Bối cảnh và vấn đề nghiên cứu

Thiết bị bay không người lái (UAV) là phương tiện bay có điều khiển tự động hoặc điều khiển từ xa, được ứng dụng rộng rãi trong cả lĩnh vực dân sự và quân sự. Trong hoạt động dân sự, UAV phục vụ chụp ảnh trên không, giám sát bờ biển, kiểm soát môi trường, bảo vệ rừng, thăm dò địa chất và nông nghiệp. Trong lĩnh vực quân sự, UAV giữ vai trò quan trọng trong việc trinh sát chiến trường, giám sát, chuyển tiếp thông tin, chỉ thị mục tiêu và tác chiến điện tử nhờ ưu thế kích thước nhỏ, chi phí chế tạo và vận hành thấp, không gây tổn thất phi công và không chịu tác động tâm lý con người.

Tại Việt Nam, nhu cầu sử dụng UAV đặt ra yêu cầu phục vụ công tác huấn luyện làm mục tiêu bay cho pháo, tên lửa, máy bay và trinh sát bảo vệ biên giới, hải đảo. Tuy nhiên, chuyển động của UAV trong môi trường khí quyển luôn chịu ảnh hưởng của các yếu tố nhiễu loạn như gió và dòng khí động, đặc biệt là chuyển động dọc liên quan trực tiếp đến việc duy trì góc chúc ngóc và quỹ đạo hành trình.

Đề tài đặt ra 3 nhiệm vụ và mục tiêu nghiên cứu cụ thể:

  1. Mô phỏng chuyển động dọc của UAV khi chịu tác động của nhiễu gió đứng.
  2. Nghiên cứu, tổng hợp hệ thống tự động điều khiển ổn định thông số chuyển động dọc, trọng tâm là ổn định góc chúc ngóc ($\vartheta$).
  3. Khảo sát, đánh giá chất lượng hệ thống điều khiển tự động được tổng hợp trên phần mềm Matlab, sử dụng mô hình toán học của máy bay MiG-21Bis.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu:

  • Đối tượng nghiên cứu: Cơ học bay, động lực học chuyển động dọc của khí cụ bay không người lái và mạch vòng tự động điều chỉnh ổn định góc chúc ngóc khi có nhiễu gió đứng.
  • Phạm vi không gian và động lực học: UAV chuyển động trong tầng khí quyển với cự ly hoạt động không quá vài trăm kilômét (coi bề mặt Trái Đất là phẳng, gia tốc trọng trường $g = 9{,}81\text{ m/s}^2$ không đổi, hệ tọa độ mặt đất là hệ quy chiếu quán tính). Khí cụ bay được khảo sát dưới dạng vật rắn 6 bậc tự do, bỏ qua biến dạng đàn hồi của kết cấu, bỏ qua mô-men con quay của cánh quạt/rô-to động cơ và mô-men Coriolis của dòng nhiên liệu lỏng. Biên độ vận tốc gió nhiễu được giới hạn nhỏ hơn nhiều so với vận tốc chuyển động ($W_0 \ll V_k$), không xét điều kiện bay trong mưa.
  • Thời gian thực hiện: Đồ án tốt nghiệp đại học ngành Điện Tự Động Công Nghiệp được giao ngày 01/07/2019 và hoàn thành ngày 30/09/2019 tại Trường Đại học Quản lý và Công nghệ Hải Phòng.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp

Khung lý thuyết và mô hình toán học

Nghiên cứu dựa trên nền tảng lý thuyết cơ học bay và động lực học chất khí:

  • Hệ quy chiếu: Thiết lập mối quan hệ giữa 4 hệ tọa độ cơ bản trong động lực học bay:
    • Hệ tọa độ mặt đất ($O_0x_0y_0z_0$): Hệ tọa độ cố định gắn với điểm xuất phát, dùng xác định vị trí, cự ly và độ cao bay ($H$).
    • Hệ tọa độ tốc độ ($Ox_cy_cz_c$): Hệ tọa độ di động gắn tại trọng tâm UAV, trục $Ox_c$ trùng véc-tơ vận tốc bay $\vec{V}$, dùng để xác định các thành phần của lực khí động toàn phần $\vec{R}$.
    • Hệ tọa độ tốc độ thẳng đứng ($Oxyz$): Hệ tọa độ di động gắn tại trọng tâm, trục $Oy$ nằm trong mặt phẳng thẳng đứng chứa trục dọc, dùng để thiết lập hệ phương trình chuyển động của trọng tâm UAV.
    • Hệ tọa độ liên kết ($Ox_1y_1z_1$): Hệ tọa độ di động có trục $Ox_1$ trùng trục dọc của UAV, dùng để khảo sát chuyển động quay và các mô-men khí động quanh thân.
  • Hệ thống góc xác định trạng thái và quỹ đạo: Góc tấn ($\alpha$), góc trượt cạnh ($\beta$), góc nghiêng quỹ đạo ($\theta$), góc xoay quỹ đạo ($\varphi$), góc chúc ngóc ($\vartheta$), góc đổi hướng bay ($\psi$), góc nghiêng thân ($\gamma$).
  • Mô hình lực và mô-men khí động học:
    • Lực khí động: Lực nâng $Y = C_y \frac{\rho V^2}{2} S$, lực cản $X = C_x \frac{\rho V^2}{2} S$ (với quan hệ $C_x = C_{x0} + A C_y^2$), lực dạt sườn $Z = C_z \frac{\rho V^2}{2} S$.
    • Lực khối và lực đẩy: Trọng lực $G = mg$ (khối lượng thay đổi theo suất tiêu hao nhiên liệu $C_s$), lực đẩy động cơ $P$.
    • Mô-men khí động trong hệ tọa độ liên kết: Mô-men dọc $M_z = m_z \frac{\rho V^2}{2} S b_A$, mô-men ngang $M_x = m_x \frac{\rho V^2}{2} S l$, mô-men hướng $M_y = m_y \frac{\rho V^2}{2} S l$.
  • Mô hình khí quyển: Khí quyển chuẩn quốc tế với nhiệt độ $T_H$ giảm $6{,}5^\circ\text{C}$ trên $1000\text{ m}$ độ cao; tại $H = 11000\text{ m}$, $T_H = 216{,}6\text{ K}$, áp suất giảm 4 lần so với mặt đất; trên $40\text{ km}$ bỏ qua ảnh hưởng của không khí. Mô hình trường gió phụ thuộc không gian và thời gian $\vec{W}(x_0, y_0, z_0, t)$.

Phương pháp nghiên cứu

  1. Phương pháp phân tích - tổng hợp lý thuyết: Ứng dụng định luật II Newton $\vec{F} = m \vec{a}$ để thiết lập hệ phương trình vi phân chuyển động phi tuyến của tâm khối và chuyển động quay quanh tâm khối của UAV trong không gian 3 chiều.
  2. Phương pháp tuyến tính hóa và hàm truyền: Tách kênh chuyển động dọc quanh chế độ bay xác lập, xây dựng hàm truyền đạt của đối tượng điều khiển, bộ tự động điều chỉnh và cơ cấu trợ dẫn cánh lái độ cao.
  3. Phương pháp mô phỏng số: Khảo sát và tối ưu hóa tham số bộ điều khiển trên phần mềm Matlab bằng cách đưa tín hiệu tác động nhiễu gió đứng và kiểm tra đáp ứng quá độ của góc chúc ngóc.

Nguồn dữ liệu sử dụng

  • Số liệu đặc tính khí động học, tham số hình học và hệ số hàm truyền động lực học của máy bay MiG-21Bis.
  • Các thông số kỹ thuật tiêu chuẩn của các dòng UAV quân sự, dân sự quốc tế (Global Hawk, Predator, Cam-Copter S-100, Cypher, Skylite B...) và các mẫu mục tiêu bay thực tế tại Việt Nam (M94, M96-A, M100, M100-CT, M400-CT).

Thiết kế và triển khai

Nội dung kỹ thuật của đề tài tập trung vào việc thiết kế cấu trúc điều khiển tự động cho chuyển động dọc của UAV:

[Tín hiệu đặt θ_đặt] --> (+) ---> [Bộ tự động điều chỉnh] ---> [Cơ cấu trợ dẫn (Cánh lái δ_B)] ---> [Đối tượng UAV] ---> [Góc chúc ngóc θ]
                          ^ -                                                                          |
                          |------------------------ [Khâu phản hồi] -----------------------------------|
                                                                ^
                                                          [Nhiễu gió đứng W_y]
  • Mạch vòng ổn định góc chúc ngóc: Bao gồm bộ tự động điều chỉnh, cơ cấu trợ dẫn làm dịch chuyển góc lệch cánh lái độ cao ($\delta_B$), đối tượng điều khiển (động lực học chuyển động dọc UAV) và khâu đo lường phản hồi góc chúc ngóc $\vartheta$.
  • Cơ cấu trợ dẫn cánh lái: Đóng vai trò biến đổi tín hiệu điện điều khiển từ bộ tự động điều chỉnh thành chuyển động cơ học làm quay cánh lái độ cao theo góc $\delta_B$, tạo ra mô-men dọc $M_{z\delta B} = m_z^{\delta B} \delta_B \frac{\rho V^2}{2} S b_A$ để cân bằng lại thân bay.
  • Tổng hợp và tính toán tham số: Lựa chọn các thông số của bộ điều khiển nhằm triệt tiêu độ lệch góc do thành phần gió đứng $W_{y0}$ gây ra, đảm bảo độ ổn định tĩnh và động của hệ thống kín. Quá trình kiểm nghiệm chất lượng đáp ứng được thực hiện hoàn toàn thông qua công cụ mô phỏng Matlab.

Nội dung chính theo từng chương

Chương 1: Mở đầu

Chương này giới thiệu lý do chọn đề tài, nêu bật sự bùng nổ của công nghệ UAV trong quân sự và dân sự trong khoảng 10 năm qua, cũng như tính cấp thiết của việc xây dựng hệ thống tự động ổn định chuyển động khi có tác động của nhiễu khí quyển. Tác giả xác định rõ đối tượng, phạm vi nghiên cứu, phương pháp tiếp cận và 3 mục tiêu chính của đồ án.

Chương 2: Tổng quan về UAV

Chương 2 trình bày tổng quan lịch sử hình thành và phát triển của UAV từ Thế chiến I (Aerial Torpedoes, Hewitt-Sperry 1916) qua Thế chiến II (TDR-1, OQ-2, T2D-1 Katydid) đến các thế hệ UCAV hiện đại (X-45, Predator RQ-1 mang tên lửa Hellfire).

Tác giả tổng hợp tình hình nghiên cứu UAV tại các quốc gia hàng đầu (Israel, Mỹ, Châu Âu, Nga, Trung Quốc) và phân loại UAV theo tiêu chuẩn quân sự Mỹ:

Loại UAV Độ cao / Trần bay Tải trọng / Trọng lượng Tốc độ Thời gian / Tầm hoạt động Mẫu tiêu biểu
HALE (Bay lâu, độ cao lớn) Trần bay $20000\text{ m}$ Tải trọng $10400\text{ kg}$ (Rỗng $2850\text{ kg}$) $650\text{ km/h}$ $34\text{ giờ}$ Global Hawk RQ-4 (Mỹ)
MALE (Bay lâu, độ cao trung bình) Trần bay $7600\text{ m}$ Tải trọng $686\text{ kg}$ $130\text{ km/h}$ $24\text{ giờ}$ Predator MQ-1 / RQ-1 (Mỹ)
ULE (Bay siêu lâu) Trần bay $30000\text{ m}$ Sử dụng pin mặt trời - Đến $6\text{ tháng}$ Helios, Aerosonde
VTOL (Cất hạ cánh thẳng đứng) Hoạt động thấp / trung bình Cất cánh $68 - 113\text{ kg}$ $90 - 130\text{ km/h}$ $2{,}5 - 6\text{ giờ}$ Cam-Copter S-100, Cypher
Mini / MAV Trần bay $300 - 2000\text{ ft}$ Nặng $650\text{ g} - 4\text{ kg}$ (MAV $\approx 5\text{ cm}$) $35 - 70\text{ km/h}$ $90\text{ phút} - 2\text{ giờ}$ Skylite B, Pointer, Black Widow

Đối với tình hình trong nước, văn bản phân tích tiến trình nghiên cứu chế tạo từ máy bay mô hình phục vụ huấn luyện phòng không đến các đề tài UAV hiện đại:

Tên mẫu Năm phát triển / Đưa vào dùng Sải cánh / Chiều dài Trọng lượng mang tải Tốc độ bay Trần bay Cự ly hoạt động Đặc điểm kết cấu / Dẫn đường
M-94 1994 $1{,}5\text{ m}$ / $1{,}4\text{ m}$ $4\text{ kg}$ $70\text{ km/h}$ $300 - 400\text{ m}$ $2000\text{ m}$ Khung gỗ nhẹ bọc giấy nilon, dẫn bằng mắt
M-96A 1996 $2{,}2\text{ m}$ / $1{,}55\text{ m}$ $8\text{ kg}$ $90\text{ km/h}$ $500 - 700\text{ m}$ $2000\text{ m}$ Vỏ vật liệu Composite (hợp tác ĐHBK Hà Nội)
M-100 1996 - 1998 $2{,}8\text{ m}$ / $2{,}1\text{ m}$ $22\text{ kg}$ $160\text{ km/h}$ $1200\text{ m}$ $10000\text{ m}$ Phục vụ bắn tập tên lửa tầm trung
M100-CT 2004 $3{,}0\text{ m}$ / $2{,}3\text{ m}$ $32\text{ kg}$ $180\text{ km/h}$ $2000\text{ m}$ $30\text{ km}$ Bay tự động theo chương trình định trước
M400-CT 2005 $3{,}2\text{ m}$ / $2{,}8\text{ m}$ $90\text{ kg}$ $320\text{ km/h}$ $3000\text{ m}$ $90\text{ km}$ Bay $90\text{ phút}$, tính năng tương đương DF-16

Chương 3: Các vấn đề cơ bản về cơ học bay của UAV

Chương 3 xây dựng cơ sở toán học và cơ học chất khí:

  • Định nghĩa chi tiết 4 hệ trục tọa độ ($O_0x_0y_0z_0$, $Ox_cy_cz_c$, $Oxyz$, $Ox_1y_1z_1$) và quy ước dấu cho các góc trạng thái.
  • Phân tích 4 dạng chuyển động: chuyển động nền, chuyển động ổn lập, chuyển động cận ổn lập và chuyển động không ổn lập; thiết lập điều kiện tạo quỹ đạo cong dựa trên gia tốc và hệ số quá tải pháp tuyến $n_n = \frac{W_n}{g} = \frac{F_n^*}{G}$.
  • Phân tích chi tiết nguồn gốc và công thức tính các lực khí động ($R, Y, X, Z$), lực đẩy động cơ ($P$), trọng lực ($G$), cùng các mô-men dọc ($M_z$), mô-men ngang ($M_x$), mô-men hướng ($M_y$).

Chương 4: Hệ phương trình chuyển động của UAV

Chương 4 thiết lập hệ phương trình chuyển động hoàn chỉnh cho UAV như một vật rắn 6 bậc tự do:

  • Đưa ra hệ 6 giả thiết kỹ thuật cốt lõi (vật rắn không biến dạng, trường gió đồng đều có biên độ nhỏ, Trái Đất phẳng cục bộ $g = \text{const}$, bỏ qua các hiệu ứng mô-men phụ của động cơ, phân bố khối lượng đối xứng).
  • Phát biểu bài toán điều khiển với các điều kiện biên và tập thông số đầu vào/đầu ra.
  • Thiết lập phương trình vi phân chuyển động của trọng tâm trong hệ tọa độ tốc độ thẳng đứng từ định luật II Newton: $$\frac{\tilde{d}\vec{V}}{dt} + \vec{\Omega} \times \vec{V} = \frac{1}{m} \sum_{i=1}^n \vec{F}_i$$ Trong đó $\vec{\Omega}$ là vận tốc góc quay của hệ trục tọa độ $Oxyz$ so với hệ tọa độ cố định $O_0x_0y_0z_0$, được xác định thông qua đạo hàm của góc xoay quỹ đạo ($\frac{d\varphi}{dt}$) và góc nghiêng quỹ đạo ($\frac{d\theta}{dt}$).

Chương 5: Tổng hợp, tối ưu bộ điều khiển ổn định góc chúc ngóc khi có nhiễu gió đứng

Chương 5 đi sâu vào giải quyết bài toán điều khiển chuyển động dọc:

  • Khảo sát đặc tính của nhiễu động khí quyển và thành phần gió đứng gây thay đổi góc tấn $\alpha$ và góc chúc ngóc $\vartheta$.
  • Thiết lập cấu trúc mạch vòng tự động điều chỉnh kết hợp cơ cấu trợ dẫn tác động lên góc lệch cánh lái độ cao $\delta_B$.
  • Xác định và tính toán các tham số hàm truyền của bộ điều khiển; kiểm chứng chất lượng ổn định thông số trên mô hình máy bay MiG-21Bis bằng phần mềm Matlab.

Kết quả và đóng góp

Kết quả chính

  • Hệ thống hóa toàn diện cơ sở lý thuyết động lực học bay của khí cụ bay không người lái, thiết lập tường minh mối quan hệ chuyển đổi giữa 4 hệ tọa độ cơ bản ($O_0x_0y_0z_0, Ox_cy_cz_c, Oxyz, Ox_1y_1z_1$).
  • Xây dựng thành công hệ phương trình vi phân chuyển động 6 bậc tự do của UAV khi chịu tác động của trường gió không gian.
  • Tổng hợp hoàn chỉnh mạch vòng điều khiển ổn định góc chúc ngóc ($\vartheta$) có xét đến cơ cấu trợ dẫn và bộ tự động điều chỉnh, đảm bảo khả năng giữ ổn định trạng thái dọc của thiết bị bay khi xuất hiện nhiễu gió đứng.
  • Kiểm chứng và đánh giá định lượng chất lượng điều khiển thông qua mô phỏng trên phần mềm Matlab dựa trên bộ tham số thực nghiệm của máy bay MiG-21Bis.

Đóng góp của đề tài

  • Cung cấp tài liệu tổng hợp có hệ thống về lịch sử và các mốc phát triển UAV/mục tiêu bay quân sự tại Việt Nam (từ dòng M94 đến M400-CT và DF-16).
  • Chuẩn hóa mô hình toán học chuyển động dọc của UAV phục vụ bài toán tổng hợp hệ thống điều khiển tự động trong điều kiện khí quyển thực tế có nhiễu loạn.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

Hạn chế

  • Mô hình động lực học được xây dựng dựa trên giả thiết coi UAV là vật rắn tuyệt đối 6 bậc tự do, chưa xét đến biến dạng đàn hồi và dao động kết cấu (đặc biệt đối với các loại UAV thân dài hoặc cánh dài).
  • Chưa xét đến ảnh hưởng của mô-men con quay cánh quạt/rô-to động cơ tuabin và mô-men Coriolis gây ra do sự dao động của nhiên liệu lỏng trong bình chứa hoặc luồng phụt.
  • Phạm vi khảo sát giới hạn ở cự ly dưới vài trăm kilômét (coi Trái Đất phẳng và $g = \text{const}$), không áp dụng cho các hành trình bay xuyên lục địa hoặc độ cao lớn ngoài khí quyển.
  • Đối tượng kiểm chứng mới dừng lại ở mức độ mô phỏng số trên Matlab với tham số của mô hình MiG-21Bis, chưa tiến hành thử nghiệm phần cứng thực tế trên mô hình bay chế tạo.

Hướng nghiên cứu tiếp

  • Mở rộng bài toán điều khiển cho toàn bộ các kênh chuyển động không gian (kênh ngang và kênh hướng), kết hợp điều khiển bám quỹ đạo không gian 3D.
  • Ứng dụng mô hình hệ cơ đàn hồi và tính toán bù trừ mô-men động cơ phụ cho các dòng UAV kích thước lớn.
  • Tích hợp cảm biến dẫn đường quán tính kết hợp GPS và đo cao khí áp để triển khai thử nghiệm trên mô hình phần cứng thực tế.

Giá trị tham khảo

Đồ án là tài liệu chuyên khảo phù hợp cho sinh viên, học viên và kỹ sư thuộc các chuyên ngành:

  • Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa: Tham khảo phương pháp tổng hợp mạch vòng điều khiển tự động, xây dựng hàm truyền và mô phỏng hệ thống ổn định trên Matlab.
  • Kỹ thuật Hàng không / Cơ học bay: Tham khảo phương pháp thiết lập các hệ tọa độ, chuyển đổi hệ quy chiếu, tính toán lực và mô-men khí động học cùng hệ phương trình vi phân chuyển động vật rắn 6 bậc tự do.
  • Nghiên cứu phát triển thiết bị bay (UAV): Tham khảo số liệu lịch sử kỹ thuật của các dòng mục tiêu bay tại Việt Nam (M-94, M-96A, M-100, M100-CT, M400-CT) và tiêu chuẩn phân loại UAV quốc tế.

Câu hỏi thường gặp

1. Đồ án sử dụng mô hình toán học của đối tượng bay nào để kiểm chứng chất lượng bộ điều khiển?
Tác giả sử dụng mô hình toán học và các hệ số khí động của máy bay MiG-21Bis để tính toán thông số hàm truyền và mô phỏng đánh giá chất lượng hệ thống điều khiển ổn định trên Matlab.

2. Đề tài sử dụng bao nhiêu hệ trục tọa độ để khảo sát chuyển động của UAV?
Đồ án sử dụng 4 hệ trục tọa độ: Hệ tọa độ mặt đất ($O_0x_0y_0z_0$), Hệ tọa độ tốc độ ($Ox_cy_cz_c$), Hệ tọa độ tốc độ thẳng đứng ($Oxyz$) và Hệ tọa độ liên kết ($Ox_1y_1z_1$).

3. Vì sao trong hệ phương trình chuyển động tác giả có thể bỏ qua độ cong của Trái Đất và sự biến thiên của trọng trường?
Do phạm vi hoạt động của UAV trong đồ án được giới hạn dưới vài trăm kilômét, sai số về độ cao và tọa độ là không đáng kể (hoặc được hiệu chỉnh qua đo cao khí áp/GPS khi bay thực tế), do đó có thể coi bề mặt Trái Đất là phẳng cố định và gia tốc trọng trường $g = 9{,}81\text{ m/s}^2$ không đổi.

4. Dòng mục tiêu bay không người lái M400-CT thử nghiệm năm 2005 tại Việt Nam đạt được các thông số kỹ thuật nào?
M400-CT có sải cánh $3{,}2\text{ m}$, chiều dài $2{,}8\text{ m}$, tải trọng mang $90\text{ kg}$, tốc độ bay $320\text{ km/h}$, trần bay $3000\text{ m}$, cự ly hoạt động $90\text{ km}$ và thời gian bay tối đa khoảng $90\text{ phút}$.

5. Mục tiêu chính của việc tổng hợp bộ điều khiển trong Chương 5 là gì?
Mục tiêu là xây dựng mạch vòng điều khiển tự động tác động lên cánh lái độ cao thông qua cơ cấu trợ dẫn nhằm giữ ổn định góc chúc ngóc ($\vartheta$) của UAV khi chịu tác động của thành phần nhiễu gió đứng trong khí quyển.

Kết luận

Đồ án tốt nghiệp "Nghiên cứu thiết bị bay không người lái, chế tạo mô hình có điều khiển từ xa" của tác giả Đoàn Huy Hoàng đã giải quyết trọn vẹn bài toán xây dựng mô hình toán học động lực học bay 6 bậc tự do cho UAV trong điều kiện có nhiễu động khí quyển. Nghiên cứu đã tổng hợp thành công mạch vòng tự động ổn định góc chúc ngóc cho chuyển động dọc và kiểm chứng chất lượng đáp ứng trên phần mềm Matlab với mô hình đối tượng bay MiG-21Bis. Công trình cung cấp hệ thống cơ sở lý thuyết chặt chẽ và dữ liệu kỹ thuật giá trị cho việc nghiên cứu, phát triển hệ thống điều khiển tự động cho các thiết bị bay không người lái.