Tổng quan luận án

Đề tài luận án tiến sĩ kỹ thuật "Nghiên cứu nâng cao độ chính xác hệ thống dẫn đường quán tính có đế ứng dụng trong điều khiển thiết bị bay không người lái" do nghiên cứu sinh Lê Tuấn Anh thực hiện dưới sự hướng dẫn khoa học của GS.TSKH Nguyễn Công Định và TS. Phan Tương Lai tại Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự thuộc Bộ Quốc phòng, chuyên ngành Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa (mã số: 9 52 02 16), bảo vệ năm 2021.

Tính cấp thiết và khoảng trống nghiên cứu

Trong tác chiến quân sự hiện đại, thiết bị bay không người lái (UAV) giữ vai trò quan trọng trong các nhiệm vụ trinh sát, giám sát và chỉ thị mục tiêu. Hệ thống dẫn đường quán tính (INS) là thành phần then chốt cung cấp thông tin dẫn đường tự động mà không phụ thuộc vào nguồn phát tín hiệu từ bên ngoài. Mặc dù xu hướng tích hợp INS với hệ thống định vị vệ tinh toàn cầu (GNSS) rất phổ biến, tín hiệu vệ tinh vẫn dễ bị ảnh hưởng bởi nhiễu tầng điện ly, che khuất địa hình hiểm trở, thời tiết xấu hoặc bị gây nhiễu, phong tỏa trong tác chiến. Do đó, việc nâng cao độ chính xác độc lập của INS là yêu cầu bắt buộc đối với các khí cụ bay quân sự.

Hệ thống dẫn đường quán tính có đế (GINS) có ưu điểm nổi bật về độ chính xác cao do các cảm biến gia tốc và con quay hồi chuyển được cách ly chuyển động và duy trì hướng chuẩn trên đế ổn định. Tuy nhiên, khi UAV cơ động với vận tốc lớn và gia tốc thay đổi liên tục, môi trường hoạt động khắc nghiệt tạo ra rung xóc và các mô-men nhiễu loạn tác động lên đế. Những yếu tố này làm xuất hiện hiện tượng xen kênh giữa các trục ổn định và dao động cơ học của đế, dẫn đến sai số góc lệch đế và làm suy giảm nghiêm trọng độ chính xác dẫn đường tích phân. Khoảng trống nghiên cứu mà luận án tập trung giải quyết là xây dựng các giải pháp toán học và kỹ thuật điều khiển nhằm khử tác động xen kênh, dập tắt dao động của đế bằng bộ hấp thụ rung, đồng thời ứng dụng thông tin dẫn đường đã hiệu chỉnh để tổng hợp vòng điều khiển kín thích nghi cho UAV.

Mục tiêu nghiên cứu của luận án

Luận án xác định hai mục tiêu nghiên cứu cụ thể:

  1. Nâng cao độ chính xác cho hệ thống dẫn đường quán tính có đế (GINS) thông qua các giải pháp nâng cao độ ổn định vị trí góc của đế con quay.
  2. Xây dựng mô hình toán động lực học bay ba chiều của UAV (có tính đến việc khảo sát, tính toán, đo đạc các tham số khí động lực học và các đặc trưng khối lượng – mô-men quán tính), từ đó tổng hợp bộ điều khiển bay tự động trên các kênh chuyển động sử dụng thuật toán PID và LQR thích nghi theo mô hình mẫu.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu

  • Đối tượng nghiên cứu: Hệ thống dẫn đường quán tính có đế (GINS) trang bị trên thiết bị bay không người lái quân sự và hệ thống điều khiển bay tự động của phương tiện.
  • Phạm vi nghiên cứu: Tập trung vào việc giải quyết bài toán ổn định đế 3 trục của GINS (loại bỏ tương tác xen kênh giữa các trục, thiết kế và tối ưu hóa tham số bộ hấp thụ rung có tính nhớt và bộ hấp thụ rung động lực) và xây dựng vòng điều khiển kín cho chế độ bay tự động của UAV trên cơ sở dữ liệu khí động lực học của mẫu UAV Orbiter-2. Toàn bộ các thuật toán được kiểm nghiệm qua mô phỏng trên phần mềm chuyên dụng.

Tổng quan tài liệu và vị trí của luận án

Các hướng nghiên cứu trong và ngoài nước

Luận án đã tổng quan hệ thống các công trình nghiên cứu trong và ngoài nước liên quan đến hai mảng chính: công nghệ dẫn đường quán tính và điều khiển tự động thiết bị bay:

Nhóm nghiên cứu Hướng tiếp cận chính Công trình tiêu biểu được trích dẫn
Nghiên cứu quốc tế về xử lý đo kết hợp và lọc Kalman Phát triển lý thuyết xử lý tín hiệu đo kết hợp INS/GNSS, thuật toán lọc Kalman mở rộng đánh giá sai số tổ hợp dẫn đường. [25], [26], [28], [32], [34], [35], [36], [37], [42], [44], [47], [56], [59], [60], [62], [66]
Nghiên cứu quốc tế về IMU vi cơ và tích hợp trí tuệ nhân tạo Tích hợp IMU với nhiều ăng-ten GPS; hiệu chuẩn sai lệch cảm biến quán tính giá rẻ; sử dụng mạng nơ-ron kết hợp INS/GPS trên tên lửa hành trình Tomahawk và UAV MQ-1 Predator. [1], [42], [44], [45], [86]
Nghiên cứu quốc tế về lý thuyết dẫn đường và điều khiển bay Tổng hợp cấu trúc hệ thống dẫn đường kinh điển, sơ đồ khối điều khiển phương tiện bay không người lái. [33], [36], [39], [48], [50], [57], [63]–[65], [69], [73]–[77], [80]–[81], [83], [86], [93]–[95], [97]
Nghiên cứu trong nước về INS/GPS cho phương tiện mặt đất Nghiên cứu hệ dẫn đường tích hợp MEMS-INS/GPS sử dụng bộ lọc Kalman mờ, đánh giá cân bằng thân xe cơ động và thiết bị chuyển động mặt đất. Viện Tên lửa, ĐH Công nghệ – ĐHQGHN [5], [6], [18]; các công trình [2], [11], [15], [19], [20]
Nghiên cứu trong nước về cải tiến khí tài và tên lửa Xây dựng mô hình động học dẫn đường quán tính kết hợp GPS và đo cao khí áp cho tên lửa thế hệ cũ; tổng hợp điều khiển tên lửa hành trình đối hải (Yakhont, Kh-35E). [12], [22], [23]

Khoảng trống nghiên cứu được lựa chọn

Các công trình quốc tế về thuật toán dẫn đường tường minh trên khí tài quân sự từ Nga và Israel thường hạn chế chuyển giao công nghệ. Hầu hết các công trình nghiên cứu trong nước trước đây chỉ tập trung vào hệ thống dẫn đường không đế (SINS) ứng dụng cảm biến vi cơ MEMS kết hợp GPS cho các đối tượng chuyển động mặt đất với yêu cầu độ chính xác và tính thời gian thực ở mức trung bình. Các nghiên cứu điều khiển tên lửa hành trình chưa phân tích đầy đủ tính ổn định của vòng điều khiển kín khi chịu ảnh hưởng của các mô hình nhiễu gió và sóng biển, đồng thời chưa giải quyết triệt để bài toán nâng cao độ chính xác từ gốc của đế ổn định GINS.

Do đó, luận án lựa chọn đi sâu vào việc nâng cao độ chính xác của cơ cấu đế ổn định con quay 3 trục bằng phương pháp giải tích và khử rung cơ học, sau đó tích hợp trực tiếp vào bài toán điều khiển thích nghi bay tự động của UAV.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp nghiên cứu

Cơ sở lý thuyết và các khung phân tích

Luận án xây dựng trên các nền tảng lý thuyết điều khiển tự động và cơ học quán tính:

  1. Lý thuyết dẫn đường quán tính và mô hình sai số GINS: Sử dụng hệ phương trình sai số vi phân của GINS dạng bán giải tích mô tả sai số vận tốc $(\Delta V_x, \Delta V_y)$, sai số góc lệch đế $(\Delta\alpha_x, \Delta\alpha_y, \Delta\alpha_z)$ và trôi dạt con quay $(\epsilon_x, \epsilon_y, \epsilon_z)$, biểu diễn qua chu kỳ dao động Schuler và dạng ma trận không gian trạng thái rời rạc $x_k = \Phi x_{k-1} + G W_{k-1}$.
  2. Động học hệ thống ổn định con quay lực ba trục trực giao: Mô tả chuyển động tương hỗ giữa góc quay đế $\alpha_i$ và góc tiến động của con quay $\beta_i$ theo hệ phương trình vi phân phi tuyến: $$\begin{cases} A_i \ddot{\alpha}_i + \eta_i \dot{\alpha}_i + H_i \dot{\beta}_i \cos\beta_i - \dot{\gamma}_k W_i(D) \dot{\alpha}_i = M_i \ B_i \ddot{\beta}_i + \mu_i \dot{\beta}_i - H_i \dot{\alpha}_i \cos\beta_i = 0 \end{cases}$$
  3. Lý thuyết dập tắt dao động và hấp thụ rung: Mô hình hóa hệ thống động lực học đế khi gắn bộ hấp thụ rung có tính chất nhớt và bộ hấp thụ rung động lực (có phần tử đàn hồi và cản nhớt) nhằm chuyển hóa năng lượng cơ học thành nhiệt năng và thế năng đàn hồi.
  4. Lý thuyết điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu (MRAC):
    • Ứng dụng thuật toán MIT kết hợp hàm chỉ tiêu chất lượng sai số bám $e(t) = y(t) - y_m(t)$ và lý thuyết ổn định Lyapunov để tổng hợp luật chỉnh định tham số cho bộ điều khiển PID trên kênh góc nghiêng ngang (roll/cren).
    • Thiết kế bộ điều khiển phản hồi trạng thái tối ưu toàn phương tuyến tính (LQR) kết hợp cấu trúc thích nghi mô hình mẫu và bộ dự báo trạng thái (State Predictor) cho kênh chuyển động dọc (pitch, altitude).
  5. Mô hình khí động và mô hình nhiễu khí quyển: Mô hình động lực học 6 bậc tự do của UAV trong không gian 3 chiều; mô hình nhiễu gió ngẫu nhiên Dryden tác động lên luồng khí động.

Phương pháp nghiên cứu

  • Phương pháp nghiên cứu lý thuyết: Thiết lập các phương trình vi phân mô tả chuyển động của đế ổn định và UAV, tuyến tính hóa mô hình quanh điểm làm việc cân bằng, xây dựng hàm truyền đạt của các kênh chuyển động ngang và dọc.
  • Phương pháp phân tích và tổng hợp hệ thống: Sử dụng các phương pháp điều khiển hiện đại, phân tích đặc tính tần số biên độ - pha (Bode, Nyquist), thiết kế các khâu hiệu chỉnh sớm pha và ma trận bù chéo nhằm triệt tiêu tương tác xen kênh giữa 3 trục.
  • Phương pháp mô phỏng số: Sử dụng phần mềm Digital Datcom để tính toán các hệ số khí động học và đạo hàm khí động học của UAV; sử dụng môi trường Matlab/Simulink để mô phỏng, kiểm nghiệm đáp ứng quá độ của đế ổn định và các vòng điều khiển kín bám quỹ đạo bay.

Nguồn tư liệu và dữ liệu tham số

Các tham số hình học, phân bố áp suất, khối lượng và mô-men quán tính ($J_x, J_y, J_z$) được thu thập và tính toán dựa trên cấu hình thực tế của mẫu UAV Orbiter-2. Dữ liệu khảo sát tính ổn định và sai số trôi dạt của các cảm biến quán tính được kiểm chứng trên các tham số của con quay cơ điện 2 bậc tự do và gia tốc kế đặt trên đế cardan 3 bậc tự do.

Nội dung chính theo từng chương

Chương 1: Tổng quan về hệ thống dẫn đường quán tính trên UAV

Chương 1 trình bày tổng quan về vai trò của UAV trong quân sự, các chế độ bay cơ bản (chế độ bay tự động - otonom và chế độ bay bằng tay - manual), cùng cấu trúc sơ đồ nguyên lý của hệ thống điều khiển bay tích hợp INS.

Tác giả phân tích chi tiết nguyên lý hoạt động của hai nhóm hệ thống dẫn đường quán tính: SINS (không đế) và GINS (có đế). GINS được phân loại thành ba dạng cấu trúc:

  • Dạng giải tích: Đế được giữ cố định trong không gian quán tính, các gia tốc kế đo gia tốc biểu kiến và máy tính trên khoang thực hiện bù thành phần gia tốc trọng trường $g(R)$ theo mọi hướng.
  • Dạng hình học: Đế luôn được điều khiển duy trì ở mặt phẳng nằm ngang địa phương thông qua hệ thống bám cardan, các trục đo nhạy của gia tốc kế nằm ngang không chịu ảnh hưởng của trọng trường tĩnh.
  • Dạng bán giải tích: Các gia tốc kế đặt trên đế ổn định con quay có điều khiển; mạch phản hồi đưa tín hiệu vận tốc góc quay của mặt phẳng ngang cục bộ về cảm biến mô-men con quay để đế luôn bám theo phương nằm ngang và phương vị xác định.

Chương này xây dựng hệ phương trình sai số của GINS bán giải tích trong hệ tọa độ dẫn đường ENU/NED, làm rõ cơ chế phát sinh sai số do độ dịch không của gia tốc kế, độ trôi dạt con quay và góc lệch của đế ổn định dao động theo chu kỳ Schuler ($T \approx 84.4$ phút). Phân tích chỉ ra rằng khi UAV cơ động chịu gia tốc lớn, đế ổn định bị mô-men nhiễu loạn tác động gây mất cân bằng. Từ đó, tác giả xác định 3 bài toán kỹ thuật trọng tâm cần giải quyết:

  1. Bù khử tác động xen kênh giữa các trục của đế ổn định con quay lực.
  2. Thiết kế các thiết bị hấp thụ rung để khử dao động của đế trong các dải tần số nhiễu.
  3. Xây dựng mô hình toán động lực học 3D của UAV và tổng hợp bộ điều khiển thích nghi trên các kênh chuyển động.

Chương 2: Nâng cao độ chính xác GINS

Chương 2 tập trung giải quyết bài toán nâng cao độ ổn định vị trí góc của đế GINS thông qua việc xử lý hai nguyên nhân chính gây sai số động học: tương tác xen kênh và dao động cơ học.

  1. Khảo sát và tổng hợp hệ thống ổn định con quay lực một trục: Thiết lập sơ đồ động học vòng kín gồm con quay, cảm biến góc, bộ khuếch đại và động cơ ổn định (DCO). Để khắc phục việc dải thông của động cơ không đáp ứng yêu cầu khi tăng hệ số khuếch đại, tác giả thiết kế mạch hiệu chỉnh sớm pha nhiều cấp, giúp mở rộng dải tần làm việc và nâng cao độ dự trữ ổn định biên độ - pha.
  2. Loại bỏ tác động xen kênh giữa các trục: Trong hệ thống ổn định 3 trục trực giao, mô-men tiến động của con quay trên trục này gây ra phản lực và mô-men cản nhớt tác động chéo lên trục kia. Luận án thiết lập mô hình toán liên kết 3 trục và xây dựng sơ đồ cấu trúc bù chéo. Kết quả phân tích cho thấy sau khi áp dụng thuật toán loại bỏ tác động xen kênh, góc tiến động $\beta_i$ và góc lệch quay đế $\alpha_i$ trên cả 3 trục được triệt tiêu nhanh chóng, ngăn ngừa hiện tượng mất ổn định liên kênh.
  3. Nâng cao độ ổn định bằng bộ hấp thụ rung:
    • Bộ hấp thụ rung có tính chất nhớt: Phù hợp cho việc dập tắt dao động trên dải tần số rộng mà không cần phần tử đàn hồi, cấu trúc cơ khí đơn giản.
    • Bộ hấp thụ rung động lực: Ứng dụng phần tử đàn hồi kết hợp giảm chấn nhớt, cho hiệu quả hấp thụ dao động cao tại dải tần số cộng hưởng của hệ thống.
    • Tối ưu hóa tham số: Luận án giải bài toán tối ưu hóa hệ số đàn hồi và hệ số cản nhớt của bộ hấp thụ rung, đồng thời khảo sát đặc tính biên độ - tần số khi sử dụng đồng thời nhiều bộ hấp thụ rung để triệt tiêu các đỉnh cộng hưởng trong môi trường rung xóc khắc nghiệt.

Chương 3: Thuật toán điều khiển UAV sử dụng GINS đã hiệu chỉnh

Chương 3 xây dựng hệ thống thuật toán điều khiển tự động thiết bị bay không người lái dựa trên các thông số trạng thái nhận được từ hệ thống dẫn đường GINS đã được nâng cao độ chính xác.

  1. Mô hình toán học động lực học UAV:
    • Thiết lập các hệ tọa độ: hệ tọa độ quán tính ($i\text{-frame}$), hệ tọa độ cố định Trái đất ($e\text{-frame}$), hệ tọa độ địa lý ($n\text{-frame}$), hệ tọa độ liên kết thân ($b\text{-frame}$) và các hệ tọa độ bay trung gian $F_{v1}, F_{v2}$.
    • Thiết lập hệ phương trình vi phân chuyển động 6 bậc tự do phi tuyến mô tả chuyển động tịnh tiến (vận tốc $u, v, w$, vị trí $p_n, p_e, p_d$) và chuyển động quay quanh tâm khối (vận tốc góc $p, q, r$, các góc Euler: góc nghiêng ngang $\phi$, góc chúc ngóc $\theta$, góc hướng $\psi$).
  2. Tính toán tham số khí động học:
    • Sử dụng phần mềm Digital Datcom để tính toán các hệ số lực nâng ($C_L$), hệ số lực cản ($C_D$), hệ số lực dạt sườn ($C_m, C_Y$), các mô-men khí động ($L, M, N$) và các đạo hàm khí động học theo góc tấn $\alpha$, góc trượt cạnh $\beta$ và các góc lệch cánh lái (aileron $\delta_a$, elevator $\delta_e$, rudder $\delta_r$).
  3. Thiết kế các bộ điều khiển theo kênh:
    • Kênh chuyển động ngang (ổn định góc nghiêng ngang roll/cren): Xây dựng bộ điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu (MRAC-PID). Dựa trên luật MIT và hàm Lyapunov, thuật toán tự động hiệu chỉnh 3 tham số $K_p(t), K_i(t), K_d(t)$ để đáp ứng góc $\phi$ bám sát đầu ra của mô hình mẫu chuẩn bậc hai khi có nhiễu tác động hoặc khi tham số khí động của UAV biến thiên.
    • Kênh chuyển động dọc (ổn định góc chúc ngóc pitch và độ cao $h$): Thiết kế bộ điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu kết hợp bộ điều khiển toàn phương tuyến tính LQR và bộ dự báo trạng thái (State Predictor). Cấu trúc này cho phép ước lượng chính xác các biến trạng thái bị nhiễu và bù sai lệch điều khiển kênh độ cao trong các chế độ bay thay đổi.

Chương 4: Mô phỏng thuật toán nâng cao độ chính xác GINS ứng dụng vào bài toán điều khiển UAV

Chương 4 thực hiện mô phỏng số trên môi trường Matlab/Simulink nhằm kiểm chứng các thuật toán đã đề xuất ở Chương 2 và Chương 3:

  1. Mô phỏng ổn định đế GINS:
    • Đánh giá đáp ứng góc quay đế $\alpha_i$ và góc tiến động $\beta_i$ khi có và không có khâu khử tác động xen kênh 3 trục. Kết quả khẳng định cấu trúc bù chéo đã loại bỏ hoàn toàn hiện tượng dao động ký sinh giữa các trục.
    • Mô phỏng hệ thống đế gắn bộ hấp thụ rung động lực chịu kích thích nhiễu tại tần số cộng hưởng. Bộ hấp thụ rung tối ưu đã dập tắt nhanh biên độ dao động quá độ của đế, bảo đảm đế luôn giữ vững hướng trong không gian.
  2. Mô phỏng hệ thống điều khiển bay kín của UAV Orbiter-2:
    • Tích hợp mô hình phi tuyến 6-DOF, khối ước lượng trạng thái từ GINS, khối nhiễu khí quyển ngẫu nhiên Dryden và các bộ điều khiển MRAC-PID, MRAC-LQR.
    • Mô phỏng chế độ bay bám quỹ đạo không gian 3 chiều định trước: UAV bám sát quỹ đạo đặt, các góc Euler $(\phi, \theta, \psi)$ và vận tốc bay $V_a$ dao động trong giới hạn ổn định cho phép.
    • Mô phỏng chế độ bay cơ động thay đổi độ cao linh hoạt mô phỏng hoạt động bổ nhào tiếp cận mục tiêu mặt đất của UAV tự sát hoặc tên lửa hành trình. Kết quả cho thấy hệ thống điều khiển thích nghi giữ vững tính ổn định và độ chính xác bám quỹ đạo cao ngay cả khi có nhiễu gió mạnh.

Kết quả và những đóng góp mới

Luận án đã đạt được các kết quả khoa học và đóng góp mới sau:

  1. Về mặt lý luận:
    • Xây dựng hoàn chỉnh mô hình toán học động học và sai số của đế ổn định con quay lực 3 trục trực giao có tính đến đầy đủ các thành phần liên kết chéo của mô-men động học và lực cản nhớt.
    • Đề xuất giải pháp cấu trúc và thuật toán khử triệt để tác động xen kênh giữa 3 trục của đế ổn định GINS.
    • Phát triển phương pháp tính toán và tối ưu hóa tham số cho bộ hấp thụ rung có tính nhớt và bộ hấp thụ rung động lực, thiết lập cơ sở khoa học cho việc dập tắt dao động cơ học của đế ổn định trong các dải tần số nhiễu khác nhau.
    • Tổng hợp thành công cấu trúc điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu (MRAC-PID dựa trên luật MIT và hàm Lyapunov; MRAC-LQR kết hợp bộ dự báo trạng thái) cho các kênh chuyển động của UAV quân sự.
  2. Về mặt thực tiễn:
    • Ứng dụng thành công các thuật toán đề xuất vào mô hình động lực học thực tế của UAV Orbiter-2, chứng minh tính khả thi trong việc nâng cao độ chính xác dẫn đường và chất lượng điều khiển bay tự động.
    • Cung cấp giải pháp kỹ thuật có thể ứng dụng trực tiếp để cải tiến, nâng cấp và nâng cao độ chính xác của các hệ thống ổn định đế, hệ thống dẫn đường quán tính trên các trang thiết bị, khí tài quân sự (tên lửa, phương tiện bay) hiện có trong quân đội.
    • Bổ sung tài liệu khoa học phục vụ công tác giảng dạy, nghiên cứu chuyên sâu về điều khiển thiết bị bay và hệ thống dẫn đường quán tính tại các học viện, viện nghiên cứu chuyên ngành.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

  • Hạn chế: Các kết quả nghiên cứu của luận án chủ yếu được thực hiện và kiểm chứng thông qua mô hình toán học giải tích và mô phỏng số trên phần mềm Matlab/Simulink và Digital Datcom. Do điều kiện thực tế về bảo mật và trang thiết bị khí tài quân sự, luận án chưa thực hiện được các thử nghiệm bay thực tế (flight test) trên mô hình vật lý thực ngoài hiện trường.
  • Hướng nghiên cứu tiếp:
    • Triển khai thuật toán lên phần cứng nhúng chuyên dụng và tiến hành thử nghiệm mô phỏng bán tự nhiên (Hardware-in-the-Loop - HIL).
    • Nghiên cứu tích hợp sâu thuật toán ổn định đế GINS với các thuật toán lọc kết hợp phi tuyến hiện đại trong điều kiện tác chiến điện tử bị chế áp mạnh.
    • Mở rộng khảo sát động lực học và thuật toán điều khiển cho các phương tiện bay có tốc độ siêu âm và quỹ đạo cơ động phức tạp hơn.

Giá trị tham khảo

Luận án là tài liệu chuyên khảo có giá trị cao đối với:

  • Nghiên cứu sinh, học viên cao học và giảng viên: Chuyên ngành Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa, Kỹ thuật hàng không, Kỹ thuật tên lửa tại các cơ sở đào tạo kỹ thuật quân sự và dân sự. Phần phân tích động học con quay 3 trục (Chương 2) và thiết kế bộ điều khiển thích nghi MRAC-PID/LQR (Chương 3) là tài liệu tham khảo giá trị cho việc giảng dạy lý thuyết điều khiển hiện đại.
  • Kỹ sư và cán bộ nghiên cứu tại các Viện nghiên cứu quân sự: Cung cấp phương pháp luận và thuật toán cụ thể để khai thác, làm chủ công nghệ, phục hồi và nâng cấp hệ thống dẫn đường quán tính có đế trên các tổ hợp vũ khí, khí tài thế hệ cũ.
  • Nhà phát triển hệ thống điều khiển UAV: Cung cấp quy trình hoàn chỉnh từ việc tính toán tham số khí động học bằng Digital Datcom, xây dựng mô hình phi tuyến 6-DOF đến tổng hợp và mô phỏng vòng điều khiển kín bám quỹ đạo trong không gian 3 chiều.

Câu hỏi thường gặp

1. Tại sao luận án lựa chọn nghiên cứu hệ thống dẫn đường quán tính có đế (GINS) thay vì hệ thống không đế (SINS)?

Mặc dù SINS nhỏ gọn và có giá thành thấp nhờ cảm biến vi cơ MEMS, các cảm biến này gắn trực tiếp lên thân thiết bị bay nên chịu toàn bộ rung động và có sai số trôi dạt lớn theo thời gian. Đối với các phương tiện bay quân sự chiến thuật hoạt động với tốc độ lớn, thời gian dài và môi trường rung xóc khắc nghiệt, GINS sử dụng con quay cơ điện gắn trên đế ổn định cardan có độ chính xác và độ tin cậy vượt trội, cách ly tốt các tác động từ thân phương tiện mang.

2. Tác động xen kênh trong đế ổn định 3 trục của GINS phát sinh do đâu và được xử lý như thế nào?

Tác động xen kênh phát sinh do sự quay của trục ổn định này tạo ra mô-men tiến động và lực cản nhớt tác động chéo lên trục nhạy và trục quay của con quay khác trên cùng một đế. Luận án đã thiết lập hệ phương trình vi phân mô tả liên kết chéo và đưa vào các mạch bù tín hiệu sớm pha và ma trận bù chéo giữa 3 kênh, giúp triệt tiêu tương tác lẫn nhau và giữ cho đế ổn định nhanh chóng.

3. Nguyên lý của bộ hấp thụ rung động lực được luận án ứng dụng cho đế GINS là gì?

Bộ hấp thụ rung động lực gồm khối lượng phụ, phần tử đàn hồi và phần tử cản nhớt được gắn trực tiếp lên đế. Khi hệ thống chịu rung lắc ngoại lực ở dải tần số cộng hưởng, năng lượng dao động của đế được truyền sang và tích lũy vào phần tử đàn hồi của bộ hấp thụ rung, đồng thời một phần năng lượng bị tiêu tán thành nhiệt năng thông qua chất lỏng nhớt, giúp làm giảm biên độ dao động góc của đế.

4. Thuật toán điều khiển thích nghi nào được sử dụng cho kênh ổn định góc nghiêng ngang (roll/cren) của UAV?

Luận án sử dụng bộ điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu (MRAC-PID). Thuật toán kết hợp luật điều chỉnh tham số MIT và hàm ổn định Lyapunov để tự động hiệu chỉnh trực tuyến các hệ số $K_p, K_i, K_d$, bảo đảm góc nghiêng ngang $\phi$ luôn bám sát mô hình mẫu lý tưởng bất chấp sự thay đổi của tham số mô hình khí động và nhiễu loạn gió.

5. Dữ liệu khí động học của UAV trong luận án được xác định bằng công cụ nào?

Tác giả sử dụng phần mềm Digital Datcom để tính toán các hệ số lực nâng, lực cản, lực dạt sườn, các mô-men khí động và các đạo hàm khí động học theo góc tấn $\alpha$, góc trượt cạnh $\beta$ và độ lệch các cánh lái dựa trên cấu hình hình học và khối lượng thực tế của mẫu UAV Orbiter-2.

Kết luận

Luận án tiến sĩ của NCS Lê Tuấn Anh đã giải quyết một cách có hệ thống bài toán nâng cao độ chính xác của hệ thống dẫn đường quán tính có đế (GINS) thông qua các giải pháp khử tác động xen kênh 3 trục và tối ưu hóa bộ hấp thụ rung cơ học. Trên cơ sở thông tin dẫn đường đã hiệu chỉnh, luận án đã tổng hợp thành công các thuật toán điều khiển thích nghi hiện đại (MRAC-PID và MRAC-LQR) cho các kênh chuyển động của UAV Orbiter-2 trong không gian 3 chiều. Các kết quả nghiên cứu lý thuyết và mô phỏng số đã đóng góp giải pháp kỹ thuật hữu ích phục vụ công tác nghiên cứu, thiết kế mới cũng như cải tiến, nâng cấp các hệ thống dẫn đường và điều khiển khí cụ bay trong lĩnh vực quốc phòng.