Bối cảnh và vấn đề nghiên cứu

Sự phát triển của các hệ thống tự động hóa và công nghệ điện tử đã thúc đẩy việc ứng dụng thiết bị bay không người lái (Unmanned Aerial Vehicles - UAV) trong nhiều lĩnh vực dân sự và quân sự. UAV có khả năng hoạt động tại các môi trường nguy hiểm hoặc địa hình phức tạp nhằm thực hiện các nhiệm vụ như giám sát cháy rừng, theo dõi hoạt động núi lửa, tuần tra an ninh khu vực, phun thuốc bảo vệ thực vật trong nông nghiệp và lập bản đồ địa hình. Đối với sinh viên ngành Công nghệ Kỹ thuật Điện tử - Truyền thông, việc nghiên cứu và chế tạo máy bay mô hình đòi hỏi sự tích hợp liên ngành giữa cơ khí, khí động học, động lực học và kỹ thuật điện tử lập trình vi xử lý.

Đề tài "Thiết kế và thi công máy bay giám sát ba cánh quạt truyền phát dữ liệu về máy tính" được thực hiện bởi nhóm tác giả Nguyễn Ngọc Quốc Duy và Nguyễn Quốc Đạt (Khoa Đào tạo Chất lượng cao, Trường Đại học Sư phạm Kỹ thuật TP.HCM, hoàn thành tháng 07/2015 dưới sự hướng dẫn của TS. Nguyễn Minh Tâm). Nghiên cứu tập trung giải quyết bài toán cân bằng động lực học của mô hình ba cánh quạt (Tricopter) và xây dựng hệ thống truyền dữ liệu giám sát trực tiếp từ máy bay về máy tính thông qua mạng không dây.

Mục tiêu nghiên cứu của đề tài gồm 6 nội dung:

  1. Xây dựng một mô hình cơ khí hoàn chỉnh cho mô hình bay ba cánh quạt.
  2. Tìm hiểu nguyên lý hoạt động của các cảm biến cũng như các bộ phận chấp hành trên máy bay.
  3. Nghiên cứu nguyên lý bay và cơ chế giữ thăng bằng của mô hình ba cánh quạt.
  4. Nghiên cứu và ứng dụng các dòng bo mạch vi điều khiển Arduino vào việc điều khiển bay và truyền phát dữ liệu.
  5. Thiết kế bộ điều khiển cho máy bay giúp mô hình cất cánh, tự giữ thăng bằng và điều khiển bay theo ý muốn trong không gian ba chiều theo các trục $x, y, z$.
  6. Thiết kế khối truyền phát dữ liệu thu thập từ các cảm biến về máy tính thông qua kết nối Wi-Fi.

Nhiệm vụ nghiên cứu được phân định thành 3 nội dung chính:

  1. Khảo sát nguyên lý bay, khả năng cân bằng và các đặc tính khí động học của mô hình Tricopter.
  2. Nghiên cứu thuật toán điều khiển, lập trình hệ thống và thiết kế phần cứng mạch điện tử tối ưu cho quá trình bay.
  3. Xây dựng cơ sở lý thuyết và triển khai kỹ thuật truyền nhận dữ liệu từ các cảm biến gắn trên máy bay về máy tính qua module Wi-Fi.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu:

  • Đối tượng nghiên cứu chính: Mô hình máy bay ba cánh quạt (Tricopter UAV).
  • Các thiết bị và module liên quan: Bo mạch vi điều khiển Arduino Uno R3, Arduino Mega 2560, Arduino Nano, chip ATmega328 (Arduino Duemilanove); module cảm biến quán tính 10-DOF GY-86 (tích hợp MPU6050, HMC5883L, MS5611); cảm biến khí áp và nhiệt độ BMP180; module truyền nhận sóng vô tuyến RF nRF24L01; module Wi-Fi CC3000; động cơ không chổi than (BLDC) SunnySky 2212-13 KV980; bộ điều tốc điện tử ESC SimonK 20A; động cơ servo Tower Pro MG996; khung máy bay HJ550 và nguồn pin Lithium Polymer (LiPo).
  • Phạm vi thực hiện: Thiết kế, chế tạo phần cứng, lập trình giải thuật và thử nghiệm thực tế tại Trường Đại học Sư phạm Kỹ thuật TP.HCM trong khoảng thời gian từ tháng 03/2015 đến tháng 07/2015.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp

Khung lý thuyết và mô hình động lực học

Mô hình toán học của Tricopter được xây dựng dựa trên hệ phương trình động lực học Newton-Euler trong không gian 6 bậc tự do (6-DOF) với 4 biến đầu vào điều khiển, gồm tốc độ quay của 3 cánh quạt ($\Omega_1, \Omega_2, \Omega_3$) và góc nghiêng của động cơ đuôi ($\mu$).

                      (Rotor 1)       (Rotor 2)
                          \               /
                           \    Trọng    /
                            \   tâm G   /
                             \    |    /
                              \   |   /
                               ---|---
                                  |
                                  |
                                  |
                              (Rotor 3)
                            [Servo đuôi: µ]

Nguyên lý điều khiển 4 chuyển động cơ bản của Tricopter:

  • Điều khiển nâng/hạ (Throttle/Z-axis): Tăng hoặc giảm đồng đều tốc độ quay của cả 3 rotor để thay đổi tổng lực nâng $F_z$ theo phương thẳng đứng.
  • Điều khiển nghiêng ngang (Roll/Y-axis): Tạo chênh lệch vận tốc quay giữa rotor 1 (bên trái) và rotor 2 (bên phải).
  • Điều khiển nghiêng dọc (Pitch/X-axis): Tạo chênh lệch vận tốc giữa hai rotor phía trước (rotor 1, 2) so với rotor đuôi (rotor 3).
  • Điều khiển xoay hướng (Yaw/Z-axis): Khác với Quadcopter (sử dụng các cặp cánh quay ngược chiều để triệt tiêu moment phản lực), Tricopter có rotor 3 tạo ra moment xoắn làm thân máy bay tự quay quanh trục $Z$. Để giữ cân bằng hoặc xoay hướng theo ý muốn, rotor 3 được gắn trên một cơ cấu xoay điều khiển bởi động cơ servo. Khi bay thăng bằng lý tưởng, servo nghiêng rotor 3 một góc thực nghiệm $\mu \approx 4^\circ$ để thành phần lực ngang triệt tiêu moment xoay tự do.

Xử lý tư thế và thuật toán điều khiển

  • Xử lý tín hiệu cảm biến quán tính (IMU): Dữ liệu từ gia tốc kế (Accelerometer) và con quay hồi chuyển (Gyroscope) trong chip MPU6050 được xử lý thông qua bộ xử lý chuyển động kỹ thuật số tích hợp (DMP - Digital Motion Processor).
  • Phương pháp biểu diễn tư thế bằng Quaternion: Nhằm khắc phục triệt để hiện tượng khóa trục (Gimbal Lock) của hệ tọa độ góc Euler, đề tài sử dụng đại số Quaternion 4 chiều: $$q = w + ix + jy + kz = [q_0, q_1, q_2, q_3]^T$$ Dữ liệu Quaternion sau đó được chuyển đổi sang các góc Euler ($\text{Roll } \phi, \text{Pitch } \theta, \text{Yaw } \psi$) thông qua các hàm lượng giác giải tích ($\text{atan2}$ và $\arcsin$).
  • Giải thuật điều khiển cân bằng: Nhóm tác giả áp dụng bộ điều khiển tỉ lệ - vi phân (PD - Proportional Derivative) độc lập cho từng trục góc quay. Cấu trúc PD được lựa chọn thay vì PID đầy đủ nhằm triệt tiêu dao động nhanh, tránh hiện tượng trễ và vọt lố do khâu tích phân (I) bị ảnh hưởng bởi nhiễu cơ khí và rung động của khung máy bay.

Phương pháp nghiên cứu

  • Phương pháp phân tích - tổng hợp: Thu thập, nghiên cứu các tài liệu chuyên ngành về khí động học UAV, cấu trúc vi điều khiển AVR/Arduino, lý thuyết điều khiển tự động và các giao thức truyền thông không dây.
  • Phương pháp thiết kế và chế tạo kỹ thuật: Tự thiết kế sơ đồ nguyên lý, vẽ mạch in (PCB Layout), gia công mạch phần cứng cho khối vi điều khiển trung tâm và tay cầm điều khiển từ xa; lắp ráp hệ thống cơ khí trên khung HJ550.
  • Phương pháp thực nghiệm: Kết nối máy tính để hiệu chỉnh tham số $K_p, K_d$ thông qua giao diện phần mềm viết bằng C#; tiến hành kiểm thử cân bằng từng góc và thử nghiệm bay thực tế có liên kết dây an toàn (tethered flight).

Thiết kế và triển khai hệ thống

Kiến trúc phần cứng

Hệ thống phần cứng của đồ án được chia thành hai phân hệ độc lập: phân hệ bay gắn trên thân Tricopter và phân hệ điều khiển mặt đất (tay cầm điều khiển).

Khối chức năng Linh kiện / Thiết bị sử dụng Thông số & Đặc tính kỹ thuật
Khung máy bay Khung HJ550 Cấu trúc 3 cánh đối xứng $120^\circ$, tích hợp trục xoay cơ khí cho rotor đuôi.
Động cơ nâng BLDC SunnySky 2212-13 Động cơ không chổi than, chỉ số tốc độ KV980.
Bộ điều tốc ESC SimonK Series 20A Điều khiển tốc độ động cơ BLDC thông qua tín hiệu điều chế độ rộng xung (PWM).
Cơ cấu góc Yaw Servo Tower Pro MG996 Động cơ servo bánh răng kim loại, điều chỉnh góc nghiêng $\mu$ của rotor đuôi.
Xử lý trung tâm Arduino Uno R3 / Mega 2560 Vi điều khiển nền tảng AVR (ATmega328 / ATmega2560) xử lý giải thuật PD và điều phối truyền thông.
Đo quán tính Module GY-86 (MPU6050, HMC5883L, MS5611) Tích hợp cảm biến gia tốc 3 trục, con quay hồi chuyển 3 trục (DMP), từ kế 3 trục và cảm biến áp suất độ cao.
Khí áp & Nhiệt độ Cảm biến BMP180 Đo áp suất khí quyển và nhiệt độ môi trường phục vụ giám sát độ cao.
Kênh điều khiển bay Module RF nRF24L01 Băng tần 2.4 GHz, giao tiếp vi điều khiển qua SPI, tích hợp mã sửa lỗi CRC.
Kênh dữ liệu giám sát Module Wi-Fi CC3000 Chuẩn kết nối không dây của Texas Instruments, giao tiếp SPI với MCU để đẩy dữ liệu lên Webserver.
Nguồn cấp Pin Lithium Polymer (LiPo) Pin xả dòng cao cung cấp năng lượng cho động cơ và hạ áp cấp cho các bo mạch điều khiển.

Nhóm nghiên cứu đã hoàn thành việc thiết kế và gia công hai bo mạch in (PCB) chuyên dụng gồm mạch điều khiển trung tâm (kết nối Arduino, module RF, module IMU, module Wi-Fi, cổng xuất tín hiệu ESC và Servo) và mạch tay cầm điều khiển (tích hợp vi điều khiển ATmega328, bộ nút nhấn, biến trở điều chỉnh ga và module RF nRF24L01).

Kiến trúc phần mềm và giải thuật

Hệ thống phần mềm bao gồm ba thành phần chính:

  1. Chương trình nhúng trên Arduino Uno R3: Lập trình bằng C/C++, thực hiện quy trình khởi tạo, đọc dữ liệu góc quay từ bộ xử lý DMP của MPU6050 qua I2C, nhận lệnh điều khiển từ module RF nRF24L01, tính toán tín hiệu điều khiển bằng giải thuật PD và phát xung PWM điều khiển 3 ESC cùng 1 Servo.
  2. Phần mềm máy tính hỗ trợ hiệu chỉnh PID: Xây dựng bằng ngôn ngữ C# trên môi trường Microsoft Visual Studio, giao tiếp với bo mạch điều khiển qua cổng nối tiếp (Serial) để người vận hành tinh chỉnh trực tiếp các hệ số $K_p, K_d$ và theo dõi đồ thị đáp ứng góc.
  3. Hệ thống Webserver thu thập dữ liệu giám sát: Xây dựng ứng dụng máy chủ và giao diện web bằng công cụ IntelliJ IDEA, tiếp nhận luồng dữ liệu truyền từ module Wi-Fi CC3000 để hiển thị trực quan các thông số bay, nhiệt độ và áp suất trên trình duyệt web máy tính.

Nội dung chính theo từng chương

Chương 1: Tổng quan

Chương này giới thiệu tổng quan về xu hướng phát triển và vai trò của các hệ thống UAV trong các nhiệm vụ thay thế con người tại môi trường nguy hiểm. Tác giả trình bày tính cấp thiết của đề tài trong việc nghiên cứu mô hình máy bay 3 cánh quạt có khả năng tự cân bằng và truyền dữ liệu giám sát không dây. Chương 1 xác định rõ ràng 6 mục tiêu nghiên cứu, 3 nhiệm vụ thực hiện, đối tượng và phạm vi nghiên cứu, phương pháp luận tiếp cận cùng bố cục tổng thể của cuốn khóa luận.

Chương 2: Cơ sở lý thuyết

Nội dung chương 2 tập trung xây dựng nền tảng toán học và động lực học cho mô hình Tricopter. Tác giả phân tích chi tiết nguyên lý bay và hệ phương trình lực, moment theo định luật Newton-Euler với 6 bậc tự do. Chương này khảo sát cấu tạo và nguyên lý của thiết bị đo quán tính IMU, phân loại các dòng con quay hồi chuyển (Gyro cơ, Gyro laser vòng RLG, Gyro cáp quang FOG, Gyro vi cơ rung MEMS) và gia tốc kế. Đồng thời, chương 2 trình bày chi tiết lý thuyết đại số Quaternion nhằm giải quyết hiện tượng khóa trục (Gimbal Lock) cùng lý thuyết cấu trúc bộ điều khiển PID (phân tích chi tiết ba khâu $K_p, K_i, K_d$ và hiện tượng sai số trượt/droop).

Chương 3: Giới thiệu linh kiện và module

Chương 3 trình bày các thông số kỹ thuật, cấu tạo và nguyên lý làm việc của từng phần tử phần cứng được sử dụng trong đề tài:

  • Khảo sát động cơ không chổi than SunnySky 2212-13 KV980 và nguyên lý băm xung điều khiển bộ điều tốc ESC SimonK 20A.
  • Phân tích cấu trúc phần cứng, bảng thông số chân I/O, bộ nhớ, cổng truyền thông nối tiếp và các ngắt ngoài của các dòng bo mạch Arduino Uno, Arduino Nano và Arduino Mega 2560.
  • Khảo sát module cảm biến 10-DOF GY-86 (MPU6050, HMC5883L, MS5611), cảm biến BMP180 và động cơ servo Tower Pro MG996.
  • Phân tích giao thức truyền thông vô tuyến của module RF nRF24L01 (cấu hình địa chỉ, kênh truyền, tốc độ truyền và mã kiểm tra CRC), module Wi-Fi CC3000 và phương pháp tính toán dung lượng nguồn pin LiPo.

Chương 4: Thiết kế mô hình bay và xây dựng phần mềm và giải thuật PID

Chương 4 mô tả toàn bộ quá trình hiện thực hóa mô hình từ phần cứng đến phần mềm:

  • Thiết kế kết cấu cơ khí trên khung HJ550 và xây dựng sơ đồ khối kết nối toàn hệ thống.
  • Thiết kế sơ đồ nguyên lý và layout mạch in (Top layer, Bottom layer) cho bo mạch điều khiển trung tâm và bo mạch tay cầm điều khiển.
  • Xây dựng phần mềm trên máy tính bằng C# (Visual Studio) phục vụ việc giao tiếp Serial để dò hệ số PID trực quan.
  • Lập trình ứng dụng Webserver trên nền IntelliJ IDEA để thu thập và hiển thị dữ liệu từ máy bay qua Wi-Fi.
  • Xây dựng sơ đồ khối giải thuật PD và lưu đồ thuật toán điều khiển tổng quát cho bo mạch vi điều khiển Arduino Uno R3.

Chương 5: Tổng hợp, phân tích, đánh giá kết quả thực tiễn

Chương 5 trình bày toàn bộ kết quả thực nghiệm thu được từ quá trình chạy thử nghiệm hệ thống:

  • Đồ thị đáp ứng động lực học của giải thuật PD theo các trục góc Pitch, Roll và Yaw dưới các bộ thông số $K_p, K_d$ khác nhau.
  • Kết quả bay thử nghiệm thực tế của mô hình Tricopter trong điều kiện có dây giữ an toàn.
  • Kết quả thu thập và hiển thị dữ liệu cảm biến truyền qua mạng Wi-Fi từ máy bay về giao diện trình duyệt web (Cốc Cốc) trên máy tính.
  • Tổng kết các ưu điểm, phân tích những điểm hạn chế về mặt kỹ thuật và đề xuất các hướng nâng cấp phát triển đề tài.

Kết quả và đóng góp

Kết quả thực nghiệm chính

  • Chế tạo hoàn thiện mô hình Tricopter: Xây dựng thành công khung cơ khí 3 cánh đối xứng trên nền HJ550, lắp đặt cơ cấu xoay rotor đuôi sử dụng servo Tower Pro MG996 với góc bù thực nghiệm $\mu \approx 4^\circ$, giúp triệt tiêu hoàn toàn moment tự xoay thân quanh trục $Z$ do cánh quạt thứ 3 gây ra.
  • Thiết kế và gia công phần cứng chuyên dụng: Thi công hoàn chỉnh 2 mạch in PCB (mạch điều khiển trung tâm và mạch phát tín hiệu tay cầm điều khiển) hoạt động đồng bộ với vi điều khiển họ AVR/Arduino.
  • Xây dựng hai kênh truyền thông không dây độc lập:
    1. Kênh điều khiển thời gian thực bằng sóng RF 2.4 GHz qua module nRF24L01 với mã kiểm tra lỗi CRC, nhận tín hiệu điều khiển trực tiếp từ tay cầm.
    2. Kênh giám sát dữ liệu qua module Wi-Fi CC3000, truyền thành công các thông số đo của cảm biến về máy tính và hiển thị trực tiếp trên giao diện trình duyệt web (Cốc Cốc).
  • Thực nghiệm giải thuật điều khiển tư thế: Ứng dụng thành công giải thuật PD trên nền tảng tính toán Quaternion từ cảm biến MPU6050 (DMP). Kết quả thực nghiệm cho thấy:
    • Khi không có bộ điều khiển PD, góc Pitch dao động tự do và mất kiểm soát.
    • Khi áp dụng khâu tỉ lệ $K_p = 0.3$ và $K_p = 1$, biên độ dao động giảm dần nhưng còn hiện tượng vọt lố.
    • Khi phối hợp bộ thông số PD ($K_p = 1$ và $K_d = 1$), hệ thống đạt trạng thái đáp ứng cân bằng ổn định quanh điểm đặt mong muốn cho cả 3 góc Pitch, Roll và Yaw.
Trạng thái góc Pitch theo thời gian thử nghiệm:
Góc nghiêng (độ)
 ^
 |      _       _       _       (Không PID: Dao động mất kiểm soát)
 |     / \     / \     / \     /
 |----+---\---+---\---+---\---+-----> Thời gian
 |   /     \ /     \ /     \ /
 |
 |       __
 |      /  \__________          (Có PD: Kp=1, Kd=1 - Ổn định xác lập)
 |-----+---------------------------> Thời gian

Đóng góp kỹ thuật của đề tài

  • Làm chủ quy trình thiết kế và thi công hoàn chỉnh một mô hình UAV ba cánh quạt (Tricopter) từ kết cấu cơ khí, mạch điện tử đến thuật toán điều khiển nhúng trên nền tảng phần cứng nguồn mở giá thành thấp.
  • Giải quyết bài toán phi đối xứng động lực học đặc thù của Tricopter bằng giải pháp điều khiển góc nghiêng servo rotor đuôi kết hợp giải thuật PD.
  • Ứng dụng thành công lý thuyết Quaternion để xử lý triệt để hiện tượng khóa trục (Gimbal Lock) trong bài toán xác định tư thế bay từ cảm biến IMU.
  • Xây dựng giải pháp giám sát thông số bay từ xa qua mạng Wi-Fi hiển thị trên giao diện Web, tạo tiền đề mở rộng cho các ứng dụng đo đạc và thu thập dữ liệu môi trường.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

Hạn chế kỹ thuật

  • Điều kiện thử nghiệm: Mô hình máy bay mới chỉ được tiến hành thử nghiệm bay giữ cân bằng trong điều kiện có dây an toàn (tethered flight), chưa thực hiện các bài đo bay tự do ngoài không gian mở hoàn toàn.
  • Phương pháp xác định hệ số điều khiển: Việc xác định các thông số $K_p, K_d$ vẫn chủ yếu dựa trên phương pháp dò thủ công và thực nghiệm từng bước, chưa áp dụng các mô hình nhận dạng hệ thống tự động.
  • Thời lượng hoạt động: Thời gian bay của mô hình bị giới hạn do trọng lượng của các khối mạch phần cứng và dung lượng của nguồn pin LiPo.
  • Khoảng cách truyền dữ liệu: Phạm vi truyền nhận dữ liệu giám sát của module Wi-Fi CC3000 phụ thuộc vào bán kính phủ sóng của điểm truy cập mạng cục bộ.

Hướng phát triển

  • Tích hợp các thuật toán lọc nâng cao (như bộ lọc Kalman mở rộng - EKF) để nâng cao độ chính xác trong việc khử nhiễu cảm biến và ước lượng tư thế bay.
  • Tích hợp thêm module định vị toàn cầu GPS và la bàn số HMC5883L nhằm thực hiện các chế độ bay tự hành (Autonomous flight) theo lộ trình tọa độ thiết lập sẵn.
  • Tối ưu hóa cấu trúc cơ khí, sử dụng vật liệu nhẹ hơn và thiết kế mạch tích hợp thu nhỏ để giảm tải trọng, kéo dài thời gian bay.
  • Nâng cấp phần cứng truyền thông để tích hợp camera truyền hình ảnh trực tiếp (FPV) kết hợp với đường truyền dữ liệu giám sát về máy tính.

Giá trị tham khảo

Tài liệu khóa luận tốt nghiệp này mang lại giá trị tham khảo chuyên môn cho:

  • Đối tượng sử dụng: Sinh viên, giảng viên và kỹ sư thuộc các chuyên ngành Kỹ thuật Điện tử - Truyền thông, Kỹ thuật Điều khiển & Tự động hóa, Kỹ thuật Cơ điện tử và Robotics đang thực hiện các đề tài nghiên cứu về thiết bị bay không người lái nhiều cánh quạt.
  • Các nội dung có giá trị tham khảo cao:
    • Phương pháp luận chuyển đổi đại số Quaternion sang góc Euler để lập trình xử lý cảm biến MPU6050 tránh hiện tượng Gimbal Lock (trình bày tại Chương 2).
    • Bản vẽ thiết kế sơ đồ nguyên lý và layout mạch in PCB kết nối vi điều khiển AVR với các module truyền thông nRF24L01, CC3000 và mạch điều tốc ESC (trình bày tại Chương 4).
    • Phương pháp xây dựng phần mềm máy tính C# giao tiếp Serial để dò thông số PD và lập trình Webserver giám sát thông số từ xa qua Wi-Fi (trình bày tại Chương 4).

Câu hỏi thường gặp

1. Tại sao mô hình máy bay 3 cánh quạt (Tricopter) bắt buộc phải có một động cơ servo ở rotor đuôi?

Ở cấu trúc Tricopter, hai rotor phía trước quay ngược chiều nhau nên moment phản lực của chúng tự triệt tiêu lẫn nhau. Tuy nhiên, rotor thứ ba ở đuôi khi quay sẽ tạo ra một moment xoắn làm toàn bộ thân máy bay tự xoay tròn quanh trục thẳng đứng $Z$. Động cơ servo Tower Pro MG996 được lắp tại đuôi để làm nghiêng góc của rotor thứ ba (với góc bù thực nghiệm $\mu \approx 4^\circ$), tạo ra thành phần lực ngang triệt tiêu moment xoay này ở trạng thái cân bằng, đồng thời thay đổi góc nghiêng để điều khiển hướng xoay (góc Yaw) của máy bay theo ý muốn.

2. Nhóm tác giả sử dụng phương pháp toán học nào để tính toán tư thế máy bay và vì sao?

Đề tài sử dụng phương pháp biểu diễn không gian 4 chiều Quaternion ($q = [q_0, q_1, q_2, q_3]^T$) được trích xuất từ bộ xử lý chuyển động kỹ thuật số (DMP) của cảm biến MPU6050. Phương pháp này được sử dụng nhằm khắc phục triệt để hiện tượng khóa trục (Gimbal Lock) - một lỗi toán học làm mất một bậc tự do quay khi biểu diễn trực tiếp bằng hệ tọa độ góc Euler truyền thống. Sau khi xử lý bằng Quaternion, hệ thống sử dụng các hàm giải tích lượng giác ($\text{atan2}$ và $\arcsin$) để quy đổi chính xác về ba góc Roll, Pitch và Yaw.

3. Hệ thống sử dụng những chuẩn truyền thông không dây nào cho việc điều khiển và giám sát?

Đồ án thiết lập hai kênh truyền thông không dây độc lập:

  • Kênh điều khiển bay: Sử dụng sóng vô tuyến tần số 2.4 GHz thông qua module RF nRF24L01 với giao thức SPI và mã kiểm tra lỗi CRC để truyền lệnh điều khiển thời gian thực từ tay cầm về vi điều khiển trên máy bay.
  • Kênh truyền dữ liệu giám sát: Sử dụng module Wi-Fi CC3000 giao tiếp với vi điều khiển để đẩy các gói dữ liệu trạng thái cảm biến (nhiệt độ, áp suất, góc tư thế) lên Webserver máy tính và hiển thị trên trình duyệt web.

4. Thuật toán điều khiển nào được áp dụng để cân bằng máy bay và các thông số thực nghiệm được ghi nhận như thế nào?

Nhóm tác giả áp dụng bộ điều khiển tỉ lệ - vi phân (PD) riêng biệt cho từng trục Roll, Pitch và Yaw. Khâu tích phân (I) được lược bỏ để hạn chế hiện tượng trôi tích phân và vọt lố do rung động cơ khí gây ra. Kết quả khảo sát thực nghiệm ghi nhận tại Chương 5 cho thấy khi cấu hình bộ thông số $K_p = 1$ và $K_d = 1$, các dao động góc nghiêng nhanh chóng được dập tắt, giúp máy bay duy trì trạng thái cân bằng ổn định quanh điểm đặt.

Kết luận

Khóa luận tốt nghiệp "Thiết kế và thi công máy bay giám sát ba cánh quạt truyền phát dữ liệu về máy tính" của sinh viên Nguyễn Ngọc Quốc Duy và Nguyễn Quốc Đạt đã hoàn thành trọn vẹn mục tiêu chế tạo mô hình phần cứng Tricopter và xây dựng giải thuật điều khiển cân bằng tự động dựa trên thuật toán PD. Đề tài đã làm chủ kỹ thuật xử lý tín hiệu quán tính IMU qua không gian Quaternion để loại bỏ hiện tượng khóa trục, đồng thời thiết lập thành công hai tuyến truyền thông không dây phục vụ điều khiển vô tuyến RF 2.4 GHz và giám sát trạng thái qua mạng Wi-Fi. Các kết quả thực nghiệm là nguồn tư liệu kỹ thuật hữu ích cho sinh viên và người nghiên cứu trong lĩnh vực phát triển các hệ thống thiết bị bay không người lái nguồn mở.