Bối cảnh và vấn đề nghiên cứu

Máy bay không người lái bốn cánh quạt (quadrotor/UAV) là đối tượng nghiên cứu trọng điểm trong lĩnh vực cơ học kỹ thuật và điều khiển tự động nhờ khả năng cất hạ cánh thẳng đứng (VTOL), cơ động cao trong không gian hẹp và kết cấu cơ khí tối giản so với trực thăng truyền thống. Toàn bộ chuyển động của quadrotor được điều khiển thông qua việc thay đổi vận tốc quay độc lập của bốn động cơ cánh quạt mà không cần cơ cấu thay đổi góc tấn cơ khí phức tạp.

Tại Việt Nam, việc tiếp cận thiết kế, mô hình hóa và chế tạo quadrotor có hệ thống từ nền tảng cơ học giải tích đến thực nghiệm phần cứng còn gặp nhiều rào cản. Đề tài bài tập lớn môn Cơ học kỹ thuật 2 do sinh viên Nguyễn Công Trường (lớp K65AT, Trường Đại học Công nghệ – Đại học Quốc gia Hà Nội) thực hiện dưới sự hướng dẫn của giảng viên Bùi Hồng Sơn tập trung giải quyết bài toán tiếp cận kỹ thuật toàn diện: từ thiết kế cơ - điện tử, xây dựng mô hình toán học giải tích, thực nghiệm nhận dạng tham số đến thiết kế và hiệu chỉnh bộ điều khiển cân bằng trên mô hình thực tế.

Mục tiêu và nhiệm vụ nghiên cứu của đề tài bao gồm:

  1. Thiết kế cơ khí khung thân quadrotor dạng dấu cộng trên phần mềm SolidWorks và chế tạo mô hình thực tế bằng phương pháp cắt CNC laser kết hợp thủ công.
  2. Xây dựng hệ thống điện tử nhúng sử dụng vi điều khiển Arduino UNO, khối cảm biến đo lường quán tính MPU-6050, từ kế HMC5883L và mạch truyền thông không dây Bluetooth HC-05.
  3. Thiết lập hệ phương trình vi phân chuyển động 12 biến trạng thái của quadrotor dựa trên cơ học vật rắn tuyệt đối và định luật Newton-Euler; thực hiện tuyến tính hóa hệ thống quanh điểm cân bằng bay treo (hovering).
  4. Thiết kế các hệ thống gá đo thực nghiệm để xác định các đặc tính phi tuyến của cụm động cơ không chổi than (BLDC) và cánh quạt (lực đẩy, tốc độ quay theo độ rộng xung điều khiển PWM, hệ số lực đẩy $b$ và hằng số thời gian đáp ứng $\tau$).
  5. Thiết kế bộ lọc số cho cảm biến gia tốc và xây dựng thuật toán điều khiển PID trên 4 kênh độc lập (Roll, Pitch, Yaw, Độ cao) kết hợp phần mềm giao diện máy tính PID_Tunning để tinh chỉnh tham số trực tiếp qua sóng không dây.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu:

  • Đối tượng: Mô hình máy bay quadrotor cấu hình dấu cộng với tổng khối lượng 930 g, sử dụng 4 động cơ BLDC và cánh quạt kích thước $8 \times 4.5\text{ inch}$.
  • Phạm vi: Không gian nghiên cứu thực nghiệm trong phòng thí nghiệm; các phân tích động lực học tập trung quanh trạng thái bay xác lập ở vận tốc thấp và bay treo, bỏ qua biến dạng đàn hồi khung thân, ảnh hưởng của lực khí động ngoại cảnh và hiệu ứng mặt đất (ground effect).

Cơ sở lý thuyết và phương pháp

Đề tài kết hợp giữa lý thuyết cơ học lý thuyết, động lực học vật rắn, lý thuyết điều khiển tự động tuyến tính và phương pháp nhận dạng hệ thống bằng thực nghiệm đo đạc.

Khung lý thuyết và mô hình toán học

  • Hệ quy chiếu và biến trạng thái: Hệ thống sử dụng hai hệ quy chiếu chính gồm Hệ quy chiếu quán tính Trái Đất $O_E x_E y_E z_E$ (quy ước NED: North - East - Down) và Hệ quy chiếu gắn với vật thể bay $O_B x_B y_B z_B$ (gốc $O_B$ đặt tại trọng tâm máy bay $CG$). Trạng thái chuyển động được mô tả bởi 12 biến: vị trí $(x, y, z)$, vận tốc dài $(u, v, w)$, các góc Euler (Roll $\phi$, Pitch $\theta$, Yaw $\psi$) và vận tốc góc trong hệ vật thể $(p, q, r)$.
  • Phương trình động lực học Newton-Euler: Thiết lập phương trình cân bằng lực và mô-men thông qua định lý chuyển động vận tốc tuyệt đối (Transport Theorem). Tensor quán tính được rút gọn nhờ tính đối xứng cơ khí ($I_{xx} \approx I_{yy}$, các tích quán tính $I_{xy} = I_{xz} = I_{yz} \approx 0$). Hệ phương trình có xét đến hiệu ứng con quay (gyroscopic effect) sinh ra bởi mô-men quán tính cánh quạt $J_r$ khi đổi hướng trục quay.
  • Lý thuyết tuyến tính hóa nhiễu nhỏ: Áp dụng khai triển chuỗi Taylor bậc nhất quanh điểm cân bằng dừng $(\mathbf{v}_0, \mathbf{U}_0)$ tại chế độ bay treo, với giả thiết các góc nghiêng và nhiễu vận tốc góc là vô cùng bé ($\sin\alpha \approx \alpha$, $\cos\alpha \approx 1$, triệt tiêu tích các đại lượng bậc hai). Phương pháp này cho phép phân rã hệ thống đa biến phi tuyến (MIMO) thành các kênh đơn biến (SISO) độc lập.
  • Mô hình động học cơ cấu chấp hành: Cụm ESC - động cơ BLDC - cánh quạt được mô hình hóa xấp xỉ bằng khâu quán tính bậc nhất với hàm truyền $G(s) = \frac{K}{\tau s + 1}$, loại bỏ điểm cực điện do hằng số thời gian điện từ nhỏ hơn đáng kể so với quán tính cơ học.

Phương pháp nghiên cứu và thực nghiệm

  • Thiết kế và mô phỏng 3D: Sử dụng SolidWorks để dựng hình, tối ưu phân bố không gian và trích xuất tự động các tham số khối lượng, vị trí trọng tâm và ma trận quán tính.
  • Phương pháp thực nghiệm nhận dạng tham số:
    • Đo lực đẩy tĩnh theo độ rộng xung PWM bằng cảm biến lực dạng thanh biến dạng (strain gauge load cell) kết hợp thiết bị thu thập dữ liệu tự động Agilent 34970A truyền qua cổng COM.
    • Đo tốc độ góc động cơ bằng encoder quang học (cặp photodiode phát/thu hồng ngoại và đĩa quét 1 khe) kết hợp IC so sánh điện áp LM339N để tạo xung số gửi về Agilent 34970A đọc tần số (Hz).
    • Xác định hằng số thời gian $\tau$ bằng đáp ứng xung bước (step response) ghi nhận trực tiếp bằng ngắt ngoài trên Arduino UNO.
  • Xử lý số liệu: Khớp dữ liệu thực nghiệm theo phương pháp bình phương tối thiểu (least squares) để xác định hệ số lực đẩy $b$ từ quan hệ phi tuyến bậc hai $T = b\Omega^2$.

Thiết kế và triển khai

Thiết kế cơ khí và phân bố khối lượng

Mô hình quadrotor được thiết kế với cấu hình dấu cộng đối xứng, khung thân trung tâm sử dụng vật liệu gỗ cắt laser đảm bảo diện tích gá đặt bo mạch và phụ kiện mà không làm gia tăng trọng lượng thừa. Chiều dài tay đòn từ trục động cơ đến trọng tâm được xác định là $l = 238.3\text{ mm}$ nhằm tránh hiện tượng giao thoa luồng khí xoáy giữa các cánh quạt.

STT Chi tiết Khối lượng đơn vị (g) Số lượng Tổng khối lượng (g)
1 Bu-lông M5x40 4 1 4
2 Bu-lông M3x10 3 1 3
3 Bu-lông M3x20 - 32 123
4 Đai ốc M5 - 12 -
5 Đai ốc M3 - 16 -
6 Khung tấm trung tâm (Gỗ) - - -
7 Tay đòn cơ khí 17 4 68
8 Động cơ không chổi than (BLDC) 53 4 212
9 Cánh quạt $8 \times 4.5$ 10 4 40
10 Mạch vi điều khiển Arduino UNO 28 1 28
11 Bộ điều tốc điện tử (ESC) 65 4 260
12 Pin nguồn Li-Po WildScorpion 3S 165 1 165
13 Bộ thu sóng vô tuyến (RX) 19 1 19
14 Các chi tiết phụ trợ khác 15 - 15
Tổng Toàn bộ hệ thống - - 930

Bảng 1: Bảng thống kê chi tiết và khối lượng thực tế của quadrotor.

Sau khi cân thực tế từng linh kiện và cập nhật vào mô hình SolidWorks, các thông số cơ học của hệ thống được xác định:

  • Tổng khối lượng: $m = 930\text{ g}$.
  • Độ lệch trọng tâm thực tế: $X_{CG} = 0.34\text{ mm}$.
  • Chiều dài tay đòn tác dụng lực: $l = 238.3\text{ mm}$.
  • Các thành phần tích quán tính đo được chiếm tỉ lệ dưới $0.6%$ so với mô-men quán tính chính, cho phép áp dụng giả thiết $I_{xx} \approx I_{yy}$ và $I_{xy} = I_{xz} = I_{yz} = 0$.

Thiết kế hệ thống điện tử và cảm biến

Hệ thống phần cứng điều khiển nhúng trên máy bay bao gồm các khối chức năng:

  • Khối xử lý trung tâm: Mạch Arduino UNO tích hợp vi điều khiển ATmega328P (điện áp hoạt động 5V, thạch anh 16 MHz, 14 chân I/O số với 6 kênh PWM, 6 kênh analog, giao tiếp SPI, I2C, UART).
  • Khối đo lường quán tính (IMU): Cảm biến 6 bậc tự do MPU-6050 bao gồm con quay hồi chuyển 3 trục (dải đo lựa chọn $\pm250^\circ/\text{s}$ đến $\pm2000^\circ/\text{s}$, tốc độ lấy mẫu 8000 Hz) và gia tốc kế 3 trục (dải đo $\pm2\text{g}$ đến $\pm16\text{g}$, tốc độ lấy mẫu 1000 Hz, độ nhạy $16384\text{ LSB/g}$, mật độ nhiễu $400\ \mu\text{g}/\sqrt{\text{Hz}}$). Tín hiệu được truyền về vi điều khiển qua giao thức I2C.
  • Khối xác định hướng: Cảm biến từ kế 3 trục HMC5883L kết nối I2C để đo từ trường Trái Đất, hỗ trợ ổn định góc Yaw.
  • Khối nguồn: Pin Lithium-ion Polymer (Li-Po) WildScorpion 3S ($11.1\text{ V}$, dung lượng $2200\text{ mAh}$, tốc độ xả liên tục 35C, dòng sạc tối đa 5C, khối lượng thực tế $184\text{ g}$).
  • Khối truyền thông: Module Bluetooth HC-05 kết nối qua cổng nối tiếp (Serial), đảm nhiệm truyền thông hai chiều giữa máy bay và máy tính mặt đất.
  • Khối cơ cấu chấp hành: 4 bộ điều tốc ESC nhận xung PWM tần số 50 Hz (độ rộng xung $1\text{ ms} - 2\text{ ms}$) để cấp nguồn xoay chiều 3 pha điều khiển 4 động cơ BLDC.

Thiết kế bộ lọc số và thuật toán điều khiển

  • Xử lý tín hiệu cảm biến: Cảm biến MPU-6050 khi đặt trên khung máy bay chịu ảnh hưởng nặng nề bởi rung động cơ khí tần số cao từ động cơ. Một bộ lọc số được thiết kế và nhúng vào vi điều khiển để lọc dữ liệu gia tốc trước khi đưa vào thuật toán ước lượng góc nghiêng.
  • Cấu trúc bộ điều khiển: Hệ thống áp dụng cấu trúc điều khiển PID kinh điển cho 4 kênh độc lập: ổn định góc Roll ($\phi$), góc Pitch ($\theta$), góc Yaw ($\psi$) và độ cao ($z$).
  • Giao diện hiệu chỉnh tham số: Xây dựng phần mềm PID_Tunning trên máy tính, cho phép gửi các thông số $K_p, K_i, K_d$ trực tiếp qua Bluetooth xuống vi điều khiển trong thời gian thực và vẽ đồ thị phản hồi góc để đánh giá chất lượng quá độ.

Nội dung chính theo từng chương

1. Giới thiệu chung và nguyên lý hoạt động của quadrotor

Chương này tổng quan về phân loại UAV, nêu bật ưu thế của quadrotor về độ tin cậy cơ khí và khả năng làm việc trong không gian hẹp. Tác giả trình bày nguyên lý hoạt động của quadrotor dạng dấu cộng:

  • Chuyển động nâng/hạ: Tăng hoặc giảm đồng thời tốc độ của cả 4 động cơ.
  • Chuyển động nghiêng Roll/Pitch: Tăng tốc động cơ ở một phía và giảm tốc động cơ đối diện để tạo mô-men nghiêng mà vẫn giữ nguyên tổng lực nâng.
  • Chuyển động xoay Yaw: Tăng tốc cặp cánh quay cùng chiều (ví dụ 1 và 3) đồng thời giảm tốc cặp cánh quay ngược chiều (2 và 4) để tạo mô-men phản lực khí động triệt tiêu không cân bằng, làm thân máy bay xoay quanh trục thẳng đứng $z_B$.

Phần tổng quan lịch sử điểm lại các mốc phát triển của quadrotor trên thế giới:

  • 1907 (Gyroplane No.1 - Anh em Breguet): Mẫu quadrotor đầu tiên cất cánh nhưng phải giữ bằng dây cố định.
  • 1920 (Oehmichen No.2): Máy bay khung ống thép có thể cất cánh tự do trong vài phút.
  • 1922 (Flying Octopus - Georges de Bothezat): Thử nghiệm thành công nhưng dự án bị dừng do chi phí.
  • 1956 (Convertawings Model A): Sử dụng 2 động cơ dẫn động 4 rotor qua bộ truyền đai, là quadrotor đầu tiên bay tiến thành công.
  • 1958 - 1966: Các mẫu Curtiss-Wright VZ-7, Curtiss X-19 và Bell X-22 thử nghiệm kết hợp cánh quạt xoay hướng và động cơ đặt trong ống.

2. Thiết kế và mô hình hóa quadrotor

Chương này tập trung vào hai nội dung cốt lõi:

  • Thiết kế phần cứng: Trình bày chi tiết bản vẽ CAD SolidWorks, lựa chọn linh kiện, bảng tra thông số vi điều khiển Arduino UNO, cảm biến MPU-6050, HMC5883L, pin Li-Po và module Bluetooth HC-05.
  • Xây dựng phương trình động lực học: Thiết lập ma trận chuyển trục tọa độ Euler, biểu diễn phương trình lực nâng tổng quát $T = \sum_{i=1}^4 T_i = b \sum_{i=1}^4 \Omega_i^2$, phương trình mô-men $M_x = l b (\Omega_4^2 - \Omega_2^2)$, $M_y = l b (\Omega_3^2 - \Omega_1^2)$, $M_z = d (\Omega_1^2 - \Omega_2^2 + \Omega_3^2 - \Omega_4^2)$.
  • Tuyến tính hóa mô hình: Sử dụng phương pháp nhiễu nhỏ để chuyển đổi hệ 12 phương trình vi phân phi tuyến về dạng không gian trạng thái tuyến tính quanh điểm cân bằng bay treo.

3. Thực nghiệm xác định tham số động cơ và cánh quạt

Chương này là phần đóng góp thực nghiệm quan trọng nhất của bài tập lớn, thực hiện chuỗi đo lường trên thiết bị Agilent 34970A:

  • Đo lực đẩy theo độ rộng xung: Cung cấp dải xung PWM từ $1.0\text{ ms}$ đến $2.0\text{ ms}$ qua ESC và đo lực tĩnh trên cảm biến lực. Xác định điểm làm việc bay treo cho máy bay nặng 930 g đòi hỏi mỗi động cơ sinh lực nâng tối thiểu $232.5\text{ g}$ ($2.28\text{ N}$), tương ứng mức xung cấp trung bình xấp xỉ $1.4\text{ ms}$.
  • Đo tốc độ góc theo độ rộng xung: Sử dụng bộ gá encoder quang và IC LM339N, thu được tốc độ góc quay của 4 động cơ tại điểm làm việc bay treo và tính toán hệ số góc tiếp tuyến $K$ (độ nhạy tốc độ theo xung).
  • Xác định hệ số lực đẩy $b$: Kết hợp bảng dữ liệu lực đẩy và tốc độ góc, áp dụng công thức khí động học $T = C_T \rho \pi R^4 \Omega^2 = b \Omega^2$ để nội suy hệ số $b$ cho 4 cánh quạt qua hàm bậc hai không chứa thành phần tự do.
  • Đo hằng số thời gian $\tau$: Lập trình thuật toán đo thời gian bằng ngắt ngoài trên Arduino UNO khi cấp tín hiệu xung bước thay đổi chu kỳ 2s. Thời gian đáp ứng đo được là $0.1453\text{ s}$, từ đó tính ra $\tau \approx 0.1453 / 5 = 0.029\text{ s}$.

4. Thiết kế bộ điều khiển và thực nghiệm điều khiển

  • Xây dựng mô hình mô phỏng trên MATLAB/Simulink cho từng kênh SISO (Roll, Pitch, Yaw, Độ cao) dựa trên hàm truyền động cơ $G(s)$ và phương trình mô-men đã tuyến tính hóa.
  • Triển khai thuật toán PID rời rạc trên vi điều khiển Arduino UNO.
  • Thực nghiệm lọc tín hiệu gia tốc MPU-6050 để loại bỏ nhiễu rung động cơ.
  • Sử dụng công cụ PID_Tunning kết nối Bluetooth để hiệu chỉnh tham số bộ điều khiển trực tiếp trên mô hình gá thử nghiệm.

Kết quả và đóng góp

Kết quả định lượng từ thực nghiệm

Tác giả đã thu được bộ số liệu thực nghiệm đầy đủ về đặc tính động cơ và tham số khí động học của mô hình quadrotor:

Đại lượng đo / tính toán Động cơ 1 Động cơ 2 Động cơ 3 Động cơ 4 Giá trị trung bình
Tốc độ góc tại điểm bay treo $\Omega_0$ (rad/s) 560.9 - - - 560.9
Hệ số tỷ lệ tốc độ góc / xung $K$ (rad/s/ms) 715.10 - - - 715.10
Hệ số lực đẩy cánh quạt $b$ ($\text{N}/(\text{rad/s})^2$) $1.5\times 10^{-6}$ - - - $1.5\times 10^{-6}$
Thời gian đáp ứng xung bước $t_{response}$ (s) - - - - 0.1453
Hằng số thời gian đáp ứng $\tau$ (s) - - - - 0.029

Bảng 2: Tổng hợp các thông số nhận dạng thực nghiệm của hệ thống động cơ - cánh quạt.

Từ kết quả thực nghiệm, hàm truyền tương đương của cụm ESC - động cơ BLDC được xác lập chính xác phục vụ thiết kế bộ điều khiển: $$G(s) = \frac{715.10}{0.029 s + 1}$$

Đóng góp kỹ thuật của đề tài

  • Xây dựng quy trình khép kín và có hệ thống từ khâu thiết kế cơ khí 3D, tính toán động lực học giải tích, thực nghiệm nhận dạng tham số vật lý đến lập trình nhúng thuật toán điều khiển trên phần cứng mở.
  • Thiết kế thành công các bộ gá thí nghiệm chi phí thấp sử dụng linh kiện quang điện tử và thiết bị thu thập dữ liệu chuyên dụng Agilent 34970A, giải quyết được bài toán thiếu hụt thông số kỹ thuật của các động cơ BLDC thương mại trôi nổi trên thị trường.
  • Hiện thực hóa hệ thống giao tiếp không dây qua Bluetooth và phần mềm máy tính phục vụ công tác dò tham số PID thời gian thực mà không cần nạp lại vi điều khiển nhiều lần.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

Hạn chế được ghi nhận

  • Phạm vi mô hình tuyến tính: Các phương trình động học được tuyến tính hóa dựa trên lý thuyết nhiễu nhỏ quanh điểm bay treo, do đó bộ điều khiển PID thiết kế chỉ đảm bảo tính ổn định trong vùng góc nghiêng nhỏ và không có nhiễu loạn khí động mạnh.
  • Giới hạn phần cứng và độ trễ: Vi điều khiển Arduino UNO (8-bit, 16 MHz) có tốc độ tính toán và bộ nhớ hạn chế (2 KB SRAM), gây khó khăn khi tích hợp các thuật toán lọc phức tạp (như bộ lọc Kalman mở rộng EKF) hoặc các luật điều khiển hiện đại.
  • Chế tạo thủ công: Khung thân kết hợp gỗ và gia công tay tồn tại sai số hình học nhất định, dẫn đến lực đẩy và đáp ứng giữa 4 động cơ không hoàn toàn đồng nhất, đòi hỏi phải hiệu chỉnh mức xung bù trừ trên từng ESC.

Hướng phát triển tiếp theo

  • Nâng cấp phần cứng vi điều khiển lên các dòng 32-bit (như STM32 hoặc ARM Cortex-M) để tăng tốc độ lấy mẫu và xử lý thuật toán lọc bù (Complementary filter) hoặc lọc Kalman.
  • Áp dụng vật liệu tiên tiến như sợi carbon (carbon fiber) hoặc nhựa in 3D chuyên dụng để giảm khối lượng khung thân, gia tăng tải trọng có ích và thời gian bay.
  • Mở rộng thuật toán điều khiển sang các bộ điều khiển phi tuyến bền vững (Sliding Mode Control, LQR, Backstepping) nhằm mở rộng dải hoạt động của máy bay ngoài trạng thái bay treo.
  • Tích hợp thêm cảm biến định vị độ cao (Barometer/Sonar) và cảm biến GPS để phát triển tính năng tự giữ vị trí và dẫn đường bay tự động.

Giá trị tham khảo

Tài liệu bài tập lớn này có giá trị ứng dụng và tham khảo thực tiễn cao đối với:

  • Sinh viên các ngành Kỹ thuật Cơ điện tử, Kỹ thuật Hàng không, Cơ kỹ thuật và Tự động hóa: Cung cấp tài liệu hướng dẫn từng bước về phương pháp mô hình hóa toán học chuyển động 6 bậc tự do của vật thể bay và quy trình thiết kế hệ thống điều khiển nhúng.
  • Nghiên cứu sinh và kỹ sư phát triển thiết bị bay: Tham khảo phương pháp thiết kế bộ gá thí nghiệm thực nghiệm để đo lực đẩy, tốc độ góc và nhận dạng hàm truyền động cơ BLDC - cánh quạt khi không có datasheet từ nhà sản xuất.
  • Phần đáng tham khảo nhất: Chương 3 về các phương pháp bố trí thí nghiệm (sử dụng encoder quang, IC LM339N, cảm biến lực và thiết bị Agilent 34970A) cùng các bước toán học tuyến tính hóa hệ phương trình động lực học trong Chương 2.

Câu hỏi thường gặp

1. Tại sao hàm truyền của cụm động cơ BLDC và ESC được rút gọn thành khâu quán tính bậc nhất?

Trong lý thuyết động cơ điện một chiều, hàm truyền đầy đủ bao gồm hai cực tương ứng với quán tính cơ học và hằng số thời gian điện từ của cuộn dây. Do hằng số thời gian mạch điện cực kỳ nhỏ so với mô-men quán tính cơ học của rotor và cánh quạt, ảnh hưởng của điểm cực điện là không đáng kể. Tác giả đã loại bỏ điểm cực này để đưa hàm truyền về dạng khâu quán tính bậc nhất $G(s) = \frac{K}{\tau s + 1}$, giúp đơn giản hóa việc nhận dạng thực nghiệm và thiết kế bộ điều khiển.

2. Mô-men quán tính và trọng tâm của quadrotor được xác định bằng phương pháp nào?

Tác giả sử dụng phần mềm SolidWorks để thiết kế mô hình 3D chi tiết của quadrotor. Sau khi gia công, toàn bộ linh kiện thực tế (bu-lông, đai ốc, mạch điện, pin, động cơ) được cân chính xác bằng cân kỹ thuật và cập nhật khối lượng vào mô hình SolidWorks. Phần mềm tính toán tự động vị trí trọng tâm ($X_{CG} = 0.34\text{ mm}$) và tensor quán tính. Kết quả cho thấy các tích quán tính chiếm dưới $0.6%$, cho phép giả thiết $I_{xx} \approx I_{yy}$ và bỏ qua các thành phần liên kết chéo $I_{xy}, I_{xz}, I_{yz}$.

3. Phương pháp thực nghiệm nào đã được sử dụng để đo tốc độ quay của động cơ mang tải cánh quạt?

Tác giả thiết kế bộ gá encoder quang học gồm một cặp photodiode (LED phát hồng ngoại và diode thu quang) kết hợp một đĩa quét có 1 khe gắn trực tiếp trên trục động cơ. Khi động cơ quay mang cánh quạt, tín hiệu từ diode quang được đưa qua IC so sánh điện áp LM339N để chuyển đổi thành chuỗi xung vuông logic (0V - 5V). Đầu ra IC kết nối với thiết bị Agilent 34970A để đo tần số dao động (Hz), tương ứng trực tiếp với số vòng quay trên giây của động cơ.

4. Tại trạng thái bay treo (hovering), các thông số vận hành của mô hình quadrotor đạt giá trị bao nhiêu?

Với tổng khối lượng máy bay là $930\text{ g}$, mỗi động cơ cần cung cấp lực đẩy tối thiểu $232.5\text{ g}$ ($2.28\text{ N}$). Theo số liệu thực nghiệm đo đạc, điểm làm việc bay treo đạt được khi cấp độ rộng xung PWM xấp xỉ $1.4\text{ ms}$, tốc độ góc quay của mỗi động cơ đạt giá trị trung bình là $560.9\text{ rad/s}$, và hệ số góc tuyến tính hóa $K$ đạt $715.10\text{ rad/s/ms}$.

5. Module Bluetooth HC-05 và phần mềm PID_Tunning đóng vai trò gì trong đề tài?

Do quadrotor là hệ thống mất ổn định nhanh, việc tìm thông số PID bằng cách nạp code thủ công qua dây cáp rất mất thời gian và dễ gây mất an toàn. Module Bluetooth HC-05 thiết lập kết nối không dây hai chiều giữa Arduino UNO và máy tính. Phần mềm PID_Tunning cho phép người vận hành gửi trực tiếp các bộ tham số $K_p, K_i, K_d$ từ giao diện máy tính xuống vi điều khiển khi máy bay đang hoạt động trên gá thử nghiệm, đồng thời nhận dữ liệu phản hồi góc nghiêng để hiển thị đồ thị đáp ứng tức thời.

Kết luận

Bài tập lớn "Tìm hiểu về quadrotor" của sinh viên Nguyễn Công Trường là một công trình nghiên cứu kỹ thuật hoàn chỉnh, kết hợp chặt chẽ giữa lý thuyết cơ học giải tích và thực nghiệm chế tạo phần cứng. Đề tài đã xây dựng thành công mô hình toán học 12 biến trạng thái, tuyến tính hóa hệ thống quanh điểm bay treo và thiết lập các hệ thống đo đạc chuyên dụng để xác định chính xác các tham số vật lý của động cơ và cánh quạt. Kết quả nghiên cứu cung cấp cơ sở khoa học và dữ liệu thực nghiệm đáng tin cậy cho việc phát triển các thuật toán điều khiển bay ổn định trên các nền tảng máy bay không người lái cỡ nhỏ.