Bối cảnh và vấn đề nghiên cứu

Trong bối cảnh công nghiệp hóa, hiện đại hóa và sự phát triển của tự động hóa, các thiết bị bay không người lái (UAV - Unmanned Aerial Vehicles), đặc biệt là mô hình máy bay bốn cánh (Quadcopter), ngày càng được ứng dụng rộng rãi. Bên cạnh các nhiệm vụ trên mặt đất, thiết bị bay có khả năng tiếp cận các khu vực địa hình nguy hiểm như hang động, vực sâu mà con người khó tiếp cận, phục vụ giám sát, truyền dữ liệu hình ảnh, hỗ trợ nông nghiệp (phun thuốc trừ sâu), do thám quân sự hoặc khảo sát bản đồ. Xuất phát từ nhu cầu thực tiễn trong công tác cứu hộ, cứu trợ đồng bào tại các khu vực bị cô lập do bão lũ mà phương tiện đường bộ không thể tiếp cận, đề tài "Thiết kế và thi công mô hình máy bay Quadcopter" được thực hiện nhằm nghiên cứu, chế tạo một mô hình robot bay 4 cánh có khả năng hoạt động ổn định và định hướng vận chuyển nhu yếu phẩm.

Qua khảo sát các nghiên cứu trước đây, nhóm tác giả nhận thấy các công trình tiền nhiệm đã tiếp cận được việc lập trình trên vi điều khiển, nắm bắt nguyên lý bay và xây dựng thuật toán điều khiển. Tuy nhiên, các hạn chế kỹ thuật vẫn tồn tại: mô hình cất cánh được nhưng độ ổn định chưa cao, mức độ dao động trên không còn lớn và chưa giải quyết triệt để việc giữ vị trí cố định trong không gian. Do đó, đề tài tập trung cải thiện thuật toán cân bằng và xây dựng phần cứng hoàn chỉnh.

Mục tiêu nghiên cứu của đề tài bao gồm:

  1. Tìm hiểu nguyên lý cân bằng, nghiên cứu động học và động lực học của thiết bị bay dạng Quadcopter.
  2. Xây dựng mô hình thực tế.
  3. Tìm hiểu cảm biến và các bộ phận cấu thành máy bay bốn cánh.
  4. Tính toán và thiết kế mạch điều khiển trung tâm.
  5. Xây dựng thuật toán điều khiển và phương pháp cân bằng cho Quadcopter bằng giải thuật vi tích phân tỉ lệ (PID).
  6. Thi công hoàn thiện và điều khiển vận hành mô hình trong thực tế.

Nhiệm vụ nghiên cứu được phân chia thành 7 nội dung cụ thể:

  1. Tìm hiểu tổng quan đề tài và các tài liệu liên quan về robot bay 4 cánh.
  2. Liệt kê danh mục linh kiện và nghiên cứu nguyên lý hoạt động của từng linh kiện.
  3. Thiết kế cơ khí và lắp ráp khung mô hình Quadcopter.
  4. Thiết kế, thi công mạch điều khiển trung tâm cho robot.
  5. Lập trình điều khiển cho mạch trung tâm và cấu hình bộ tay cầm điều khiển.
  6. Vận hành chạy thử nghiệm và cân chỉnh các thông số hệ thống.
  7. Đánh giá kết quả thực nghiệm và hoàn thiện báo cáo đồ án.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu:

  • Đối tượng nghiên cứu: Thiết bị bay không người lái dạng 4 cánh quạt (Quadcopter) và hệ thống cân bằng góc nghiêng tự động.
  • Phạm vi và giới hạn kỹ thuật: Kích thước khung máy bay giới hạn ở mức dài 50 cm, rộng 50 cm, cao 10 cm; sử dụng bo mạch vi điều khiển mã nguồn mở ATmega328P (Arduino Uno R3) kết hợp cảm biến con quay hồi chuyển 3 trục L3G4200D; điều khiển chuyển động bằng thuật toán PID nhúng; điều khiển từ xa qua sóng vô tuyến RF dải tần 2,4 GHz; thời gian thực hiện đề tài từ ngày 10/10/2016 đến ngày 13/01/2017 tại Khoa Điện - Điện tử, Trường Đại học Sư phạm Kỹ thuật TP. Hồ Chí Minh.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp nghiên cứu

Khung lý thuyết và mô hình toán học

Nghiên cứu ứng dụng lý thuyết cơ học vật rắn và khí động lực học để mô tả chuyển động của khung Quadcopter với 6 bậc tự do thông qua hai hệ quy chiếu: hệ quy chiếu quán tính Trái Đất ($E_1$) và hệ quy chiếu gắn liền với khung máy bay ($E_B$).

Định hướng không gian của Quadcopter được xác định thông qua ba góc Euler: góc lắc ngang (Roll - $\phi$), góc chúc ngóc (Pitch - $\theta$) và góc quay hướng (Yaw - $\psi$) được biểu diễn qua ma trận xoay $R$:

$$R = \begin{pmatrix} C\psi C\theta & C\psi S\theta S\phi - S\psi C\phi & C\psi S\theta C\phi + S\psi S\phi \ S\psi C\theta & S\psi S\theta S\phi + C\psi C\phi & S\psi S\theta C\phi - C\psi S\phi \ -S\theta & C\theta S\phi & C\theta C\phi \end{pmatrix}$$

Trong đó $C$ viết tắt cho hàm $\cos$ và $S$ viết tắt cho hàm $\sin$. Lực nâng tạo ra bởi mỗi động cơ tỷ lệ với bình phương vận tốc góc của cánh quạt:

$$F_i = b \cdot \omega_i^2 \quad (i = 1, 2, 3, 4)$$

Tổng lực nâng $T$ của cả 4 cánh quạt tác động lên khung thân máy bay:

$$T = \sum_{i=1}^4 |F_i| = \sum_{i=1}^4 b \cdot \omega_i^2$$

Phương trình vi phân mô tả gia tốc chuyển động tịnh tiến của Quadcopter:

$$\ddot{r} = \begin{pmatrix} \ddot{x} \ \ddot{y} \ \ddot{z} \end{pmatrix} = g \begin{pmatrix} 0 \ 0 \ 1 \end{pmatrix} - \frac{T}{m} R \begin{pmatrix} 0 \ 0 \ 1 \end{pmatrix}$$

Mô hình khí động lực học xác định lực đẩy cánh quạt $T_{MN}$ dựa trên diện tích quét của cánh $S$, mật độ không khí $\rho_s$ ($1{,}1252 \text{ kg/m}^3$ tại 25°C, áp suất 1 atm) và vận tốc dòng khí $v_1$:

$$T_{MN} = 2\rho S v_1^2 \implies v_1 = \sqrt{\frac{W_P}{2S\rho_s}}$$

Với $W_P = \frac{mg}{4}$ là phần trọng lực phân bố lên mỗi cánh quạt. Để đảm bảo điều kiện vận hành, khoảng cách $l$ giữa hai động cơ trên cùng một trục phải thỏa mãn $l \ge \frac{D_{\text{cánh quạt}}}{\sqrt{2}}$.

Về lý thuyết điều khiển tự động, hệ thống sử dụng thuật toán PID kinh điển để hiệu chỉnh sai lệch giữa góc đặt mong muốn và góc thực tế đo từ cảm biến:

  • Khâu tỉ lệ (P): $P_{\text{out}} = K_p \cdot e(t)$ tạo tác động điều khiển tức thời theo biên độ sai số.
  • Khâu tích phân (I): $I_{\text{out}} = K_i \int_0^t e(t) dt$ tích lũy sai số theo thời gian để khử sai số xác lập.
  • Khâu vi phân (D): $D_{\text{out}} = K_d \frac{de(t)}{dt}$ phản ứng với tốc độ biến thiên sai số nhằm hạn chế độ vọt lố và tăng tính ổn định.

Phương pháp nghiên cứu

  • Phương pháp tính toán và mô hình hóa: Tính toán các thông số khí động học, lực nâng, công suất động cơ và dòng xả của pin để xác định cấu hình phần cứng phù hợp cho tải trọng 1,2 kg.
  • Phương pháp thiết kế và tích hợp phần cứng: Lựa chọn, phối ghép các module điện tử thương mại (vi điều khiển, cảm biến, bộ điều tốc, bộ thu phát sóng vô tuyến) thành một khối điều khiển trung tâm đồng nhất.
  • Phương pháp lập trình nhúng và xử lý tín hiệu: Sử dụng ngôn ngữ C/C++ trên nền tảng Arduino IDE để xây dựng chương trình đọc dữ liệu cảm biến qua giao tiếp I2C, giải mã tín hiệu PWM từ bộ thu sóng RF và tính toán bù trừ góc nghiêng qua thuật toán PID.
  • Phương pháp thực nghiệm: Thử nghiệm từng phần (đo đạc góc nghiêng thực tế của cảm biến, kiểm tra các kênh điều khiển trên tay cầm TX-RX) và thử nghiệm bay toàn hệ thống để tinh chỉnh các hệ số $K_p, K_i, K_d$.

Thiết kế và triển khai hệ thống

Kiến trúc phần cứng và lựa chọn linh kiện

Hệ thống điều khiển trung tâm và truyền động của mô hình Quadcopter được thiết kế dựa trên các thành phần phần cứng chuyên dụng:

Tên khối / Linh kiện Mã hiệu / Thông số kỹ thuật Chức năng trong hệ thống
Khung máy bay (Frame) F450 (kích thước $50 \times 50 \times 10 \text{ cm}$) Chịu lực cơ học, gá đặt động cơ, bo mạch và nguồn
Bo điều khiển trung tâm Arduino Uno R3 (ATmega328P, 16 MHz, 32 KB Flash, 2 KB SRAM) Xử lý trung tâm, tính toán giải thuật PID, phát xung PWM
Cảm biến góc nghiêng Gyroscope 3 trục L3G4200D (16-bit ADC, dải đo $\pm 2000 \text{ dps}$, đệm FIFO 1024 byte) Đo gia tốc góc và vận tốc góc của các trục Roll, Pitch, Yaw
Động cơ truyền động (x4) Không chổi than BLDC A2212 1000KV / CF2822 1200KV Tạo lực nâng trực tiếp qua chuyển động quay của cánh
Bộ điều tốc ESC (x4) Electronic Speed Controller 30A (dòng tức thời 40A/10s, PWM $50 \text{ Hz}$) Biến đổi điện áp DC thành AC 3 pha điều khiển tốc độ motor
Cánh quạt (x4) EPP1045 (2 cánh thuận CW, 2 cánh nghịch CCW) Chuyển đổi mô-men quay thành lực nâng khí động học
Nguồn cấp năng lượng Pin Lithium-Polymer (Li-Po) 3S 11,1V (Max 12,6V), 2200 mAh, 35C Cung cấp năng lượng dòng lớn cho động cơ và hệ thống mạch
Bộ thu phát vô tuyến FlySky FS-i6 (TX) và FS-iA6 (RX), 6 kênh, tần số 2,4 GHz AFHDS 2A Truyền nhận tín hiệu điều khiển từ người vận hành (300 - 600 m)

Thiết kế mạch nguyên lý và kết nối ngoại vi

Sơ đồ nguyên lý toàn mạch được xây dựng với các kết nối vật lý trên bo mạch Arduino Uno R3:

  • Khối điều khiển ESC: 4 chân tín hiệu PWM điều khiển 4 bộ điều tốc ESC được kết nối lần lượt vào các chân số D4, D5, D6, D7 của Arduino. Tín hiệu điều khiển có chu kỳ $20 \text{ ms}$ (tần số $50 \text{ Hz}$), độ rộng xung khống chế trong dải từ $1{,}0 \text{ ms}$ đến $2{,}0 \text{ ms}$.
  • Khối cảm biến cân bằng: Cảm biến L3G4200D giao tiếp với vi điều khiển qua chuẩn I2C, chân dữ liệu SDA nối vào chân A4, chân xung nhịp SCL nối vào chân A5 của Arduino; sử dụng nguồn cấp $5\text{V}$ trích từ bo mạch.
  • Khối thu nhận sóng RF (Receiver): 4 kênh tín hiệu điều khiển (Roll, Pitch, Throttle, Yaw) từ mạch thu FS-iA6 được đưa vào các chân số D8, D9, D10, D11 của Arduino.
  • Khối chỉ thị và an toàn: Đèn LED đỏ (bước sóng $633 \text{ nm}$) báo trạng thái hệ thống được nối vào chân số D12 qua điện trở hạn dòng $R_1 = 330,\Omega$ (tính toán dựa trên dòng định mức $15 \text{ mA}$, áp sụt $1{,}8 \text{V}$ trên LED).
  • Mạch phân áp giám sát pin: Để giám sát điện thế pin Li-Po (cực đại $12{,}6 \text{V}$ khi nạp đầy) mà không gây hỏng vi điều khiển, mạch chia áp sử dụng hai điện trở $R_2 = 1\text{ k}\Omega$ và $R_3 = 1{,}5\text{ k}\Omega$ kết hợp diode 1N4001, đưa điện áp ngõ ra về chân Analog A0 ở ngưỡng an toàn dưới $5\text{V}$:

$$V_{A0} = V_{ng} \cdot \frac{R_2}{R_2 + R_3}$$

Tính toán nguồn và thời lượng pin

Khả năng xả dòng cực đại lý thuyết của pin Li-Po 2200 mAh 35C đạt $2{,}2 \times 35 = 77\text{ A}$. Mỗi động cơ tiêu thụ dòng tối đa $12\text{ A}$ (tổng 4 động cơ là $48\text{ A}$). Trong điều kiện bay thực tế, dòng tiêu thụ trung bình của mỗi động cơ dao động từ $6\text{ A}$ đến $8\text{ A}$ (tổng dòng tiêu thụ toàn hệ thống khoảng $24\text{ A} - 32\text{ A}$), do đó thời gian bay duy trì ước tính đạt từ 4 đến 5 phút.

Quy trình điều khiển phần mềm

Chương trình điều khiển được thiết kế theo vòng lặp tuần tự khép kín:

  1. Khởi tạo cấu hình vi điều khiển, thiết lập tần số giao tiếp I2C và định cấu hình chân ngõ vào/ra.
  2. Đọc độ rộng xung tín hiệu từ tay cầm phát sóng TX (kênh Ga/Throttle, Roll, Pitch, Yaw).
  3. Đọc dữ liệu vận tốc góc và gia tốc góc 3 trục từ cảm biến L3G4200D qua bus I2C.
  4. Xử lý số liệu, tính toán sai lệch giữa lệnh điều khiển từ người dùng và trạng thái góc nghiêng thực tế của mô hình.
  5. Thực thi giải thuật hiệu chỉnh PID cho từng trục độc lập để xác định lượng bù tốc độ cần thiết.
  6. Tính toán phân phối lại tốc độ cho 4 động cơ và xuất xung PWM tương ứng ra 4 chân điều khiển ESC.

Nội dung chính theo từng chương

Chương 1: Tổng quan

Chương 1 trình bày lý do lựa chọn đề tài xuất phát từ nhu cầu ứng dụng thực tiễn của thiết bị bay không người lái trong giám sát môi trường hiểm trở, hỗ trợ nông nghiệp và cứu hộ lũ lụt. Tác giả phân tích các ưu - nhược điểm của những công trình nghiên cứu đi trước, xác định rõ các hạn chế về độ ổn định và dao động góc nghiêng. Từ đó, chương này đề ra 6 mục tiêu cốt lõi, lập kế hoạch thực hiện 7 nội dung công việc và xác định các giới hạn kỹ thuật của mô hình (kích thước $50 \times 50 \times 10 \text{ cm}$, sử dụng vi điều khiển ATmega328P, cân bằng bằng thuật toán PID).

Chương 2: Cơ sở lý thuyết

Chương 2 tập trung xây dựng nền tảng lý thuyết toàn diện cho đề tài:

  • Trình bày nguyên lý bay cơ bản của Quadcopter: bố trí 2 động cơ quay thuận chiều kim đồng hồ (CW) và 2 động cơ quay ngược chiều kim đồng hồ (CCW) để triệt tiêu mô-men xoắn; điều khiển cất/hạ cánh bằng cách thay đổi đồng đều tốc độ 4 motor; điều khiển tiến/lùi (Pitch), rẽ trái/phải (Roll) và xoay hướng (Yaw) bằng cách thay đổi vận tốc tương đối giữa các cặp động cơ đối diện.
  • Thiết lập hệ phương trình toán học mô tả động học, động lực học vật rắn 6 bậc tự do, ma trận xoay Euler và mô hình khí động học tính toán lực nâng cánh quạt.
  • Phân tích chi tiết cấu trúc bộ điều khiển PID, ý nghĩa vật lý và đồ thị đáp ứng của từng khâu $K_p, K_i, K_d$ trong việc ổn định hệ thống phản hồi vòng kín.
  • Giới thiệu cấu tạo, nguyên lý hoạt động và thông số kỹ thuật của các linh kiện: Động cơ BLDC (nguyên tắc kích từ nam châm vĩnh cửu, chuyển mạch điện tử 3 pha 120 độ qua phương pháp cảm ứng xung BEMF); Bộ điều tốc ESC 30A; Cảm biến con quay hồi chuyển 3 trục L3G4200D; Bo mạch Arduino Uno R3; Pin Li-Po; Cánh quạt EPP1045; và Bộ điều khiển vô tuyến FlySky FS-i6 hoạt động trên dải tần 2,4 GHz giao thức AFHDS 2A.

Chương 3: Tính toán và thiết kế

Chương 3 chi tiết hóa quá trình thiết kế hệ thống phần cứng:

  • Xây dựng sơ đồ khối cho khối phát tín hiệu điều khiển (TX) và khối trung tâm thu nhận/điều khiển trên máy bay (RX, Arduino, Gyro, ESC, Motor).
  • Tính toán thiết kế khối cảm biến góc nghiêng giao tiếp I2C qua chân A4/A5 của Arduino.
  • Tính toán mạch chỉ thị LED ($R = 330,\Omega$) và mạch chia áp đo điện áp pin ($R_2 = 1\text{ k}\Omega, R_3 = 1{,}5\text{ k}\Omega$) bảo vệ ngõ vào Analog A0.
  • Tính toán năng lượng nguồn pin Li-Po 2200 mAh 35C, ước tính dòng tiêu thụ cực đại và thời gian bay của mô hình.
  • Thiết lập bản vẽ sơ đồ nguyên lý toàn mạch hoàn chỉnh thể hiện tất cả các đường kết nối tín hiệu giữa Arduino Uno và các thiết bị ngoại vi.

Chương 4: Thi công hệ thống

Chương 4 mô tả quy trình hiện thực hóa mô hình từ lý thuyết sang thực tế:

  • Thi công cơ khí: Lắp ráp khung F450, hàn nối hệ thống dây dẫn nguồn và gắn cố định 4 bộ điều tốc ESC cùng 4 động cơ không chổi than lên các cánh tay đòn.
  • Xây dựng các chương trình kiểm tra độc lập (test code): Chương trình kiểm thử 4 động cơ và 4 ESC sử dụng thư viện Servo.h của Arduino; chương trình đọc dữ liệu cảm biến L3G4200D qua I2C; chương trình đọc tín hiệu xung từ bộ thu RF.
  • Cấu hình cài đặt tay cầm FlySky FS-i6 ở chế độ Model 2 (cần ga bên trái) và biên soạn quy trình hướng dẫn thao tác, vận hành bay an toàn.

Chương 5: Kết quả, nhận xét và đánh giá

Chương 5 trình bày các số liệu và hình ảnh ghi nhận từ quá trình thử nghiệm thực nghiệm:

  • Lắp ráp hoàn thiện mô hình vật lý Quadcopter với đầy đủ bo mạch, cảm biến và hệ thống dây nối.
  • Thực nghiệm kiểm tra cảm biến Gyroscope L3G4200D: Thu thập và hiển thị chính xác các giá trị góc Roll, Pitch, Yaw trên Serial Monitor tại các trạng thái nghiêng $0^\circ$, nghiêng trục Roll $45^\circ$, và nghiêng trục Pitch $45^\circ$.
  • Thực nghiệm kiểm tra bộ thu phát TX-RX: Đọc và hiển thị trực quan giá trị độ rộng xung của 4 kênh điều khiển từ tay cầm FlySky FS-i6 tại các vị trí biên (kênh 3 - Ga ở mức thấp nhất và cao nhất; kênh 2 - Pitch ở mức cao nhất; kênh 1 - Roll ở mức cao nhất).
  • Quá trình cân chỉnh thực nghiệm các thông số bộ điều khiển PID nhằm giảm thiểu dao động cơ học khi bay.

Chương 6: Kết luận và hướng phát triển

Chương 6 tổng kết toàn bộ các kết quả đạt được của đồ án, chỉ ra những hạn chế còn tồn tại về độ ổn định giữ vị trí và thời lượng pin, đồng thời định hướng các giải pháp kỹ thuật cần phát triển trong tương lai.

Kết quả và đóng góp

Kết quả thực nghiệm chính

Đồ án đã thiết kế, chế tạo và tích hợp thành công mô hình phần cứng Quadcopter hoàn chỉnh với các thông số đo đạc thực nghiệm cụ thể:

Hạng mục kiểm tra Trạng thái thực nghiệm Kết quả ghi nhận trên hệ thống
Cảm biến L3G4200D Vị trí cân bằng ngang mặt phẳng ($0^\circ$) Góc Roll, Pitch, Yaw hiển thị xấp xỉ $0^\circ$, dữ liệu ổn định
Cảm biến L3G4200D Nghiêng thân máy bay quanh trục Roll $45^\circ$ Góc Roll đo được đạt giá trị $+45^\circ$, các trục khác ít biến động
Cảm biến L3G4200D Nghiêng thân máy bay quanh trục Pitch $45^\circ$ Góc Pitch đo được đạt giá trị $+45^\circ$, dữ liệu phản hồi nhanh
Kênh điều khiển Ga (CH3) Cần điều khiển ở vị trí thấp nhất (Min Throttle) Xung tín hiệu PWM hiển thị ở mức tối thiểu ($1{,}0 \text{ ms}$)
Kênh điều khiển Ga (CH3) Cần điều khiển ở vị trí cao nhất (Max Throttle) Xung tín hiệu PWM hiển thị ở mức tối đa ($2{,}0 \text{ ms}$)
Kênh điều khiển Pitch (CH2) Cần điều khiển đẩy lên vị trí cao nhất Giá trị tín hiệu kênh 2 đạt mức cực đại ($2{,}0 \text{ ms}$)
Kênh điều khiển Roll (CH1) Cần điều khiển gạt sang vị trí cao nhất Giá trị tín hiệu kênh 1 đạt mức cực đại ($2{,}0 \text{ ms}$)
Khả năng bay thực tế Điều khiển cất cánh, hạ cánh, tiến/lùi, rẽ Máy bay nâng được tải trọng $1{,}2 \text{ kg}$, thực hiện các chuyển động bay cơ bản

Đóng góp kỹ thuật của đề tài

  1. Làm chủ quy trình thiết kế và chế tạo UAV cỡ nhỏ: Tác giả đã tính toán đầy đủ các thông số khí động học, thiết kế sơ đồ nguyên lý phân phối nguồn và tín hiệu, thi công hoàn thiện một mô hình phần cứng hoạt động ổn định trên khung F450.
  2. Ứng dụng giải thuật điều khiển tự động PID trên phần cứng mở: Nhúng thành công thuật toán PID vào vi điều khiển ATmega328P để xử lý tín hiệu cảm biến con quay hồi chuyển 3 trục L3G4200D với chu kỳ đáp ứng nhanh, khống chế 4 kênh xung PWM điều khiển độc lập 4 bộ biến tần ESC.
  3. Giải pháp hệ thống chi phí thấp: Sử dụng các module phần cứng phổ thông (Arduino Uno, L3G4200D, ESC 30A, FlySky FS-i6) để chế tạo thành công thiết bị bay, cung cấp tài liệu kỹ thuật có tính ứng dụng thực tiễn cao cho sinh viên ngành Điện tử - Viễn thông và Tự động hóa.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

Hạn chế của đề tài

  • Khả năng cân bằng vị trí: Hệ thống chỉ mới thực hiện cân bằng góc nghiêng (Attitude control) dựa trên cảm biến con quay hồi chuyển Gyroscope đơn lẻ, chưa tích hợp gia tốc kế (Accelerometer) để bù sai số trôi (drift) của con quay, dẫn đến việc mô hình vẫn bị trôi dạt tự do theo gió và chưa thể tự động đứng yên tại một điểm cố định trong không gian.
  • Thiếu cảm biến độ cao: Chưa tích hợp cảm biến áp suất khí quyển (Barometer) hoặc cảm biến siêu âm/Sonar để tự động giữ độ cao ổn định khi bay.
  • Thời lượng hoạt động ngắn: Do dung lượng pin giới hạn ở mức 2200 mAh trong khi tổng dòng tiêu thụ của 4 động cơ khi nâng toàn bộ tải trọng 1,2 kg là tương đối lớn, thời gian bay thực tế chỉ đạt khoảng 4 đến 5 phút.
  • Chưa có hệ thống giám sát từ xa: Chưa truyền nhận dữ liệu hình ảnh trực tiếp (FPV) và dữ liệu trạng thái chuyến bay về máy tính mặt đất.

Hướng nghiên cứu và phát triển tiếp theo

  • Tích hợp cảm biến định vị toàn cầu (GPS) và la bàn số (Compass): Xây dựng thuật toán giữ vị trí (Position hold) và tự động quay về điểm xuất phát (Return-to-Home) khi mất tín hiệu.
  • Nâng cấp thuật toán lọc và ước lượng trạng thái: Nghiên cứu ứng dụng bộ lọc bù (Complementary Filter) hoặc bộ lọc Kalman (Kalman Filter) để kết hợp dữ liệu giữa cảm biến gia tốc và cảm biến con quay hồi chuyển, nâng cao độ chính xác đo góc nghiêng.
  • Truyền dữ liệu hình ảnh: Gắn thêm module Camera không dây truyền hình ảnh trực tiếp về máy tính trung tâm để phục vụ công tác giám sát, cứu hộ thực tế.
  • Tối ưu hóa nguồn năng lượng: Nâng cấp dung lượng pin Li-Po hoặc sử dụng vật liệu khung thân siêu nhẹ (sợi carbon) để kéo dài thời gian bay của thiết bị.

Giá trị tham khảo

Tài liệu đồ án tốt nghiệp này mang lại giá trị tham khảo chuyên môn cho các đối tượng:

  • Sinh viên ngành Kỹ thuật Điện tử - Truyền thông, Tự động hóa, Cơ điện tử: Cung cấp tài liệu mẫu về quy trình thiết kế hệ thống nhúng điều khiển chuyển động, phương pháp ghép nối vi điều khiển với các mạch công suất (ESC, động cơ BLDC) và cảm biến qua bus I2C.
  • Người nghiên cứu và phát triển thiết bị bay UAV: Đáng tham khảo ở phần tính toán khí động học cơ bản (lực nâng cánh quạt, vận tốc dòng khí), sơ đồ nguyên lý mạch chia áp bảo vệ ADC và phương pháp cấu hình, giải mã tín hiệu PWM tần số $50 \text{ Hz}$ từ các bộ thu phát sóng RF đa kênh.
  • Cán bộ kỹ thuật chế tạo mô hình robot: Cung cấp cơ sở lý thuyết và các lưu đồ giải thuật điều khiển cân bằng PID phân kênh (Roll, Pitch, Yaw, Throttle) có thể áp dụng trực tiếp trên các nền tảng vi điều khiển 8-bit hoặc 32-bit.

Câu hỏi thường gặp

1. Bo mạch điều khiển trung tâm và cảm biến góc nghiêng được sử dụng trong đồ án là loại nào?
Đồ án sử dụng bo mạch vi điều khiển Arduino Uno R3 tích hợp vi điều khiển ATmega328P (xung nhịp 16 MHz, bộ nhớ Flash 32 KB, SRAM 2 KB) làm bộ xử lý trung tâm và cảm biến con quay hồi chuyển 3 trục L3G4200D (độ phân giải 16-bit, tốc độ đo lên đến 2000 dps) giao tiếp qua chuẩn I2C tại các chân A4 (SDA) và A5 (SCL).

2. Tín hiệu PWM điều khiển bộ điều tốc ESC 30A có các thông số kỹ thuật ra sao?
Bộ điều tốc ESC 30A nhận xung PWM điều khiển có chu kỳ yêu cầu là $20 \text{ ms}$ (tương ứng tần số $50 \text{ Hz}$). Độ rộng xung điều khiển được khống chế nghiêm ngặt trong dải từ $1{,}0 \text{ ms}$ (tương ứng mức công suất cực tiểu/dừng) đến $2{,}0 \text{ ms}$ (tương ứng mức công suất cực đại). Nếu tín hiệu nằm ngoài khoảng này, ESC sẽ không hoạt động.

3. Tại sao sơ đồ mạch lại bố trí mạch chia áp nối vào chân Analog A0 của Arduino?
Mạch chia áp gồm hai điện trở $R_2 = 1\text{ k}\Omega$ và $R_3 = 1{,}5\text{ k}\Omega$ kết hợp diode 1N4001 được thiết kế để giám sát điện áp của khối pin Li-Po. Khi pin nạp đầy đạt điện áp cực đại $12{,}6\text{V}$, mạch chia áp sẽ hạ mức điện áp này xuống dưới $5\text{V}$ trước khi đưa vào chân A0, giúp vi điều khiển đọc được mức dung lượng pin mà không bị quá áp làm hỏng cổng vào analog.

4. Khả năng cung cấp dòng và thời gian bay thực tế của hệ thống nguồn pin Li-Po là bao nhiêu?
Hệ thống sử dụng pin Li-Po 3S dung lượng 2200 mAh với hệ số xả 35C, cho khả năng xả dòng tức thời cực đại lên tới $77\text{ A}$. Mặc dù tổng dòng tiêu thụ tối đa lý thuyết của 4 động cơ là $48\text{ A}$, trong điều kiện bay thực nghiệm mỗi động cơ tiêu thụ khoảng $6\text{ A} - 8\text{ A}$ (tổng dòng $24\text{ A} - 32\text{ A}$), cho phép máy bay duy trì thời gian bay thực tế từ 4 đến 5 phút.

5. Bộ điều khiển vô tuyến FlySky FS-i6 sử dụng công nghệ truyền thông gì và khoảng cách điều khiển là bao nhiêu?
Bộ FlySky FS-i6 bao gồm bộ phát (TX) và bộ thu (RX) 6 kênh, hoạt động trong dải tần vô tuyến $2{,}4 - 2{,}48\text{ GHz}$ với băng thông $500\text{ kHz}$ theo giao thức AFHDS 2A / AFHDS, cho phép cự ly điều khiển ổn định trong khoảng cách từ 300 m đến 600 m.

Kết luận

Đồ án tốt nghiệp "Thiết kế và thi công mô hình máy bay Quadcopter" của sinh viên Lương Quốc Ân và Phan Ngọc Tường (Khoa Điện - Điện tử, Trường Đại học Sư phạm Kỹ thuật TP.HCM) đã hoàn thành trọn vẹn mục tiêu thiết kế và chế tạo một thiết bị bay không người lái 4 cánh hoàn chỉnh. Nhóm tác giả đã làm chủ quy trình tính toán khí động học, thiết kế sơ đồ nguyên lý phần cứng, ghép nối các khối công suất, cảm biến góc nghiêng và nhúng thành công giải thuật cân bằng PID trên vi điều khiển ATmega328P. Mặc dù còn hạn chế về thời lượng pin và khả năng tự động giữ vị trí do chưa tích hợp GPS/la bàn, công trình đã khẳng định tính khả thi của mô hình và cung cấp tài liệu kỹ thuật có giá trị thực tiễn cao cho việc nghiên cứu, phát triển các hệ thống UAV phục vụ đời sống xã hội.