thị, có nghĩa là chúng sẽ xuyên qua mây, thuỷ tinh và
nhựa nhưng không qua phần lớn các đối tượng cứng như núi và nhà. L1 chứa hai
mã "giả ngẫu nhiên" (pseudo random), đó là mã Protected (P) và mã
Coarse/Acquisition (C/A). Mỗi một vệ tinh có một mã truyền dẫn nhất định, cho
phép máy thu GPS nhận dạng được tín hiệu. Mục đích của các mã tín hiệu này là để
tính tốn khoảng cách từ vệ tinh đến máy thu GPS.
Tín hiệu GPS chứa ba mẫu thông tin khác nhau – mã giả ngẫu nhiên, dữ
liệu thiên văn và dữ liệu lịch. Mã giả ngẫu nhiên đơn giản chỉ là mã định danh để xác

định được quả vệ tinh nào là phát thơng tin nào. Có thể nhìn số hiệu của các quả vệ
tinh trên trang vệ tinh của máy thu Garmin để biết nó nhận được tín hiệu của quả nào.
Dữ liệu thiên văn cho máy thu GPS biết quả vệ tinh ở đâu trên quỹ đạo ở mỗi thời
điểm trong ngày. Mỗi quả vệ tinh phát dữ liệu thiên văn chỉ ra thơng tin quỹ đạo cho
vệ tinh đó và mỗi vệ tinh khác trong hệ thống. Dữ liệu lịch được phát đều đặn bởi

11


mỗi quả vệ tinh, chứa thông tin quan trọng về trạng thái của vệ tinh (lành mạnh hay
không), ngày giờ hiện tại. Phần này của tín hiệu là cốt lõi để phát hiện ra vị trí.
INS: Là hệ thống sử dụng phương pháp dẫn đường quán tính dựa vào vị trí,
vận tốc và động thái ban đầu đã biết của phương tiện. Từ đó, xác định hướng và đo
gia tốc rồi dùng phương pháp tích phân để tìm ra vị trí của phương tiện. Đây là
phương pháp dẫn đường duy nhất khơng dựa vào thiết bị bảo đảm vị trí bên ngồi.
Nếu các phương pháp dẫn đường vơ tuyến bao gồm cả định vị vệ tinh chịu ảnh
hưởng của sóng vô tuyến điện và không sử dụng được trong những khu vực khơng
có sóng hoặc gián đoạn trong một thời gian thì phương pháp dẫn đường qn tính
có thể khắc phục được. Tuy nhiên, sau một thời gian do ảnh hưởng của nhiều yếu
tố, dẫn đường quán tính sẽ xuất hiện sai lệch trong việc xác định vị trí, nếu khơng
có sự điều chỉnh nhất định. Hệ thống dẫn đường qn tính INS có hai ưu điểm nổi
bật khi so sánh với các hệ thống dẫn đường khác: Khả năng hoạt động tự trị và độ
chính xác cao trong những khoảng thời gian ngắn. Lỗi nghiêm trọng nhất của hệ
thống INS là do các cảm biến quán tính gây ra. Chính vì thế trong những ứng dụng
thời gian dài thì hệ thống INS thường sử dụng với các hệ thống hỗ trợ khác như hệ
thống dẫn đường vô tuyến (Loran, Omega và Tacan), hệ thống dẫn đường vệ tinh
(GPS, GLONASS, GALILEO…), JTIDS, DME…Các hệ thống này hoạt động ổn
định theo thời gian và vì thế cần tích hợp INS và các hệ thống hỗ trợ này. Sự kết
hợp GPS và INS là lý tưởng nhất vì hai hệ thống này có khả năng bù trừ nhau hiệu
quả. Trái tim của hệ thống tích hợp này chính là bộ lọc Kalman. Về bản chất, bộ lọc

Kalman là một bộ biểu thức tốn học cung cấp một hiệu quả đệ quy, có nghĩa là ước
lượng trạng thái của một quá trình, theo một mức độ rằng cực tiểu hóa sai số bình
phương trung bình. Bộ lọc có nhiều ưu điểm trong nhiều khía cạnh: nó hỗ trợ các
trạng thái ước lượng của quá khứ, hiện tại và sự kiện tương lai. [2]
Trong hai hệ thống trên thì mỗi một hệ thống đều có những ưu, nhược điểm khác
nhau nên UAV trong thực tế thường sử dụng kết hợp 2 hệ thống với nhau để nâng cao
tính chính xác và hiệu quả. Độ chính xác của hệ thống tích hợp GPS/INS được chứng
minh cao hơn độ chính xác của hệ thống GPS hay INS khi hoạt động độc lập. Độ
12


chính xác này sẽ được tăng lên nếu tăng số trạng thái của bộ lọc Kalman và mơ hình
hố được các tác nhân gây lỗi khác nữa của cảm biến quán tính INS.
1.2.8.

Hệ thống Servo

Là hệ thống các động cơ điện một chiều có độ chính xác cao nhờ có vịng phản
hồi. Tín hiệu ra của động cơ được nối với một mạch điều khiển, khi động cơ quay,
vận tốc và vị trí sẽ được hồi tiếp về mạch điều khiển này. Nếu có bầt kỳ lý do nào
ngăn cản chuyển động quay của động cơ, cơ cấu hồi tiếp sẽ nhận thấy tín hiệu ra
chưa đạt được vị trí mong muốn. Mạch điều khiển tiếp tục chỉnh sai lệch cho động
cơ đạt được điểm chính xác. Hệ thống Servo có tác dụng biến đổi tín hiệu điều
khiển thành các Moment lực tác động lên bản lái của UAV để điều khiển UAV theo
yêu cầu đặt ra của Phi công điều khiển mặt đất hay yêu cầu hoặc nhiệm vụ của trạm
điều khiển mặt đất. Các tín hiệu điều khiển này làm thay đổi trạng thái khí động học
của máy bay, bằng cách làm thay đổi độ phẳng bề mặt cánh nhờ các Servo. Vị trí
địn bẩy của Servo sẽ thay đổi tùy theo độ rộng xung điều khiển. Độ rộng xung này
thay đổi trong khoảng từ 1ms đến 2ms ứng với góc mở của địn bẩy là nhỏ nhất và
lớn nhất. Mối quan hệ giữa độ rộng xung điều khiển và góc mở địn bẩy là mơ hình

tuyến tính. Thông thường, đối với các máy bay cánh bằng thì hệ thống Servo điều
khiển các kênh cơ bản bao gồm: Kênh Roll (điều khiển cánh lái liệng), kênh Pitch
(điều khiển cánh lái lên xuống), kênh Yaw (điều khiển hướng), kênh Throttle (điều
khiển kênh ga), kênh Flap (điều khiển cánh tà).
1.2.9.

Máy thu lệnh điều khiển

Có chức năng nhận lệnh điều khiển cụ thể là sóng radio từ máy phát lệnh điều
khiển và giải mã các tín hiệu thành tín hiệu điều khiển gửi vào “Bộ xử lý trung tâm”
ở các chế độ lái khác nhau. Dựa vào các lệnh điều khiển này mà “Bộ xử lý trung
tâm” sẽ xuất ra các lệnh tương ứng để điều khiển các cơ cấu chấp hành mà cụ thể là
“Hệ thống Servo”. Máy thu lệnh điều khiển làm việc theo băng tần FM (frequency
modulation- Điều tần), AM (amplitude modulation- Điều biên) hay PPM (Pulse
Position Modulation).

13


Máy phát lệnh điều khiển (TX- Transmitter): Là thiết bị có chức năng điều
khiển UAV từ mặt đất bằng cách phát ra các tín hiệu điều khiển ra khơng gian. Tx
cơ bản bao gồm các phần chính như: Cần điều khiển, Module RF, antena thu phát,
các biến trở…Với 5 lệnh điều khiển lái, người phi công điều khiển MBKNL sẽ ra
các lệnh điều khiển làm thay đổi điện áp điều khiển. Các điện áp điều khiển này
được đưa qua bộ biến đổi tương tự/số (ADC – Analog Digital Converter) thành tín
hiệu số. Sau đó chúng được được đưa vào bộ xử lý số liệu. Với lệnh điều khiển, chế
độ làm việc và tín hiệu được đưa qua bộ biến đổi điện áp trước khi vào bộ xử lý số
liệu như 5 lệnh trên. Trong bộ xử lý số liệu, các lệnh điều khiển sẽ được đưa qua
một bộ lọc giới hạn nhằm hạn chế những lệnh gây quá tải lên các cánh lái máy bay.
Sau đó, dữ liệu của cả 5 lệnh sẽ được tạo thành các gói thơng tin, đồng thời được

gắn thêm mã phát hiện lỗi nhằm nâng cao độ chính xác của thơng tin. Trước khi
truyền qua kênh vơ tuyến, số liệu cũng có thể được bảo mật theo các thuật tốn mã
mật nhằm nâng cao tính bảo mật của kênh thông tin. Sau khi được mã hóa, gói
thơng tin điều khiển đi tới khối điều khiển phát, sau đó được đưa qua mạch giao tiếp
với máy phát. Tại máy phát, thông tin điều khiển được điều chế và phát tới máy bay
thông qua kênh vô tuyến. Sóng radio cần phải được điều chế trước khi phát đi. Có 2
dạng điều chế là AM và FM:
AM điều biên: là tín hiệu được điều chế vào sóng mang dưới dạng thay đồi biên
độ của sóng mang.
FM điều tần: là tín hiệu được điều chế vào sóng mang dưới dạng thay đổi tần số
sóng mang. Tất cả các máy phát dùng cơ chế mã hóa PCM đều dùng sóng mang là
FM. Sóng FM nếu so sánh với sóng AM thì có khả năng chống nhiễu cao hơn hẳn.
Với AM thì các thiết bị điện thông dụng đều là nguồn gây nhiễu cho sóng AM,
trong khi đó với FM thì các nguồn này không thể gây nhiễu trừ trường hợp các thiết
bị đó có tần số gần hoặc bằng với tần số mà ta đang dùng. Tx có cơ chế mã hóa tín
hiệu trước khi truyền đi là: PPM và PCM.
PPM: vị trí của Servo được quyết định bởi thời gian của 2 xung tín hiệu liên
tiếp, xét theo hình thức làm việc có thể xem nó thuộc nhóm Analog.
14