Tổng quan luận án

Tính cấp thiết và khoảng trống nghiên cứu

Trong những thập kỷ gần đây, kỹ thuật quân sự thế giới có sự chuyển dịch mạnh mẽ hướng tới việc hạn chế sự tham gia trực tiếp của con người trên chiến trường thông qua các hệ thống vũ khí tự động như tên lửa hành trình, robot quân sự và phương tiện bay không người lái (UAV/UCAV). Các quốc gia có nền công nghiệp quốc phòng phát triển như Nga, Israel và Hoa Kỳ đã phát triển và khai thác nhiều dòng UAV hiện đại có khả năng hoạt động tầm xa, trần bay lớn và mang theo vũ khí tấn công chính xác.

Tại Việt Nam, nhiệm vụ bảo vệ chủ quyền lãnh thổ, vùng trời và vùng biển đặt ra yêu cầu cấp thiết về việc trang bị các loại UAV cỡ lớn có khả năng mang vũ khí và thiết bị trinh sát. Tuy nhiên, chương trình phát triển UAV trong nước vẫn đang ở giai đoạn sơ khai, công nghệ hàng không và các ngành công nghiệp phụ trợ còn hạn chế; các sản phẩm UAV hiện có chủ yếu phục vụ mục đích trinh sát chụp ảnh hoặc làm mục tiêu bay huấn luyện, chưa đáp ứng đầy đủ yêu cầu tác chiến hiện đại.

Trong khi đó, việc nghiên cứu hoán cải các máy bay chiến đấu có người lái thế hệ cũ không còn đủ điều kiện phục vụ bay thông thường thành các phương tiện bay chiến đấu không người lái (UCAV) thực hiện nhiệm vụ cảm tử hoặc công kích mục tiêu di động trên biển là một hướng đi thực tế. Tại Việt Nam, trước thời điểm luận án được công bố (năm 2020), chưa có công trình nào nghiên cứu toàn diện về việc hoán cải máy bay chiến đấu cũ thành UCAV thực hiện nhiệm vụ đặc thù. Do đó, tác giả Lê Ngọc Lân lựa chọn đề tài xây dựng bộ điều khiển tổng hợp gồm bộ ổn định và các thuật toán dẫn đường bám quỹ đạo bay cho UAV cánh bằng, áp dụng trực tiếp trên bộ tham số khí động của máy bay tiêm kích MiG-21.

Mục tiêu nghiên cứu

Mục tiêu tổng quát của luận án là xây dựng hệ thống điều khiển lái tự động (bộ điều khiển tổng hợp) cho UAV cánh bằng thực hiện nhiệm vụ chiến đấu, bao gồm:

  1. Xây dựng "Bộ ổn định" (vòng điều khiển trong) dựa trên thuật toán điều khiển hiện đại để điều khiển các cánh lái bám theo các tham số dẫn đường theo kênh dọc và kênh ngang.
  2. Xây dựng "Bộ điều khiển dẫn đường" (vòng điều khiển ngoài) bám quỹ đạo bay hỗn hợp để điều khiển UAV thực hiện đầy đủ các giai đoạn nhiệm vụ: bay hành trình trong không gian 3D, cơ động công kích mục tiêu di động trên biển ở độ cao thấp và tự động cơ động quay về hạ cánh.
  3. Tích hợp và kiểm chứng các thuật toán điều khiển trên hệ thống mô phỏng chuyến bay phi tuyến đầy đủ sử dụng bộ tham số của máy bay MiG-21.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu

  • Đối tượng nghiên cứu: Phương tiện bay không người lái cánh bằng (UAV cánh bằng), các phương pháp mô hình hóa động học bay phi tuyến, thuật toán điều khiển phi tuyến Backstepping và các thuật toán dẫn đường bám quỹ đạo không gian 3D.
  • Phạm vi nghiên cứu:
    • Về mô hình: Xây dựng mô hình động học phi tuyến 6 bậc tự do và mô hình rút gọn tách kênh độc lập (kênh dọc, kênh ngang) trên cơ sở bộ tham số khí động học, hình học và quán tính của máy bay MiG-21 ($Jx = 5400 \text{ kg}\cdot\text{m}^2$).
    • Về thuật toán điều khiển: Tập trung vào giai đoạn bay hành trình, công kích mục tiêu di động trên biển và giai đoạn cơ động hạ cánh cho tới thời điểm tiếp đất ($V_z^{TD}$). Luận án không đi sâu vào giai đoạn chạy đà cất cánh, quá trình hãm đà sau tiếp đất, điều khiển tay ga/lực đẩy động cơ ($\delta_t, P$) và thuật toán tự động đánh giá tình huống.
    • Về điều kiện môi trường: Các mô hình toán học giải tích trong luận án được thiết lập trong điều kiện giả thiết không có gió tác động.

Tổng quan tài liệu và vị trí của luận án

Các hướng nghiên cứu liên quan

Tác giả đã tổng hợp các hướng nghiên cứu trong nước và quốc tế liên quan đến mô hình hóa, hệ thống lái tự động và thuật toán điều khiển UAV:

  • Hướng nghiên cứu hoán cải máy bay chiến đấu thành UCAV: Văn bản trích dẫn các chương trình thử nghiệm hoán cải máy bay tiêm kích cũ thành phương tiện không người lái tại Hoa Kỳ qua các tài liệu [22], [25], [39].
  • Mô hình động học và hệ thống lái tự động truyền thống: Các công trình [1]÷[4], [7], [14], [24], [34], [41] cung cấp cơ sở lý thuyết về động học bay 6 bậc tự do và các hệ tọa độ. Tài liệu kỹ thuật của hệ thống lái tự động САУ-23ЕСН trên máy bay MiG-21 [9] trình bày các mạch vòng ổn định kinh điển dựa trên bộ điều khiển PID (ổn định góc nghiêng $\phi$, góc chúc ngóc $\theta$, góc hướng $\psi$ và độ cao $h$).
  • Ứng dụng thuật toán điều khiển Backstepping cho kênh dọc UAV: Các nghiên cứu [17], [29], [30] đã tiếp cận phương pháp Backstepping nhưng tồn tại hạn chế khi coi biến $u = \dot{q}$ là tín hiệu điều khiển trực tiếp, trong khi thực tế $u = \dot{q} = f(\alpha, q, \delta_e)$ phụ thuộc vào góc bẻ cánh lái lên xuống $\delta_e$; đồng thời các nghiên cứu này chưa chỉ rõ quy tắc xác định và hiệu chỉnh tham số góc tấn cân bằng $\alpha_0$.
  • Nghiên cứu điều khiển bám góc nghiêng trong nước: Nghiên cứu [5] áp dụng điều khiển góc nghiêng cho tên lửa dựa trên nguyên lý trượt để vòng (STT - Skid to Turn) với góc nghiêng cố định $\phi = 0$ và triệt tiêu các thành phần mômen thứ cấp ($C_{l_\beta}, C_{l_r}$). Ngược lại, máy bay và UAV cánh bằng chuyển hướng theo nguyên lý nghiêng để vòng (BTT - Bank to Turn), đòi hỏi phải bám liên tục góc nghiêng mong muốn $\phi_d$.

Khoảng trống luận án lựa chọn giải quyết

Luận án tập trung giải quyết các khoảng trống kỹ thuật sau:

  1. Khắc phục nhược điểm tham số cố định của bộ điều khiển PID trên САУ-23ЕСН bằng cách thiết kế bộ ổn định phi tuyến Backstepping thích nghi với sự thay đổi của các hệ số động học ($M_\alpha, M_q$) và tốc độ bay ($V_a$).
  2. Xác định chính xác góc bẻ cánh lái lên xuống $\delta_e$ và thuật toán tính toán góc tấn cân bằng $\alpha_0$ theo vận tốc đối không trong kênh dọc.
  3. Giải quyết bài toán bám quỹ đạo không gian 3D bằng phương pháp bám điểm đích ảo (VTP) phân tách thành hai mặt phẳng 2D độc lập, kết hợp hiệu chỉnh khoảng cách đích ảo $k_v$ theo hàm mũ để vừa giảm sai số bám tĩnh, vừa rút ngắn thời gian quá độ.
  4. Xây dựng giải thuật dẫn hạ cánh 2 đường cong nối tiếp trong kênh dọc nhằm khống chế vận tốc tiếp đất thẳng đứng $V_z^{TD}$ ở mức an toàn.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp nghiên cứu

Khung lý thuyết và các hệ tọa độ

Mô hình toán học của UAV được xây dựng trên nền tảng định luật 2 Newton cho vật rắn tuyệt đối 6 bậc tự do. Chuyển động của UAV được biểu diễn thông qua 7 hệ tọa độ chuẩn tắc:

Hệ tọa độ Ký hiệu Gốc tọa độ Quy ước các trục
Địa tâm (ECEF) $F_E (O_E x_E y_E z_E)$ Tâm Trái Đất $O_E z_E$ hướng cực Bắc, $O_E x_E$ đi qua kinh tuyến $0^\circ$, $O_E y_E$ tạo tam diện thuận.
Dẫn đường (Local Nav) $F_i (O_i x_i y_i z_i)$ Điểm cố định mặt đất Trục theo hướng Bắc - Đông - Dưới (NED: North - East - Down).
Trung gian (Chuẩn) $F_V (O_V x_V y_V z_V)$ Trọng tâm UAV Các trục song song với hệ NED ($O_V x_V$ Bắc, $O_V y_V$ Đông, $O_V z_V$ Dưới).
Liên kết (Body-fixed) $F_b (O_b x_b y_b z_b)$ Trọng tâm UAV $O_b x_b$ dọc thân hướng tới mũi, $O_b y_b$ sang cánh phải, $O_b z_b$ hướng xuống bụng.
Ổn định (Stability) $F_S (O_S x_S y_S z_S)$ Trọng tâm UAV Tạo bởi phép quay quanh $O_b y_b$ một góc tấn $\alpha$, $O_S x_S O_S y_S$ chứa vectơ không tốc.
Tốc độ (Wind frame) $F_W (O_W x_W y_W z_W)$ Trọng tâm UAV $O_W x_W$ trùng vectơ tốc độ đối không $V_a$, xác định qua góc tấn $\alpha$ và góc trượt $\beta$.
Quỹ đạo (Flight-path) $F_f (O_f x_f y_f z_f)$ Trọng tâm UAV $O_f x_f$ trùng vectơ tốc độ hành trình $V_g$, liên kết qua góc nghiêng $\gamma$ và góc hướng $\chi$.

Hệ phương trình động học và động lực học

Mô hình toán học phi tuyến đầy đủ bao gồm 12 phương trình vi phân trạng thái cơ bản:

  • Phương trình lực (Hệ tọa độ liên kết): $$\dot{u} = rv - qw - g\sin\theta + \frac{F_{x_{aero}} + F_{x_{prop}}}{m}$$ $$\dot{v} = -pw + ru + g\sin\phi\cos\theta + \frac{F_{y_{aero}}}{m}$$ $$\dot{w} = qu - pv + g\cos\phi\cos\theta + \frac{F_{z_{aero}}}{m}$$
  • Phương trình mômen: $$\dot{p} = \Gamma_1 pq - \Gamma_2 qr + \Gamma_3 l_{aero} + \Gamma_4 n_{aero}$$ $$\dot{q} = \Gamma_5 pr - \Gamma_6 (p^2 - r^2) + \frac{m_{aero}}{J_y}$$ $$\dot{r} = \Gamma_7 pq - \Gamma_1 qr + \Gamma_4 l_{aero} + \Gamma_8 n_{aero}$$ (Trong đó các hệ số $\Gamma_1 \div \Gamma_8$ phụ thuộc vào các mômen quán tính $J_x, J_y, J_z, J_{xz}$).
  • Phương trình động hình học (Euler và Quaternion): Liên hệ giữa tốc độ góc trong hệ liên kết ($p, q, r$) với đạo hàm góc Euler ($\dot{\phi}, \dot{\theta}, \dot{\psi}$) hoặc vectơ Quaternion ($q_0, q_x, q_y, q_z$).
  • Phương trình vị trí dẫn đường: Xác định vị trí địa lý ($\dot{p}_n, \dot{p}_e, \dot{p}_d$) và tọa độ kinh vĩ ($\phi, \lambda, h$) dựa trên ma trận chuyển đổi từ hệ liên kết sang hệ NED.

Phương pháp nghiên cứu và công cụ thực nghiệm

Luận án kết hợp nghiên cứu lý thuyết giải tích và phương pháp mô phỏng số:

  1. Thiết kế điều khiển: Sử dụng giải thuật điều khiển phi tuyến Backstepping (từng bước) dựa trên hàm Lyapunov để đảm bảo tính ổn định tiệm cận của mạch vòng kín.
  2. Kỹ thuật dẫn đường: Áp dụng nguyên lý bám điểm đích ảo (Virtual Target Point - VTP) và thuật toán bắn đón hình học.
  3. Nền tảng kiểm chứng: Xây dựng phần mềm mô phỏng trên Matlab-Simulink, ghép nối với phần mềm buồng tập lái máy bay để tạo thành "Hệ thống mô phỏng UAV" hoàn chỉnh.

Nội dung chính theo từng chương

Chương 1: Mô hình động học cho UAV cánh bằng và bộ ổn định cơ bản

Chương 1 thiết lập cơ sở toán học và kiến trúc điều khiển tổng thể cho UAV hoán cải từ tiêm kích MiG-21:

  • Xây dựng mô hình động học phi tuyến đầy đủ: Xác định toàn bộ lực khí động ($D, Y, L$), mômen khí động ($M_{roll}, M_{pitch}, M_{yaw}$) và ảnh hưởng của các cơ cấu cấu hình bay như thả càng ($\delta_{leg}$), cánh tà ($\delta_f$), tấm giảm tốc ($\delta_{break}$), treo thùng dầu phụ ($\delta_{Addfuel}$) và tên lửa ($\delta_{missile}$).
  • Xây dựng mô hình rút gọn tách kênh:
    • Kênh dọc: Giả thiết $\beta \approx 0, v \approx 0$ và $\phi \approx 0, p \approx 0, r \approx 0$, mô hình thu gọn về hệ phương trình mô tả biến thiên của góc tấn $\alpha$, tốc độ góc chúc ngóc $q$ và góc nghiêng quỹ đạo $\gamma$.
    • Kênh ngang: Rút gọn các phương trình mô tả góc trượt $\beta$, tốc độ góc nghiêng $p$, tốc độ góc hướng $r$ và góc nghiêng $\phi$.
  • Khảo sát hệ thống lái САУ-23ЕСН: Trình bày cấu trúc các mạch vòng ổn định cơ bản của MiG-21 gồm ổn định góc nghiêng qua cánh lái liệng $\delta_a$, góc chúc ngóc qua cánh lái lên xuống $\delta_e$, góc hướng qua cánh lái hướng $\delta_r$ và bộ giữ độ cao $h$.
  • Đề xuất cấu trúc điều khiển 2 vòng: Vòng ngoài (Bộ điều khiển dẫn đường) xuất tín hiệu đặt $\gamma_d, \phi_d$; Vòng trong (Bộ ổn định) tính toán tín hiệu điều khiển cánh lái $\delta_a, \delta_e, \delta_r$.
+-------------------------------------------------------------------------------+
|                      CẤU TRÚC HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN UAV                         |
+-------------------------------------------------------------------------------+
| Kế hoạch bay /    --> [ BỘ ĐIỀU KHIỂN DẪN ĐƯỜNG ] (Vòng ngoài)                |
| Đánh giá tình huống         |  (Tham số dẫn mong muốn: gamma_d, phi_d)        |
|                             v                                                 |
|                       [ BỘ ỔN ĐỊNH BACKSTEPPING ] (Vòng trong)                |
|                             |  (Tín hiệu cánh lái: delta_e, delta_a, delta_r) |
|                             v                                                 |
|                       [ MÔ HÌNH KHÍ ĐỘNG UAV MiG-21 ]                         |
|                             |                                                 |
|                             +---> Phản hồi trạng thái (p, q, r, phi, gamma) -> Vòng trong
|                             +---> Phản hồi vị trí (pn, pe, h, chi) ----------> Vòng ngoài
+-------------------------------------------------------------------------------+

Chương 2: Tổng hợp bộ ổn định ứng dụng điều khiển Backstepping cho UAV cánh bằng

Chương 2 tập trung tổng hợp thuật toán điều khiển vòng trong bằng phương pháp Backstepping:

  • Tổng hợp bộ điều khiển kênh dọc:
    • Đặt sai số bám góc nghiêng quỹ đạo $e_\gamma = \gamma - \gamma_d$.
    • Thiết kế biến điều khiển ảo cho góc chúc ngóc $\theta$ và tốc độ góc chúc ngóc $q$.
    • Tính toán trực tiếp tín hiệu điều khiển góc bẻ cánh lái lên xuống $\delta_e$ thông qua các hệ số đạo hàm khí động $M_\alpha, M_q, M_{\delta_e}$.
    • Xác định và bù giá trị góc tấn cân bằng $\alpha_0$ tương ứng với từng dải vận tốc $V_a$.
  • Tổng hợp bộ điều khiển kênh ngang:
    • Thiết lập sai số bám góc nghiêng $e_\phi = \phi - \phi_d$.
    • Lựa chọn hàm ứng viên Lyapunov $V_1 = \frac{1}{2}e_\phi^2$ và $V_2 = V_1 + \frac{1}{2}e_p^2$.
    • Tính toán góc bẻ cánh lái liệng $\delta_a$ để ổn định hệ thống.
  • Kết quả mô phỏng so sánh:
    • Tiến hành mô phỏng đáp ứng bám bước nhảy và bám tín hiệu điều hòa (chu kỳ $T = 60\text{s}$, biên độ $15^\circ$) ở các mức vận tốc đối không $V_a = 600\text{ km/h}$, $800\text{ km/h}$ và $900\text{ km/h}$.
    • Kết quả cho thấy bộ điều khiển Backstepping giúp UAV bám chính xác tín hiệu đặt, triệt tiêu sai số xác lập và có chất lượng quá độ ổn định hơn so với bộ ổn định kinh điển của САУ-23.

Chương 3: Tổng hợp bộ điều khiển dẫn đường bám quỹ đạo bay thực hiện nhiệm vụ cho UAV cánh bằng

Chương 3 giải quyết bài toán điều khiển dẫn đường vòng ngoài cho 3 kịch bản tác chiến:

  • Dẫn đường bám quỹ đạo hành trình (3D Waypoint Navigation):
    • Phân tách bài toán bám quỹ đạo 3D thành 2 bài toán độc lập trong mặt phẳng đứng và mặt phẳng ngang.
    • Sử dụng phương pháp bám điểm đích ảo (Virtual Target Point - VTP).
    • Đề xuất quy luật điều chỉnh tham số khoảng cách đích ảo $k_v$ theo hàm mũ: khi sai số lệch đường lớn, $k_v$ giảm để UAV nhanh chóng tiếp cận quỹ đạo; khi sai số nhỏ, $k_v$ tăng để chuyển động mượt, giảm thiểu dao động và triệt tiêu sai số tĩnh.
  • Luật dẫn công kích mục tiêu di động trên biển:
    • Xây dựng phương pháp dẫn bắn đón dựa trên thông tin tọa độ và vận tốc của mục tiêu di động.
    • Thiết lập quỹ đạo bay tiếp cận và bổ nhào công kích ở độ cao thấp nhằm hạn chế khả năng phát hiện của radar đối phương.
    • Khảo sát các kịch bản mục tiêu cơ động theo các hướng khác nhau ($90^\circ, 180^\circ$).
  • Luật dẫn tự động hạ cánh:
    • Thiết lập quỹ đạo hạ cánh chuẩn gồm giai đoạn cơ động tiếp cận đường băng và hạ cánh trực tiếp.
    • Đề xuất thuật toán dẫn hạ cánh trực tiếp trong mặt phẳng đứng $xOz$ theo 2 đường cong nối tiếp hoặc theo quỹ đạo hàm mũ, khống chế vận tốc lún khi chạm bánh $V_z^{TD}$ ở mức nhỏ, đảm bảo tiếp đất an toàn tại mốc quy định.

Chương 4: Mô phỏng trên mô hình phi tuyến đầy đủ của UAV cánh bằng

Chương 4 tích hợp toàn bộ các mô hình và thuật toán lên hệ thống mô phỏng số:

  • Xây dựng chương trình mô phỏng trên Matlab-Simulink: Thiết lập sơ đồ khối tích hợp đầy đủ 6 bậc tự do của máy bay MiG-21 cùng các khối chức năng của bộ điều khiển Backstepping và bộ dẫn đường VTP.
  • Ghép nối hệ thống mô phỏng buồng lái: Kết nối mô hình toán với giao diện hiển thị buồng lái và bản đồ dẫn đường thời gian thực.
  • Kịch bản mô phỏng kiểm chứng:
    1. Kịch bản 1: Bay bám quỹ đạo không gian 3D qua tập hợp các điểm đặt xác định trước.
    2. Kịch bản 2: Bay hành trình kết hợp chuyển trạng thái công kích mục tiêu di động trên biển ở độ cao thấp.
    3. Kịch bản 3: Bay hành trình, chuyển hướng quay về sân bay và tự động hạ cánh xuống đường băng.
  • Kết quả khảo sát: Các thông số trạng thái được trích xuất tại các mốc thời gian $30\text{s}, 150\text{s}, 300\text{s}, 600\text{s}$ và tại thời điểm tiếp đất chứng minh tính hội tụ và ổn định của toàn bộ hệ thống điều khiển.

Kết quả và những đóng góp mới

Những đóng góp mới về mặt khoa học

  1. Xây dựng mô hình động học phi tuyến hoàn chỉnh cho UAV hoán cải: Thiết lập thành công hệ phương trình vi phân mô tả chuyển động 6 bậc tự do trên cơ sở dữ liệu khí động học và quán tính của tiêm kích MiG-21; thực hiện phân tách kênh giải tích phục vụ thiết kế bộ điều khiển.
  2. Tổng hợp bộ ổn định thích nghi bằng phương pháp Backstepping: Phát triển thành công thuật toán điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo $\gamma$ (kênh dọc) qua cánh lái lên xuống $\delta_e$ và bám góc nghiêng $\phi$ (kênh ngang) qua cánh lái liệng $\delta_a$. Giải thuật tự động thích ứng với sự thay đổi vận tốc và tham số khí động, khắc phục triệt để hạn chế của bộ điều khiển PID cố định trên САУ-23.
  3. Phát triển thuật toán dẫn đường bám quỹ đạo hỗn hợp đa nhiệm vụ:
    • Hoàn thiện phương pháp bám điểm đích ảo VTP với cơ chế hiệu chỉnh khoảng cách $k_v$ theo hàm mũ trong không gian 3D.
    • Xây dựng luật dẫn bắn đón công kích mục tiêu cơ động trên biển ở trần bay thấp.
    • Thiết lập thuật toán dẫn hạ cánh 2 đường cong nối tiếp đảm bảo an toàn tiếp đất.

Ý nghĩa thực tiễn và giải pháp đề xuất

  • Cung cấp cơ sở khoa học và kỹ thuật cho việc hiện thực hóa phương án tái sử dụng, hoán cải các máy bay tiêm kích cũ (như MiG-21) đã hết niên hạn bay có người lái thành UCAV cảm tử mang tải trọng lớn.
  • Sản phẩm "Hệ thống mô phỏng UAV" trên nền Matlab-Simulink kết hợp buồng tập lái là công cụ trực quan phục vụ công tác nghiên cứu, thử nghiệm thuật toán điều khiển mới và huấn luyện kíp điều khiển bay quân sự.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

Hạn chế của công trình

  • Giả thiết môi trường: Các thuật toán điều khiển và mô hình toán học giải tích chưa tính đến nhiễu loạn gió phức tạp (gió giật, gió cắt).
  • Phạm vi điều khiển cơ cấu chấp hành: Chưa nghiên cứu thuật toán điều khiển tự động động cơ/tay ga ($\delta_t$) và lực đẩy ($P$).
  • Giai đoạn bay: Chưa tổng hợp thuật toán cho giai đoạn chạy đà cất cánh và quá trình phanh hãm đà sau khi bánh tiếp đất.
  • Logic chuyển nhiệm vụ: Chưa xây dựng mô-đun thuật toán tự động nhận dạng và đánh giá tình huống chiến thuật; việc chuyển đổi trạng thái giữa bay hành trình, tấn công và hạ cánh trong mô phỏng còn dựa trên các tình huống giả lập.

Hướng nghiên cứu phát triển

  • Mở rộng thuật toán điều khiển tự động bám quỹ đạo có bù nhiễu gió và ước lượng trạng thái trong điều kiện khí động học bất định.
  • Nghiên cứu tích hợp vòng điều khiển tay ga tự động (Autothrottle) để kiểm soát chính xác vận tốc dọc trục trong mọi chế độ bay.
  • Hoàn thiện thuật toán điều khiển giai đoạn cất cánh tự động và xả dù/phanh bánh đà sau khi tiếp đất.

Giá trị tham khảo

Luận án là tài liệu chuyên khảo hữu ích cho các nhóm đối tượng:

  • Nghiên cứu sinh, học viên cao học: Chuyên ngành Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa, Kỹ thuật Hàng không, Tên lửa và Thiết bị bay tham khảo phương pháp ứng dụng giải thuật Backstepping trong điều khiển đối tượng phi tuyến đa biến.
  • Kỹ sư thiết kế, nghiên cứu viên quân sự: Tham khảo bộ thông số khí động học MiG-21 (Phụ lục A) và phương pháp xây dựng hệ thống mô phỏng chuyến bay phục vụ chuyển đổi phương tiện bay có người lái thành UAV.
  • Cán bộ quản lý kỹ thuật và tác chiến Phòng không - Không quân: Tham khảo cơ sở khoa học về tính khả thi của phương án hoán cải vũ khí trang bị kỹ thuật thế hệ cũ phục vụ nhiệm vụ bảo vệ biển đảo.

Câu hỏi thường gặp

1. Tại sao luận án lại lựa chọn phương pháp điều khiển Backstepping thay thế cho bộ lái tự động САУ-23 có sẵn trên máy bay MiG-21?

Hệ thống САУ-23 sử dụng các mạch vòng điều khiển PID tuyến tính với hệ số khuếch đại cố định, chỉ hoạt động tối ưu ở điểm cân bằng thiết kế chuẩn. Khi bay ở các dải tốc độ khác nhau ($600 \div 900\text{ km/h}$) và cấu hình thay đổi (thả cánh tà, mang vũ khí), các hệ số khí động học biến thiên mạnh khiến chất lượng điều khiển suy giảm. Bộ điều khiển Backstepping là phương pháp phi tuyến dựa trên hàm Lyapunov, cho phép tính toán trực tiếp góc bẻ cánh lái ($\delta_e, \delta_a$) thích nghi liên tục theo các tham số động học thực tế.

2. Nguyên lý dẫn đường theo điểm đích ảo (VTP) trong luận án được cải tiến như thế nào?

Luận án phân tách bài toán không gian 3D thành hai chuyển động độc lập trong mặt phẳng đứng và mặt phẳng ngang. Tác giả bổ sung thuật toán hiệu chỉnh tham số khoảng cách điểm đích ảo $k_v$ thay đổi theo hàm mũ: khi khoảng cách lệch đường lớn, $k_v$ tự động thu hẹp để UAV nhanh chóng tiếp cận tim quỹ đạo; khi UAV đã vào gần quỹ đạo, $k_v$ tăng dần để triệt tiêu dao động quá lố và loại bỏ sai số tĩnh.

3. Phương pháp chuyển hướng của UAV trong luận án khác gì so với điều khiển tên lửa?

Tên lửa thường sử dụng phương pháp trượt để vòng (STT - Skid to Turn), duy trì góc nghiêng $\phi = 0$ và dùng cánh lái hướng để quay vòng. Ngược lại, máy bay tiêm kích và UAV cánh bằng chuyển hướng theo phương pháp nghiêng để vòng (BTT - Bank to Turn), tức là tạo góc nghiêng thân máy bay $\phi$ thông qua cánh lái liệng để thành phần lực nâng hướng vào tâm vòng lượn, do đó bộ điều khiển ngang phải bám chính xác giá trị góc nghiêng mong muốn $\phi_d$.

4. Giải thuật hạ cánh tự động trong luận án giải quyết yêu cầu kỹ thuật nào?

Giải thuật dẫn hạ cánh trực tiếp trong mặt phẳng đứng $xOz$ sử dụng quỹ đạo 2 đường cong nối tiếp (hoặc hàm mũ) để điều khiển đồng thời quỹ đạo tiếp cận và giảm dần góc nghiêng quỹ đạo, đảm bảo vận tốc thẳng đứng tại thời điểm tiếp đất ($V_z^{TD}$) đạt giá trị nhỏ nằm trong giới hạn chịu lực của càng máy bay và chạm đất chính xác tại vị trí mốc quy định.

5. Những giới hạn chính về mặt đối tượng và môi trường trong nghiên cứu này là gì?

Mô hình toán học của luận án chưa tính đến tác động của trường gió và nhiễu loạn khí quyển; chưa nghiên cứu bộ điều khiển lực đẩy/tay ga động cơ ($\delta_t, P$); không bao gồm giai đoạn chạy đà cất cánh và quá trình hãm đà sau khi tiếp đất.

Kết luận

Luận án tiến sĩ kỹ thuật của tác giả Lê Ngọc Lân đã giải quyết thành công bài toán tổng hợp bộ điều khiển lái tự động 2 vòng cho UAV cánh bằng trên cơ sở dữ liệu mô hình tiêm kích MiG-21. Bằng việc kết hợp thuật toán phi tuyến Backstepping ở vòng ổn định và giải thuật bám điểm đích ảo VTP ở vòng dẫn đường, công trình đảm bảo khả năng bám quỹ đạo không gian 3D, cơ động tấn công mục tiêu di động trên biển ở độ cao thấp và tự động hạ cánh an toàn. Toàn bộ các thuật toán đề xuất đã được kiểm chứng tin cậy thông qua hệ thống mô phỏng tích hợp phần mềm Matlab-Simulink và buồng lái thực tế. Kết quả nghiên cứu là tài liệu kỹ thuật có giá trị khoa học và thực tiễn cao, phục vụ định hướng hoán cải máy bay chiến đấu cũ thành UCAV thực hiện các nhiệm vụ chiến đấu bảo vệ chủ quyền biển đảo.