Bối cảnh và vấn đề nghiên cứu

Trong bối cảnh khoa học công nghệ phát triển, các hệ thống tự động hóa và thiết bị bay không người lái (UAV - Unmanned Aerial Vehicles) ngày càng giữ vai trò quan trọng trong việc thay thế con người thực hiện các nhiệm vụ tại môi trường nguy hiểm hoặc địa hình phức tạp. Các ứng dụng thực tiễn của UAV bao gồm giám sát cháy rừng, theo dõi hoạt động núi lửa, tuần tra an ninh, khảo sát hang động - vực sâu, hỗ trợ nông nghiệp (phun thuốc trừ sâu) và trinh sát quân sự (vẽ bản đồ, do thám). Tại thời điểm thực hiện đề tài (năm học 2016 - 2017), các nghiên cứu và ứng dụng về thiết bị bay đa cánh (multi-copter), đặc biệt là mô hình ba cánh (Tricopter), vẫn còn tương đối mới mẻ đối với sinh viên ngành kỹ thuật trong nước, đòi hỏi sự tích hợp liên ngành giữa cơ học, khí động lực học, kỹ thuật vi điều khiển, kỹ thuật cảm biến và lý thuyết điều khiển tự động.

Khóa luận tốt nghiệp "Mô hình máy bay điều khiển từ xa Tricopter" do sinh viên Hoàng Ngọc Dũng thực hiện dưới sự hướng dẫn của ThS. Nguyễn Văn Hiệp tại Khoa Đào tạo Chất lượng cao, Trường Đại học Sư phạm Kỹ thuật TP. Hồ Chí Minh (ngành Công nghệ Kỹ thuật Điện tử Truyền thông) tập trung vào việc nghiên cứu nguyên lý vận hành và chế tạo thử nghiệm một mô hình bay ba cánh hoàn chỉnh.

Theo văn bản nhiệm vụ và nội dung đồ án, các mục tiêu và nhiệm vụ nghiên cứu cụ thể được xác định bao gồm:

  1. Nghiên cứu ứng dụng bo mạch Arduino vào bài toán điều khiển máy bay.
  2. Tìm hiểu nguyên lý hoạt động và giao tiếp với cảm biến quán tính MPU-6050.
  3. Giải quyết bài toán cân bằng động cho mô hình máy bay theo 3 trục tọa độ không gian (x, y, z).
  4. Tìm hiểu nguyên lý cấu tạo, đặc tính kỹ thuật và phương pháp điều khiển hoạt động của bộ điều tốc điện tử ESC (Electronic Speed Controller).
  5. Nghiên cứu cấu tạo, nguyên lý vận hành và mô hình toán học của động cơ một chiều không chổi than (Brushless DC motor - BLDC).
  6. Thiết kế và gia công cơ khí khung sườn Tricopter bằng vật liệu nhôm nhỏ gọn, nhẹ và cân bằng trọng tâm.
  7. Xây dựng và nhúng giải thuật điều khiển cân bằng PID lên mô hình thực nghiệm, cho phép điều khiển bay thông qua tay cầm vô tuyến.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu:

  • Đối tượng nghiên cứu chính: Mô hình máy bay ba cánh Tricopter thực tế. Các đối tượng kỹ thuật liên quan bao gồm cảm biến đo lường quán tính MPU-6050, bo mạch vi điều khiển Arduino Uno, bộ điều tốc ESC, động cơ BLDC, động cơ servo và hệ thống điều khiển vô tuyến.
  • Phạm vi nghiên cứu: Về mặt thời gian, đề tài được triển khai từ ngày 12/09/2016 đến ngày 17/02/2017. Về mặt kỹ thuật, nghiên cứu giới hạn ở việc thiết kế khung cơ khí đơn giản công suất nhỏ; sử dụng bo mạch vi điều khiển thương mại Arduino Uno làm khối điều khiển trung tâm (thay vì thiết kế bo mạch vi xử lý chuyên dụng); ứng dụng giải thuật điều khiển PID kinh điển để ổn định góc nghiêng và cân bằng động trên mô hình thực nghiệm.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp

Khóa luận thiết lập nền tảng tính toán dựa trên các lý thuyết vật lý, cơ học chuyển động và kỹ thuật điều khiển tự động:

  1. Nguyên lý bay và động lực học Tricopter: Khác với máy bay bốn cánh (Quadcopter) triệt tiêu mômen xoắn bằng hai cặp cánh quay ngược chiều nhau, Tricopter chỉ có ba cánh quạt nâng chính. Để triệt tiêu mômen phản lực quanh trục thẳng đứng (trục Z - Yaw), hai rotor phía trước (rotor 2 và rotor 3) được thiết lập quay ngược chiều nhau để tự cân bằng mômen ($M = F \cdot l$). Rotor phía đuôi (rotor 1) quay tạo ra một mômen làm thân máy bay có xu hướng tự xoay quanh trục Z. Để đạt trạng thái cân bằng mômen tổng ($M_z = 0$), động cơ đuôi được gắn trên một cơ cấu xoay sử dụng động cơ servo, cho phép nghiêng một góc $\alpha$ nhất định nhằm tạo ra thành phần lực ngang $F_y$ triệt tiêu hoàn toàn mômen xoay không mong muốn này. Các chuyển động cơ bản được định nghĩa theo hệ tọa độ máy bay:

    • Nâng/Hạ (Thrust - trục Z): Tăng hoặc giảm đồng đều vận tốc quay của cả 3 rotor.
    • Lắc ngang (Roll - quanh trục X): Điều chỉnh chênh lệch tốc độ giữa rotor trái và rotor phải.
    • Chúi/Ngửa (Pitch - quanh trục Y): Điều chỉnh chênh lệch tốc độ giữa 2 rotor trước và rotor đuôi.
    • Xoay hướng (Yaw - quanh trục Z): Điều khiển góc nghiêng $\alpha$ của động cơ servo gắn ở đuôi.

  2. Phương trình toán học và động lực học vật rắn: Dựa trên định luật II Newton, hệ phương trình chuyển động phi tuyến mô tả lực và mômen của UAV được áp dụng:

    • Phương trình lực: $$F_x = m(\dot{u} - rv + qw) + mg\sin\theta$$ $$F_y = m(\dot{v} + ru + pw) - mg\sin\Phi\cos\theta$$ $$F_z = m(\dot{w} + pv - qr) - mg\cos\Phi\cos\theta$$
    • Phương trình mômen: $$L = I_{xx}\dot{p} - qr(I_{yy} - I_{zz}) - I_{xz}pq$$ $$N = I_{zz}\dot{r} - pq(I_{xx} - I_{yy}) - I_{xz}qr$$ Trong đó, $m$ là tổng khối lượng; $(u, v, w)$ và $(p, q, r)$ lần lượt là vận tốc tịnh tiến và vận tốc góc; $(\Phi, \theta, \psi)$ là các góc Euler; $I_{xx}, I_{yy}, I_{zz}, I_{xz}$ là các mômen quán tính quay. Mối liên hệ điều khiển vận tốc rotor được biểu diễn qua phương trình chuyển đổi: $$\Omega_1 = \Omega_{nom} + \frac{\delta_{col}}{3} + \frac{\delta_{lon}}{3}$$

  3. Hệ thống đo lường quán tính (IMU) và cảm biến MPU-6050: Hệ thống IMU kết hợp cảm biến gia tốc 3 trục (Accelerometer) và con quay hồi chuyển 3 trục (Gyroscope) vi cơ điện tử (MEMS). Con quay hồi chuyển đo vận tốc góc dựa trên sự xuất hiện của lực Coriolis tác động lên khối vi cấu trúc dao động (proof mass), làm thay đổi điện dung cực bản. Góc nghiêng được xác định thông qua tích phân vận tốc góc theo thời gian. Tác giả khảo sát các quy ước góc Euler và ứng dụng góc Tait-Bryan (quy luật quay $zyx$: Roll quanh trục x, Pitch quanh trục y, Yaw quanh trục z) phù hợp cho khí cụ bay. Hiện tượng trôi sai số tích lũy (drift) của con quay hồi chuyển cũng được nhận diện như một giới hạn tự nhiên của hệ đo quán tính.

  4. Lý thuyết bộ điều khiển PID: Cấu trúc điều khiển phản hồi vòng kín được dùng để tối thiểu hóa sai số giữa góc nghiêng thực tế đo từ cảm biến và góc nghiêng mong muốn từ bộ thu tín hiệu:

    • Khâu tỷ lệ: $P_{out} = K_p \cdot e(t)$ tác động tỷ lệ trực tiếp với sai số hiện tại.
    • Khâu tích phân: $I_{out} = K_i \int e(t)dt$ tích lũy tổng sai số trong quá khứ nhằm triệt tiêu sai số xác lập.
    • Khâu vi phân: $D_{out} = K_d \frac{de(t)}{dt}$ phản ứng với tốc độ biến thiên sai số, đóng vai trò như lực hãm làm giảm hiện tượng vọt lố và tăng tính ổn định dao động.

Phương pháp nghiên cứu thực tế bao gồm:

  • Phương pháp tổng hợp lý thuyết: Kế thừa các tài liệu nghiên cứu, công bố khoa học trong và ngoài nước về khí động học UAV và điều khiển PID.
  • Phương pháp tính toán và thiết kế kỹ thuật: Tính toán lực nâng, công suất tiêu thụ và kết cấu khung cơ khí.
  • Phương pháp thực nghiệm: Lắp ráp phần cứng từ các linh kiện tiêu chuẩn, lập trình hệ thống nhúng trên Arduino Uno, và hiệu chỉnh thủ công các hệ số $K_p, K_i, K_d$ dựa trên phản ứng thực tế của mô hình bay.

Thiết kế và triển khai

Hệ thống được thiết kế theo cấu trúc hệ thống nhúng điều khiển vòng kín với các khối chức năng liên kết chặt chẽ:

[Khối phát lệnh: FlySky FS-i6] 
[Khối thu tín hiệu] 
[Khối ESC 1 & BLDC 1]   [Khối ESC 2 & BLDC 2]   [Khối ESC 3 & BLDC 3]
                                                [Khối Servo lái đuôi]

Yêu cầu kỹ thuật và phương trình lựa chọn linh kiện

Các thông số kỹ thuật được xác lập dựa trên các ràng buộc tính toán vật lý:

  • Yêu cầu số kênh điều khiển: 3 động cơ nâng và 1 động cơ servo đuôi đòi hỏi tối thiểu 4 ngõ ra điều biến độ rộng xung (PWM) trên bo mạch điều khiển.
  • Cân bằng lực nâng: Với tổng khối lượng máy bay ước tính $M_{tricopter} \approx 1\text{ kg}$, điều kiện thắng trọng lực là: $$3 \times F_{nâng} > M_{tricopter}$$ Tác giả lựa chọn động cơ BLDC Emax 810kv có khả năng cung cấp lực nâng danh định $F_{nâng} \approx 1\text{ kg}$/động cơ, tạo ra tổng lực nâng tối đa khoảng 3 kg (đảm bảo hệ số lực nâng/trọng lượng đạt ngưỡng an toàn để cơ động).
  • Lựa chọn bộ điều tốc ESC: Đảm bảo dòng điện cực đại của ESC lớn hơn dòng tiêu thụ danh định tối đa của động cơ nhằm tránh quá nhiệt và hư hỏng linh kiện công suất: $$I_{maxESC} > I_{dcmax}$$
  • Dung lượng nguồn pin: Đáp ứng thời gian bay liên tục tối thiểu 4 phút, thỏa mãn biểu thức dòng xả: $$I_{pinmax} > (3 \times I_{dcmax}) + I_{servo} + I_{control}$$
  • Cơ cấu xoay servo: Lực giữ mômen của servo phải thắng lực nâng khí động của động cơ đuôi để duy trì góc nghiêng ổn định: $$F_{giữ góc} > F_{nâng}$$

Đặc tính thông số kỹ thuật của các thành phần phần cứng

Thành phần Tên linh kiện / Model Thông số kỹ thuật chính từ văn bản
Bộ điều khiển trung tâm Arduino Uno R3 Vi điều khiển ATmega328P, thạch anh 16 MHz, bộ nhớ Flash 32 KB, 14 chân I/O số (6 chân PWM: 3, 5, 6, 9, 10, 11), 6 chân analog (A0–A5), điện áp 7–12V, dòng ngõ ra I/O tối đa 40mA
Cảm biến quán tính MPU-6050 Tích hợp Gyroscope 3 trục và Accelerometer 3 trục, giao tiếp vi điều khiển qua bus $I^2C$ (chân A4-SDA, A5-SCL)
Động cơ nâng chính Emax BLDC Motor Động cơ một chiều không chổi than, chỉ số tốc độ 810kv, kích từ bằng nam châm vĩnh cửu trên vỏ rotor, stator 3 pha lệch $120^\circ$
Bộ điều tốc Skywalker 40A Biến đổi DC thành AC 3 pha lệch $120^\circ$, điều khiển công suất bằng cầu MOSFET, tín hiệu điều khiển PWM, dòng tải tối đa 40A
Cơ cấu góc nghiêng Động cơ Servo Động cơ hồi tiếp vị trí góc, điều khiển bằng chuỗi xung PWM tần số 50 Hz (chu kỳ 20ms, độ rộng xung 1–2 ms)
Nguồn năng lượng Pin LiPo 3S Pin Lithium Polymer 3 cell, điện áp danh định 11.1V, dung lượng lưu trữ 2200 mAh
Cánh quạt nâng Cánh 10x4.5 (EPP1045) Đường kính 10 inch, bước xoắn 4.5 inch, bao gồm cánh thuận (CW) và cánh nghịch (CCW)
Hệ thống điều khiển vô tuyến FlySky FS-i6 6 kênh điều khiển, tần số sóng mang 2.4 GHz (chuẩn AFHDS 2A), băng thông 500 Hz, cự ly điều khiển 300–600 m, cấu hình Stick Mode 2

Thiết kế kết cấu cơ khí

Khung máy bay được thiết kế theo cấu hình chữ Y đối xứng nhằm tối ưu trọng lượng và độ bền cơ học:

  • Vật liệu chế tạo: Nhôm hộp định hình rỗng ruột, tiết diện chữ nhật kích thước $1 \times 2\text{ cm}$, độ dày thành nhôm 1.5 mm.
  • Kích thước phân bố: Nhánh đòn bên trái và bên phải có chiều dài 15 cm; nhánh đòn phía đuôi có chiều dài 17 cm.
  • Bố trí không gian: Ba nhánh được định vị lệch nhau một góc chính xác $120^\circ$, giao nhau tại tâm đặt trọng tâm máy bay và khối pin/bo mạch điều khiển.

Nội dung chính theo từng chương

Chương 1: Tổng quan

Chương 1 giới thiệu tổng quan về xu hướng phát triển của các hệ thống thiết bị bay không người lái tự động trên thế giới và trong nước. Tác giả nêu bật tính cấp thiết của việc tiếp cận mô hình Tricopter - một cấu trúc bay đòi hỏi kỹ thuật giải quyết bài toán cân bằng mômen phức tạp hơn so với Quadcopter. Chương này xác định rõ 7 mục tiêu kỹ thuật, khoanh vùng phạm vi nghiên cứu thực nghiệm trên khung nhôm tự chế và vi điều khiển mã nguồn mở, đồng thời phác thảo cấu trúc tổng thể 6 chương của khóa luận.

Chương 2: Cơ sở lý thuyết

Chương 2 tập trung xây dựng mô hình lý thuyết toàn diện cho khí cụ bay ba cánh:

  • Phân tích cơ chế sinh lực nâng và mômen xoắn: làm rõ hiện tượng mất cân bằng mômen trục đứng do số lượng rotor lẻ và giải pháp nghiêng rotor đuôi bằng động cơ servo.
  • Thiết lập hệ phương trình động lực học phi tuyến mô tả chuyển động tịnh tiến và quay theo các trục tọa độ Descartes dựa trên định luật Newton.
  • Trình bày nguyên lý hệ thống đo quán tính IMU, cấu tạo chi tiết của con quay hồi chuyển cơ học, con quay hồi chuyển vi cơ điện tử MEMS (dựa trên lực Coriolis) và con quay quang học (dựa trên hiệu ứng Sagnac và cấu trúc vòng laser RLG).
  • Định nghĩa các hệ trục tọa độ không gian Euler và quy ước góc Tait-Bryan sử dụng trên máy bay, thiết lập ma trận đạo hàm tích phân chuyển đổi vận tốc góc sang các góc Roll, Pitch, Yaw.
  • Trình bày giải thuật điều khiển hồi tiếp PID, cơ chế hoạt động của từng khâu tỷ lệ ($K_p$), tích phân ($K_i$), vi phân ($K_d$), các hiện tượng vọt lố, dao động và quy trình hiệu chỉnh tham số PID thực nghiệm.

Chương 3: Giới thiệu các linh kiện

Chương 3 trình bày chi tiết thông số, nguyên lý và cấu tạo của các phần tử phần cứng được lựa chọn:

  • Động cơ BLDC: Phân tích kết cấu rotor nam châm ngoài và stator cuộn dây trong, nguyên lý chuyển mạch điện tử dựa trên phản hồi suất điện động ngược (Back-EMF) và mô hình toán học mạch điện động cơ ba pha.
  • Bo mạch Arduino Uno: Trình bày sơ đồ chân, chức năng các cổng giao tiếp ngoại vi (SPI, I2C, UART), thông số chip ATmega328P và giới hạn dòng/áp.
  • Bộ điều tốc ESC: Trình bày sơ đồ khối khối điều khiển vi xử lý và tầng công suất nghịch lưu MOSFET chuyển đổi nguồn DC sang nguồn xung 3 pha.
  • Pin LiPo: Cơ chế hoạt động hóa học, quy ước đặt tên kích thước, đặc tính phóng dòng không tuyến tính và cách tính toán thời gian xả.
  • Động cơ Servo và cơ cấu điều khiển góc bằng độ rộng xung từ 1 ms đến 2 ms trên tần số chuẩn 50 Hz.
  • Cánh quạt 1045 và bộ thu phát vô tuyến FlySky FS-i6 sử dụng giao thức 2.4 GHz AFHDS 2A.

Chương 4: Thiết kế

Chương 4 hiện thực hóa các yêu cầu kỹ thuật thành sơ đồ thiết kế chi tiết:

  • Thiết lập hệ phương trình bất đẳng thức lựa chọn tải trọng nâng, dòng điện cực đại của ESC, dung lượng dòng xả của pin LiPo và lực mômen giữ của động cơ servo đuôi.
  • Thiết kế kết cấu cơ khí khung nhôm hình chữ Y (nhánh trước 15 cm, nhánh sau 17 cm, góc lệch $120^\circ$).
  • Xây dựng sơ đồ khối kết nối toàn hệ thống, sơ đồ đi dây tín hiệu điều khiển giữa vi điều khiển Arduino với MPU-6050, bộ thu FlySky, 3 cụm ESC và servo đuôi, cùng sơ đồ phối ghép đường truyền công suất nguồn từ pin LiPo 3S.

Chương 5: Thi công

Chương 5 mô tả quy trình hiện thực hóa mô hình vật lý và lập trình điều khiển:

  • Quy trình cắt gọt, khoan định vị và lắp ghép khung sườn nhôm chữ nhật $1 \times 2\text{ cm}$; gá đặt 3 động cơ BLDC và cụm cơ cấu servo nghiêng trục động cơ đuôi.
  • Lắp ráp bo mạch Arduino Uno, cảm biến MPU-6050 vào vị trí trọng tâm khung, hoàn thiện hệ thống dây dẫn và dán decal trang trí/bảo vệ.
  • Xây dựng lưu đồ giải thuật phần mềm nhúng: Khởi tạo bus $I^2C$, đọc dữ liệu thô từ MPU-6050, tính toán góc nghiêng hiện tại, tiếp nhận tín hiệu xung PWM từ tay cầm FlySky qua bộ thu, thực thi giải thuật PID để tính giá trị bù sai số và xuất xung điều khiển tốc độ tới 3 bộ ESC cùng góc xoay servo đuôi.

Chương 6: Kết luận và hướng phát triển

Chương 6 tổng kết toàn bộ kết quả chế tạo và thử nghiệm bay của mô hình Tricopter. Tác giả thẳng thắn chỉ ra các nhược điểm kỹ thuật còn tồn tại trên mô hình thực nghiệm và đề xuất các giải pháp nâng cấp phần cứng, phần mềm trong giai đoạn phát triển tiếp theo.

Kết quả và đóng góp

Kết quả kỹ thuật đạt được

  • Chế tạo hoàn chỉnh mô hình vật lý máy bay ba cánh Tricopter với tổng khối lượng xấp xỉ 1 kg, đạt được sự cân bằng trọng tâm cơ khí thông qua cấu trúc khung nhôm hộp rỗng ($1 \times 2\text{ cm}$, dày 1.5 mm).
  • Tích hợp thành công bo mạch vi điều khiển Arduino Uno với cảm biến quán tính MPU-6050 thông qua chuẩn giao tiếp $I^2C$, thực hiện trích xuất dữ liệu vận tốc góc và gia tốc để tính toán góc Euler theo thời gian thực.
  • Thiết lập thành công hệ thống xuất tín hiệu điều khiển độc lập 4 kênh PWM: 3 kênh điều khiển tốc độ 3 động cơ BLDC Emax 810kv qua bộ điều tốc Skywalker 40A và 1 kênh điều khiển vị trí góc quay của động cơ servo đuôi.
  • Triển khai và nhúng thành công giải thuật điều khiển cân bằng PID lên vi điều khiển, cho phép mô hình thực hiện các trạng thái bay cơ bản (cất cánh, hạ cánh, dịch chuyển theo các trục Roll, Pitch, Yaw) thông qua tín hiệu tay điều khiển FlySky FS-i6 ở dải tần 2.4 GHz.

Giải pháp và kiến nghị của tác giả

  • Ứng dụng giải pháp cơ cấu nghiêng động cơ đuôi (sử dụng động cơ servo liên kết trực tiếp) để giải quyết bài toán mômen xoay quanh trục đứng (Yaw), loại bỏ sự cần thiết của hệ trục đồng trục phức tạp.
  • Sử dụng phương pháp hiệu chỉnh PID thủ công theo từng bước thực nghiệm: Thiết lập ban đầu $K_p = K_i = K_d = 0$, tăng dần $K_p$ tạo phản ứng đáp ứng ban đầu, bổ sung $K_d$ để dập tắt dao động và vọt lố, sau đó tinh chỉnh $K_i$ nhằm triệt tiêu sai số xác lập đưa hệ thống về điểm đặt.
  • Phối hợp giữa cánh thuận (CW) và cánh nghịch (CCW) loại 1045 để hỗ trợ triệt tiêu một phần mômen xoắn khí động học.

Đóng góp của đề tài

  • Hệ thống hóa cơ sở lý thuyết khí động học và động lực học vật rắn chuyên biệt cho cấu hình máy bay ba cánh Tricopter.
  • Cung cấp tài liệu thực nghiệm chi tiết về phương pháp tính toán, lựa chọn phối ghép phần cứng (động cơ, ESC, pin LiPo, vi điều khiển) cho một hệ thống bay đa cánh tự chế với chi phí tiết kiệm.
  • Chứng minh tính khả thi của việc ứng dụng vi điều khiển 8-bit giá rẻ (ATmega328P trên Arduino Uno) trong các bài toán điều khiển bay thời gian thực yêu cầu xử lý tín hiệu cảm biến quán tính.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

Hạn chế ghi nhận từ thực nghiệm

  • Nhiễu rung chấn cơ học: Quá trình quay tốc độ cao của 3 động cơ BLDC và cánh quạt tạo ra rung động truyền trực tiếp qua khung nhôm, gây nhiễu tín hiệu đo của cảm biến gia tốc và con quay hồi chuyển trên chip MPU-6050, ảnh hưởng đến độ chính xác của giải thuật cân bằng.
  • Hạn chế của giải thuật điều khiển: Bộ điều khiển PID kinh điển được hiệu chỉnh thủ công nên khả năng đáp ứng thích nghi còn chậm khi gặp các tác động gió nhiễu đột ngột từ môi trường ngoài trời.
  • Thời gian bay giới hạn: Do khối lượng khung nhôm và mức tiêu thụ dòng lớn của 3 động cơ, dung lượng pin LiPo 2200 mAh chỉ duy trì thời gian bay liên tục trong khoảng 4 phút.
  • Thiếu các cảm biến định vị phụ trợ: Hệ thống chưa được tích hợp cảm biến đo áp suất khí quyển để giữ độ cao tự động và la bàn số/GPS để định vị tọa độ.

Hướng nghiên cứu tiếp

  • Nâng cấp cảm biến và thuật toán xử lý: Tích hợp thêm cảm biến áp suất khí quyển (barometer) nhằm phục vụ chức năng tự động giữ độ cao; bổ sung cảm biến từ trường (magnetometer) và GPS phục vụ bay tự hành. Nghiên cứu ứng dụng các thuật toán lọc nâng cao như bộ lọc bù (Complementary Filter) hoặc lọc Kalman để khử nhiễu rung và bù trôi sai số cho cảm biến MPU-6050.
  • Tối ưu hóa kết cấu cơ khí: Chuyển đổi vật liệu khung sườn từ nhôm sang sợi carbon (carbon fiber) nhằm giảm trọng lượng tổng thể, tăng độ cứng vững và giảm thiểu dao động truyền tới cảm biến.
  • Tối ưu hóa nguồn năng lượng: Cân chỉnh lại tỷ số truyền lực nâng và nâng cấp pin có dung lượng lớn hơn với tỷ lệ dòng xả tối ưu nhằm kéo dài thời gian bay.

Giá trị tham khảo

Khóa luận là tài liệu tham khảo kỹ thuật hữu ích đối với sinh viên, học viên chuyên ngành Công nghệ Kỹ thuật Điện tử Truyền thông, Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa, Cơ điện tử và Kỹ thuật Hàng không khi bắt đầu nghiên cứu về các hệ thống UAV đa cánh.

Các nội dung có giá trị thực tiễn cao bao gồm:

  • Phương pháp luận xây dựng mô hình toán học và nguyên lý cân bằng mômen cho cấu trúc máy bay 3 cánh (Tricopter).
  • Hệ thống công thức tính toán lựa chọn phối hợp thông số công suất giữa động cơ BLDC, bộ điều tốc ESC, dung lượng dòng xả pin LiPo và tải trọng khung sườn.
  • Sơ đồ mạch kết nối phần cứng và kỹ thuật xử lý tín hiệu xung PWM đa kênh trên nền tảng vi điều khiển Arduino Uno kết hợp cảm biến MPU-6050.

Câu hỏi thường gặp

1. Cơ chế triệt tiêu mômen xoay quanh trục Z (Yaw) của máy bay Tricopter trong khóa luận hoạt động như thế nào?

Do cấu trúc có 3 cánh quạt, rotor 2 và rotor 3 quay ngược chiều nhau để triệt tiêu mômen phản lực lẫn nhau, nhưng rotor 1 (đuôi) khi quay vẫn sinh ra một mômen làm thân máy bay tự xoay tròn quanh trục Z. Để giữ cân bằng ($M_z = 0$), rotor đuôi được gắn trên một động cơ servo có khả năng nghiêng một góc $\alpha$, tạo ra thành phần lực ngang $F_y$ có hướng ngược lại để triệt tiêu hoàn toàn mômen xoay do rotor đuôi sinh ra.

2. Các công thức nào được tác giả áp dụng để lựa chọn động cơ, ESC và pin LiPo cho máy bay?

Tác giả thiết lập hệ thống điều kiện kỹ thuật gồm:

  • Lực nâng động cơ: $3 \times F_{nâng} > M_{tricopter}$ (chọn động cơ Emax 810kv có $F_{nâng} \approx 1\text{ kg}$ cho máy bay có khối lượng 1 kg).
  • Dòng điện ESC: $I_{maxESC} > I_{dcmax}$ (chọn ESC Skywalker 40A đảm bảo dòng cực đại lớn hơn dòng tiêu thụ của động cơ).
  • Dòng xả của pin LiPo: $I_{pinmax} > (3 \times I_{dcmax}) + I_{servo} + I_{control}$ (chọn pin 3S 2200mAh đảm bảo thời gian bay liên tục tối thiểu 4 phút).

3. Khung cơ khí của máy bay Tricopter được chế tạo với các kích thước và vật liệu cụ thể nào?

Khung máy bay được gia công từ thanh nhôm hộp rỗng tiết diện chữ nhật $1 \times 2\text{ cm}$, dày 1.5 mm. Chiều dài hai nhánh cánh trước (trái và phải) là 15 cm mỗi nhánh, chiều dài nhánh cánh đuôi là 17 cm. Ba nhánh này được bố trí lệch nhau một góc chính xác $120^\circ$.

4. Bo mạch Arduino Uno sử dụng những chân chức năng nào để điều khiển toàn bộ hệ thống bay?

Arduino Uno sử dụng 4 chân PWM số để xuất xung điều khiển (3 chân cấp tín hiệu cho 3 bộ ESC điều khiển 3 động cơ BLDC và 1 chân cấp tín hiệu cho động cơ servo đuôi). Cảm biến MPU-6050 được kết nối qua chuẩn giao tiếp $I^2C$ sử dụng chân A4 (SDA) và A5 (SCL). Tín hiệu điều khiển từ bộ thu FlySky được đưa vào các chân ngắt và I/O số của bo mạch.

5. Phương pháp hiệu chỉnh hệ số PID cho hệ thống cân bằng được tác giả tiến hành qua các bước nào?

Quá trình hiệu chỉnh được thực hiện thủ công bằng thực nghiệm: Ban đầu thiết lập $K_p = K_i = K_d = 0$; sau đó tăng dần hệ số tỉ lệ $K_p$ cho đến khi hệ thống có phản ứng đáp ứng với sai số góc (chấp nhận có dao động vọt lố); tiếp tục tăng hệ số vi phân $K_d$ đóng vai trò như phanh hãm nhằm dập tắt dao động và giảm biên độ vọt lố; cuối cùng, nếu hệ thống ổn định nhưng chưa về đúng điểm đặt mong muốn, hệ số tích phân $K_i$ sẽ được bổ sung để loại bỏ sai số xác lập.

Kết luận

Khóa luận tốt nghiệp của sinh viên Hoàng Ngọc Dũng đã hoàn thành trọn vẹn mục tiêu nghiên cứu, thiết kế và chế tạo thành công mô hình máy bay điều khiển từ xa Tricopter trên nền tảng vi điều khiển Arduino Uno và cảm biến quán tính MPU-6050. Công trình đã làm rõ bản chất khí động học của cấu hình bay ba cánh, giải quyết thành công bài toán triệt tiêu mômen xoắn trục đứng thông qua cơ cấu servo nghiêng đuôi và nhúng thành công giải thuật PID cân bằng động lên phần cứng thực nghiệm. Dù còn một số hạn chế về thời gian bay và độ nhạy rung chấn cơ học, kết quả đồ án cung cấp một mô hình thực nghiệm hoàn chỉnh, có giá trị tham khảo học thuật cao cho việc nghiên cứu và phát triển thiết bị bay không người lái chi phí thấp.