Tổng quan luận án

Tính cấp thiết và khoảng trống nghiên cứu

Thiết bị bay không người lái (UAV - Unmanned Aerial Vehicle), đặc biệt là UAV cánh bằng, giữ vai trò quan trọng trong nhiều lĩnh vực dân sự và quân sự. Trong quốc phòng và an ninh, UAV được ứng dụng trong trinh sát, cảnh giới, phát hiện, bám sát và bảo vệ các mục tiêu mặt đất. Trong phát triển kinh tế - xã hội, UAV tham gia quan sát môi trường, giám sát và phòng chống cháy rừng, cũng như vận chuyển hàng hóa phục vụ nông nghiệp.

Để hoàn thành nhiệm vụ, UAV cánh bằng phải thực hiện hai bài toán điều khiển cơ bản: bám theo các quỹ đạo xác định trước trong không gian và bám sát các mục tiêu di động trên mặt đất thông qua hệ thống quan sát quang điện tử lắp đặt trên khoang. Trong thực tế, các thuật toán bám quỹ đạo truyền thống (như bám điểm ảo, bám theo trường vectơ, dẫn đường phi tuyến, hoặc điều khiển tối ưu tuyến tính toàn phương LQR) tồn tại những hạn chế nhất định:

  • Việc xác định các thông số hình học (khoảng cách ngắm trước, thông số trường vectơ, hệ số phản hồi) thường mang tính kinh nghiệm, thiếu công thức giải tích tường minh để bảo đảm chất lượng điều khiển trên toàn bộ dải điều kiện ban đầu.
  • Hệ thống điều khiển thường phải đánh đổi giữa tốc độ hội tụ về quỹ đạo và mức độ dao động (hoặc độ quá điều chỉnh) xung quanh đường cần bám.
  • Khi bám mục tiêu di động mặt đất bằng phương pháp bay vòng truyền thống (loitering), nếu vận tốc của mục tiêu vượt qua một ngưỡng giới hạn nhất định, bán kính quay vòng yêu cầu của quỹ đạo động sẽ nhỏ hơn giới hạn quay vòng vật lý của UAV, dẫn đến mất khả năng duy trì quan sát liên tục.

Khoảng trống nghiên cứu được luận án xác định là: cần phát triển các thuật toán điều khiển dẫn đường bám quỹ đạo dựa trên lý thuyết điều khiển trượt (Sliding Mode Control - SMC) nhằm bảo đảm tính bền vững đối với nhiễu gió và sai số tham số mô hình; đồng thời xây dựng giải pháp dẫn đường quỹ đạo động kép cho phép UAV bám sát và hộ tống mục tiêu mặt đất di động khi vận tốc mục tiêu thay đổi và vượt quá giới hạn của phương pháp bám vòng thông thường.

Mục tiêu nghiên cứu

Luận án xác định 2 mục tiêu nghiên cứu cụ thể:

  1. Nghiên cứu về động học của vòng điều khiển bám quỹ đạo và các thuật toán điều khiển bám quỹ đạo đã được áp dụng để xây dựng thuật toán điều khiển bám quỹ đạo cho UAV sử dụng chế độ trượt.
  2. Nghiên cứu khả năng bám mục tiêu mặt đất của UAV với các mục tiêu có vận tốc khác nhau để đề xuất giải pháp bám mục tiêu di động có vận tốc thay đổi.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu

  • Đối tượng nghiên cứu: UAV cánh bằng với giả thiết đã trang bị hệ thống tự động điều chỉnh vận tốc bay (duy trì vận tốc góc/không tốc hoặc địa tốc theo giá trị đặt).
  • Phạm vi nghiên cứu: Luận án tập trung vào vòng điều khiển quỹ đạo (vòng ngoài/vòng dẫn đường) trong cấu trúc điều khiển hai vòng của UAV. Giả thiết đặt ra là vòng điều khiển ổn định tư thế bên trong (vòng trong, tích hợp trong thiết bị lái tự động Autopilot) có hằng số thời gian rất nhỏ so với vòng điều khiển quỹ đạo, cho phép coi giá trị góc nghiêng thực tế đáp ứng tức thời theo giá trị đặt góc nghiêng từ vòng ngoài. Luận án nghiên cứu thuật toán điều khiển chuyển động trong mặt phẳng ngang cho hai trường hợp: bám đường quỹ đạo hình học cố định (đường thẳng, đường tròn, đường cong bất kỳ) và bám mục tiêu mặt đất di động.

Tổng quan tài liệu và vị trí của luận án

Các hướng nghiên cứu đã có

Luận án đã phân tích và hệ thống hóa các hướng tiếp cận điều khiển dẫn đường và định vị UAV:

  1. Cấu trúc hệ thống điều khiển và phân tách vòng điều khiển: Các nghiên cứu kinh điển về cấu trúc điều khiển UAV của Beard, Kingston, McLain (2005, 2007) và Stevens, Lewis (2003) phân tách hệ thống thành vòng điều khiển ổn định tư thế (vòng trong) và vòng điều khiển dẫn đường/quỹ đạo (vòng ngoài).
  2. Các thuật toán dẫn đường bám quỹ đạo phổ biến:
    • Thuật toán bám theo điểm ngắm ảo (Virtual Target Point - VTP): Tạo một điểm ảo phía trước hình chiếu của UAV trên quỹ đạo để định hướng góc bay mong muốn.
    • Thuật toán dẫn đường phi tuyến (Nonlinear Guidance Law - NLGL): Được phát triển bởi Park, Deyst, How (2004, 2007), xác định điểm ngắm là giao điểm của đường tròn bán kính $L$ tâm tại UAV với đường quỹ đạo.
    • Luật dẫn ngắm thẳng (Pure Pursuit - PP) và dẫn theo đường ngắm (Line-of-Sight - LOS): Kết hợp giữa góc hướng về điểm mốc và sai lệch khoảng cách ngang.
    • Luật điều khiển quỹ đạo tựa theo trường vectơ (Vector Field Guidance): Nghiên cứu của Nelson, Barber, McLain, Beard (2007), xây dựng trường vectơ vận tốc định hướng UAV tiến về quỹ đạo từ xa và trượt dọc theo quỹ đạo khi vào vùng lân cận.
    • Bộ điều chỉnh tuyến tính toàn phương (LQR): Sử dụng phương pháp tối ưu hóa trạng thái để triệt tiêu sai số vị trí ngang và sai số góc hướng.
  3. Kỹ thuật định vị và xử lý tín hiệu cảm biến trên khoang:
    • Hệ thống dẫn đường tích hợp quán tính/vệ tinh (INS/GPS) và cảm biến từ trường, cảm biến áp suất độ cao, tốc độ dòng khí.
    • Sử dụng bộ lọc Kalman mở rộng (Extended Kalman Filter - EKF) để ước lượng trạng thái tư thế (góc Euler $\phi, \theta, \psi$) và trạng thái chuyển động (vị trí $P_N, P_E, h$, vận tốc $V_N, V_E, V_D$), theo các nghiên cứu của Farrell (2008), Grewal, Weill, Andrews (2007).
  4. Tình hình nghiên cứu trong nước:
    • Nghiên cứu sử dụng góc nghiêng để tạo lực pháp tuyến chuyển hướng UAV thông qua bài toán điều khiển tối ưu tác động nhanh.
    • Nghiên cứu điều khiển chuyển động cạnh của UAV cỡ nhỏ sử dụng cánh lái hướng kết hợp bộ điều khiển thích nghi theo hệ số quá tải ngang khi có gió cạnh.
    • Nghiên cứu điều khiển thích nghi theo hệ số quá tải đứng để ổn định kênh dọc khi bay trong điều kiện khí quyển nhiễu loạn.
    • Nghiên cứu quỹ đạo tròn động trong quá trình hạ cánh tự động của UAV.
    • Nghiên cứu ổn định góc nghiêng và góc nghiêng quỹ đạo bằng phương pháp cuốn chiếu (Backstepping) để điều khiển bám quỹ đạo 3D.
    • Các công trình ứng dụng bộ lọc Kalman tích hợp IMU/GPS/từ kế để ước lượng trạng thái bay.

Vị trí và khoảng trống luận án lựa chọn giải quyết

Các công trình trong nước trước đây chủ yếu tập trung vào vòng điều khiển ổn định bên trong hoặc điều khiển cục bộ theo từng kênh cánh lái riêng lẻ, chưa giải quyết trọn vẹn bài toán tổng hợp lệnh điều khiển dẫn đường vòng ngoài bằng phương pháp chế độ trượt. Đồng thời, bài toán bám sát và hộ tống mục tiêu di động mặt đất có vận tốc thay đổi sử dụng camera quan sát trên UAV chưa được giải quyết một cách tường minh.

Luận án định vị trọng tâm vào việc:

  • Ứng dụng lý thuyết điều khiển trượt để thiết kế các mặt trượt tuyến tính, hỗn hợp và phi tuyến (đặc biệt là mặt trượt phi tuyến dựa trên quỹ đạo Dubins và hệ tọa độ Serret-Frenet), giúp bảo đảm thời gian quá độ hữu hạn, loại bỏ hiện tượng chattering và duy trì tính ổn định bền vững khi có nhiễu gió.
  • Phát triển thuật toán bám mục tiêu di động mặt đất dựa trên chế độ bay vòng kết hợp chế độ quỹ đạo kép (chế độ hộ tống), giải quyết hạn chế về bán kính quay vòng nhỏ nhất của UAV cánh bằng khi mục tiêu di chuyển với tốc độ cao.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp nghiên cứu

Cơ sở lý thuyết và khung phân tích

Luận án xây dựng trên các nền tảng lý thuyết điều khiển tự động và cơ học bay:

  1. Động học chuyển động của UAV trong mặt phẳng ngang:

    • Khi UAV bay bằng ($\theta = 0$) và nghiêng cánh một góc $\phi$, lực nâng khí động học $F_z$ phân rã thành thành phần chống lại trọng lực ($F_z \cos\phi = mg$) và thành phần lực hướng tâm ($F_z \sin\phi = m v_a^2 / R$).
    • Mối quan hệ giữa góc nghiêng mong muốn $\phi_r$ và tốc độ thay đổi góc hướng $\dot{\psi}$ được thiết lập theo công thức: $$\tan \phi_r = \frac{v_a \dot{\psi}}{g}$$
    • Khi có tác động của vectơ vận tốc gió $\vec{v}w = [v{wn}, v_{we}, v_{wd}]^T$, vectơ địa tốc $\vec{v}_g$ là tổng của vectơ không tốc $\vec{v}_a$ và vectơ gió $\vec{v}_w$: $$\vec{v}_g = \vec{v}_a + \vec{v}_w$$ $$v_g = \sqrt{v_a^2 + v_w^2 + 2v_a v_w \cos(\psi - \psi_w)}$$
    • Phương trình động học sai số bám quỹ đạo ngang ($y_e$) và sai số góc hướng ($\psi_e = \psi - \psi_p$): $$\dot{y}e = v_g \sin \psi_e = k{aw} v_a \sin \psi_e$$ $$\dot{\psi}_e = \dot{\psi} - \dot{\psi}p - N$$ Trong đó $k{aw}$ và $N$ là các thành phần phi tuyến phụ thuộc vào tỷ số $v_w / v_a$ và độ lệch góc gió. Tín hiệu điều khiển $u = \tan \phi$ được tổng hợp để tạo góc nghiêng mong muốn $\phi_r = \arctan(u - \dot{\psi}_p/k_u - N/k_u)$ với $k_u = g/v_a$.

  2. Lý thuyết điều khiển chế độ trượt (Sliding Mode Control - SMC):

    • Không gian trạng thái phi tuyến: $\dot{x} = f(x) + g(x)u$.
    • Thiết kế mặt trượt $s(x) = 0$ sao cho động học của hệ thống trên mặt trượt đạt được các chỉ tiêu chất lượng mong muốn (tiệm cận sai số về 0 trong thời gian hữu hạn).
    • Tổng hợp luật điều khiển tương đương $u_{eq}$ và thành phần điều khiển gián đoạn $u_{sw} = -K \text{sign}(s)$ (hoặc hàm bão hòa $\text{sat}(s/\epsilon)$ để khử chattering) thỏa mãn điều kiện ổn định Lyapunov: $s\dot{s} < 0$.

  3. Hình học vi phân Serret-Frenet (S-F):

    • Mô tả chuyển động của UAV dọc theo một đường cong phẳng bất kỳ với độ cong $\kappa(s)$.
    • Chuyển đổi trạng thái sai số sang hệ tọa độ gắn liền với tiếp tuyến và pháp tuyến của đường cong quỹ đạo tại điểm chiếu của UAV.

  4. Hình học quỹ đạo Dubins:

    • Xác định quỹ đạo chuyển động ngắn nhất giữa hai cấu hình vị trí - góc hướng của vật thể chuyển động có ràng buộc bán kính quay vòng tối thiểu $R_{min}$.

  5. Mô hình hình học quan sát Camera Pan-Tilt:

    • Phép chiếu phối cảnh từ hệ tọa độ camera sang hệ tọa độ vật lý gắn với UAV, hệ tọa độ NED và mặt phẳng mặt đất để tái tạo tọa độ $(x_t, y_t)$ và vận tốc mục tiêu $(\dot{x}_t, \dot{y}_t)$.
+-------------------------------------------------------------------------+
|                  CẤU TRÚC ĐIỀU KHIỂN DẪN ĐƯỜNG UAV                      |
+-------------------------------------------------------------------------+
|                                                                         |
|  [ Nhiệm vụ bay / Mục tiêu mặt đất ]                                    |
|  [ Khối tạo nhiệm vụ & Quỹ đạo động ]                                   |
|  [ VÒNG NGOÀI: Điều khiển quỹ đạo / Dẫn đường (SMC) ]                   |
|    - Mặt trượt phi tuyến / Dubins / Serret-Frenet                       |
|    - Triệt tiêu sai số bám ye và sai số góc hướng psi_e                 |
|  [ VÒNG TRONG: Điều khiển ổn định / Autopilot ]                         |
|    - Góc lái liệng delta_a, lái nâng delta_e, lái hướng delta_r, ga T   |
|                                                                         |
+-------------------------------------------------------------------------+

Phương pháp nghiên cứu và nguồn dữ liệu

  • Phương pháp nghiên cứu lý thuyết: Giải tích động học và động lực học chuyển động UAV; tổng hợp thuật toán điều khiển phi tuyến và chứng minh tính ổn định tiệm cận của mặt trượt bằng hàm thế vi phân Lyapunov.
  • Phương pháp mô phỏng số: Xây dựng mô hình mô phỏng thuật toán trên máy tính với các kịch bản bay, kiểm chứng thời gian quá độ, độ lệch bám quỹ đạo, phản ứng trước sai số ban đầu lớn và sự hiện diện của trường gió.
  • Nguồn dữ liệu: Các tham số động học danh định của UAV cánh bằng, các tín hiệu đo từ tổ hợp cảm biến mô phỏng (GPS sai số 5–11 m, tần số 1–10 Hz; khí áp kế; con quay MEMS có độ trôi $b_x, b_y, b_z$; gia tốc kế; từ kế 3D) và mô hình dữ liệu ảnh từ cụm camera quan sát góc tầm/hướng.

Nội dung chính theo từng chương

CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ UAV VÀ ĐIỀU KHIỂN UAV

Chương 1 thiết lập bức tranh tổng thể về cấu trúc phần cứng, phân tầng điều khiển, mô hình động học dẫn đường và hệ thống đo lường trên UAV cánh bằng:

  • Cấu trúc phân tầng hệ thống điều khiển: Luận án chỉ ra rằng hệ thống điều khiển tự lập gồm 4 khối chính: Khối tạo nhiệm vụ bay, Khối điều khiển (gồm vòng điều khiển quỹ đạo ngoài và vòng điều khiển ổn định trong), Hệ thống cảm biến, và Hệ thống xử lý tín hiệu đo. Hệ thống lái 4 kênh bao gồm: kênh ga ($T$), kênh lên xuống ($\delta_e$), kênh lượn ($\delta_a$), và kênh hướng ($\delta_r$).
  • Mô hình động học kênh ngang: Dưới giả thiết bay bằng và vòng trong đáp ứng nhanh ($\phi \approx \phi_r$), phương trình động học mô tả tốc độ thay đổi sai số ngang $y_e$ và sai số góc hướng $\psi_e$ được thiết lập dưới dạng tổng quát khi có gió và khi không có gió. Tiêu chuẩn đánh giá chất lượng chuyển tiếp được luận án xác định là thời gian quá độ để sai số $y_e$ hội tụ về dải sai số $\delta \le 0{,}01 R_{min}$ (1% bán kính quay vòng nhỏ nhất).
  • Phân tích so sánh 5 thuật toán điều khiển quỹ đạo hiện có:
    1. Bám điểm ngắm ảo (VTP): Phụ thuộc vào việc chọn khoảng cách ngắm $\Delta$ hoặc cung góc $\Delta\theta$.
    2. Dẫn đường phi tuyến (NLGL): Phụ thuộc vào bán kính $L$ của đường tròn cắt quỹ đạo.
    3. Ngắm thẳng và bám đường ngắm (PP & LOS): Tín hiệu lệnh $\psi_d = k_1 \psi_{pp} + k_2 \psi_{LOS}$, khó khăn trong việc phối hợp hai hệ số $k_1, k_2$.
    4. Trường vectơ (Vector Field): Cho độ chính xác cao nhưng quy luật chuyển tiếp hàm mũ $e_y^* = \chi^\infty (y_e/\tau)^k$ phụ thuộc vào việc hiệu chỉnh tham số $\tau$ và $k$.
    5. Bộ điều khiển LQR: Tối ưu hóa ma trận trọng số $Q = \text{diag}(q_{11}, q_{22})$ và $R$, song đáp ứng phụ thuộc vào điểm tuyến tính hóa.
  • Hệ thống đo lường và hợp nhất dữ liệu AHRS: Mô hình toán học các cảm biến quán tính MEMS (có tính đến độ trôi bias và nhiễu ngẫu nhiên), gia tốc kế, cảm biến từ trường 3D bù góc nghiêng, cảm biến áp suất đo độ cao khí áp và ống pitot đo tốc độ đối không $V_{as}$. Cấu trúc bộ lọc Kalman mở rộng (EKF) với phương trình trạng thái $\dot{x} = f(x) + w$ và phương trình đo lường $z = h(x) + v$ được thiết lập chi tiết để bảo đảm cung cấp đầy đủ vectơ trạng thái cho vòng điều khiển quỹ đạo.
Phương pháp điều khiển Tham số điều chỉnh chính Ưu điểm theo phân tích của luận án Nhược điểm / Hạn chế
Bám điểm ngắm ảo (VTP) Khoảng cách ngắm $\Delta$, hệ số khuếch đại $k$ Cấu trúc tính toán đơn giản, trực quan Thiếu quy tắc xác định tham số tối ưu, dễ dao động
Dẫn đường phi tuyến (NLGL) Bán kính ngắm $L$ Quỹ đạo chuyển tiếp trơn khi chọn đúng $L$ Thời gian hội tụ lớn nếu $L$ quá dài
Ngắm thẳng & LOS (PP-LOS) Hệ số $k_1, k_2$ Kết hợp được góc ngắm mốc và vị trí Việc lựa chọn $k_1, k_2$ chưa có chỉ dẫn tường minh
Trường vectơ (Vector Field) Vùng biên $\tau$, số mũ $k$, hệ số $\kappa$ Độ chính xác bám đường cao nhất Cần tinh chỉnh nhiều tham số hình học
Tuyến tính toàn phương (LQR) Ma trận trọng số $Q, R$, vùng biên $\epsilon$ Tối ưu hóa năng lượng và sai số Phụ thuộc điểm làm việc tuyến tính
Chế độ trượt (SMC - Luận án) Mặt trượt $s(y_e, \psi_e)$, hệ số chuyển mạch Bền vững với nhiễu, hội tụ thời gian hữu hạn Cần thiết kế mặt trượt phi tuyến để khử chattering

CHƯƠNG 2: XÂY DỰNG THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN QUỸ ĐẠO CHO UAV

Chương 2 trình bày quá trình phát triển liên tục các dạng mặt trượt cho bộ điều khiển quỹ đạo kênh ngang của UAV:

  1. Thuật toán dẫn đường dựa trên mặt trượt tuyến tính:
    • Xây dựng mặt trượt tuyến tính theo khoảng cách: $s_1 = y_e + c_1 \dot{y}_e = y_e + c_1 v_a \sin\psi_e$.
    • Xây dựng mặt trượt tuyến tính hỗn hợp kết hợp sai số khoảng cách và sai số góc hướng: $$s = y_e + c_1 \psi_e$$
    • Khi áp dụng mặt trượt tuyến tính, phản hồi của hệ thống với các điều kiện ban đầu lệch lớn gặp hiện tượng bão hòa góc nghiêng hoặc đáp ứng chậm khi UAV ở xa quỹ đạo.
  2. Thuật toán dẫn đường dựa trên mặt trượt phi tuyến theo hàm lượng giác (Arc-tangent):
    • Đề xuất mặt trượt phi tuyến dạng: $$s = \psi_e + \arctan(k_y y_e)$$
    • Xác định luật điều khiển tương đương $u_{eq}$ và thành phần điều khiển gián đoạn để bảo đảm điều kiện Lyapunov $V = \frac{1}{2}s^2$, $\dot{V} = s\dot{s} \le -\eta |s|$.
    • Mặt trượt này giới hạn góc tiếp cận quỹ đạo cực đại trong khoảng $(-\pi/2, \pi/2)$, giúp UAV tiếp cận nhanh khi ở xa mà không gây quá điều khiển góc hướng khi tiến gần đường bám.
  3. Thuật toán dẫn đường với mặt trượt phi tuyến dựa trên quỹ đạo Dubins:
    • Đề xuất cấu trúc mặt trượt phi tuyến tích hợp nguyên lý hình học Dubins: $$s = \psi - \psi_d(y_e)$$ Trong đó $\psi_d(y_e)$ được tổng hợp giải tích dựa trên góc tiếp cận tối ưu của quỹ đạo Dubins nối tiếp cấu hình hiện tại với đường thẳng quỹ đạo.
    • Mô phỏng đánh giá thuật toán được tiến hành trên 5 bộ điều kiện ban đầu:
      • Trường hợp 1: $(y_{e0} = 200\text{ m}, \psi_{e0} = 0\text{ rad})$
      • Trường hợp 2: $(y_{e0} = 600\text{ m}, \psi_{e0} = 0\text{ rad})$
      • Trường hợp 3: $(y_{e0} = 600\text{ m}, \psi_{e0} = \pi/6\text{ rad})$
      • Trường hợp 4: $(y_{e0} = 600\text{ m}, \psi_{e0} = -\pi/6\text{ rad})$
      • Trường hợp 5: $(y_{e0} = 200\text{ m}, \psi_{e0} = \pi/2\text{ rad})$
    • Kết quả mô phỏng khẳng định mặt trượt Dubins giúp quỹ đạo chuyển tiếp của UAV tiệm cận đường thẳng đặt một cách tối ưu về quãng đường, không có hiện tượng vọt lố góc nghiêng.
  4. Thuật toán bám theo đường cong bất kỳ trong hệ tọa độ Serret-Frenet (S-F):
    • Thiết lập mô hình động học sai số trong hệ tọa độ S-F: $$\dot{s}_p = \frac{v_a \cos \psi_e}{1 - y_e \kappa(s_p)}$$ $$\dot{y}_e = v_a \sin \psi_e$$ $$\dot{\psi}_e = \dot{\psi} - \kappa(s_p)\dot{s}_p$$
    • Tổng hợp luật điều khiển trượt trên hệ tọa độ S-F, chứng minh tính ổn định và tiến hành mô phỏng bám đường cong uốn lượn liên tục, cho thấy sai số ngang $y_e$ nhanh chóng hội tụ về 0.

CHƯƠNG 3: TỔNG HỢP HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN DẪN ĐƯỜNG BÁM MỤC TIÊU MẶT ĐẤT DI ĐỘNG CHO UAV

Chương 3 mở rộng bài toán dẫn đường từ quỹ đạo hình học cố định sang quỹ đạo động phụ thuộc vào mục tiêu di động mặt đất:

  1. Xác định tọa độ và tham số chuyển động của mục tiêu qua Camera Pan-Tilt:
    • Xây dựng mô hình hình học camera: Góc quay trục pan ($\psi_{cam}$), góc quay trục tilt ($\theta_{cam}$).
    • Thiết lập lưu đồ thuật toán tính toán tọa độ mặt đất của mục tiêu $(x_t, y_t)$ từ tọa độ điểm ảnh $(u_t, v_t)$, độ cao bay $h$, và ma trận quay góc Euler của UAV.
  2. Chế độ bám sát mục tiêu theo chế độ bay vòng quanh (Loitering):
    • Quỹ đạo đặt là đường tròn bán kính $R_0$ có tâm trùng với vị trí tức thời của mục tiêu mặt đất $(x_t, y_t)$.
    • Hình chiếu quỹ đạo loitering trên mặt phẳng nằm ngang và hệ tọa độ gắn với mục tiêu: Khi mục tiêu chuyển động với vận tốc $\vec{v}_t$, quỹ đạo của UAV trong hệ tọa độ quán tính trở thành một đường cong dạng cycloid/trochoid dao động.
    • Khi vận tốc mục tiêu $v_t$ tăng cao, bán kính cong cục bộ trên quỹ đạo bám vòng sẽ biến thiên; tại một số vị trí, tốc độ quay hướng yêu cầu vượt quá giới hạn gia tốc ngang cực đại của UAV ($\dot{\psi}{req} > g \tan\phi{max} / v_a$), làm UAV không thể duy trì bám vòng.
  3. Chế độ bám theo đường quỹ đạo động kép (Chế độ hộ tống mục tiêu):
    • Để khắc phục nhược điểm của chế độ loitering khi mục tiêu di chuyển nhanh, luận án đề xuất phương pháp bám theo hai đoạn quỹ đạo thẳng song song (quỹ đạo kép) nằm dọc theo hướng chuyển động của mục tiêu.
    • Khoảng cách giữa hai đường song song và chiều dài đoạn bám được tính toán tối ưu dựa trên tương quan vận tốc $v_u$ (UAV) và $v_w$ (mục tiêu), bảo đảm mục tiêu luôn nằm trong trường nhìn (Field of View - FOV) của camera trên khoang.
    • Phân tích thời gian quá độ và sai số bám: Bảng số liệu 3.1 tổng hợp sai số tối đa khi bám theo chế độ hộ tống dưới các điều kiện vận tốc khác nhau.
    • Xây dựng hoàn chỉnh lưu đồ thuật toán cho khối tạo nhiệm vụ bay (Hình 3.15), tự động chuyển đổi linh hoạt giữa chế độ loitering (khi mục tiêu dừng hoặc di chuyển chậm) và chế độ hộ tống quỹ đạo kép (khi mục tiêu tăng tốc).

Kết quả và những đóng góp mới

Đóng góp mới về mặt lý luận khoa học

  1. Thiết lập mô hình động học dẫn đường kháng nhiễu gió tường minh: Xây dựng hệ phương trình động học mô tả sai số bám quỹ đạo kênh ngang của UAV cánh bằng có xét đến ảnh hưởng của vectơ gió ngang ngẫu nhiên, làm cơ sở toán học tường minh cho việc tổng hợp bộ điều khiển trượt vòng ngoài.
  2. Đề xuất các cấu trúc mặt trượt phi tuyến: Phát triển thành công mặt trượt phi tuyến dựa trên hàm arc-tangent và mặt trượt phi tuyến tích hợp nguyên lý hình học Dubins. Các mặt trượt này khắc phục nhược điểm của mặt trượt tuyến tính, bảo đảm thời gian hội tụ hữu hạn, không gây bão hòa cơ cấu chấp hành góc nghiêng và triệt tiêu dao động chattering xung quanh quỹ đạo.
  3. Phát triển thuật toán bám quỹ đạo cong trên hệ tọa độ Serret-Frenet bằng SMC: Ứng dụng thành công lý thuyết điều khiển trượt cho bài toán bám quỹ đạo cong phẳng bất kỳ mô tả trong hệ tọa độ S-F, mở rộng khả năng bay tự lập của UAV trên các hành trình phức tạp.
  4. Đề xuất phương pháp bám mục tiêu di động bằng quỹ đạo động kép: Đưa ra giải pháp dẫn đường hộ tống sử dụng hai đường quỹ đạo song song thay đổi động theo vận tốc mục tiêu. Đây là đóng góp mới giải quyết triệt để bài toán giới hạn bán kính quay vòng của UAV cánh bằng khi bám mục tiêu mặt đất di chuyển với tốc độ cao.

Đóng góp mới về mặt thực tiễn

  • Cung cấp giải thuật điều khiển dẫn đường hoàn chỉnh, có thể tích hợp trực tiếp vào máy tính điều khiển trên khoang của các loại UAV cánh bằng (kết hợp với các thiết bị Autopilot thương mại hoặc quân sự sẵn có).
  • Lưu đồ thuật toán khối tạo nhiệm vụ bay và giải thuật trích xuất tọa độ mục tiêu từ camera pan-tilt có khả năng ứng dụng thực tế trong các nhiệm vụ trinh sát quân sự, cứu nạn, kiểm lâm và giám sát giao thông mặt đất.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

Hạn chế của luận án

  • Các thuật toán điều khiển quỹ đạo trong luận án chủ yếu được thiết kế và kiểm chứng cho chuyển động phẳng trong mặt phẳng nằm ngang (kênh ngang), giả thiết kênh dọc (độ cao) và vận tốc bay được giữ ổn định độc lập bởi các vòng điều khiển riêng biệt.
  • Nghiên cứu giả định vòng điều khiển ổn định bên trong đáp ứng lý tưởng ($\phi \approx \phi_r$), chưa xét đến trễ pha và động lực học phi tuyến bậc cao của các cơ cấu chấp hành bánh lái ($\delta_a, \delta_e, \delta_r$).
  • Các kết quả đánh giá thuật toán và kiểm chứng hiệu năng bám mục tiêu chủ yếu được thực hiện thông qua mô phỏng số trên máy tính, chưa thực hiện thử nghiệm bay thực địa trên mô hình UAV thực tế.

Hướng nghiên cứu tiếp theo

  • Mở rộng bài toán tổng hợp bộ điều khiển trượt sang không gian 3 chiều (3D Trajectory Tracking), kết hợp đồng thời cả kênh ngang, kênh dọc và kênh điều khiển lực đẩy động cơ.
  • Nghiên cứu thuật toán điều khiển thích nghi bù trừ trực tiếp trễ động lực học của vòng điều khiển trong và các yếu tố phi tuyến của hệ thống lái chấp hành.
  • Tiến hành tích hợp thuật toán lên phần cứng nhúng và thực nghiệm bay kiểm chứng trên các bia mục tiêu di động mặt đất trong điều kiện thời tiết thực tế.

Giá trị tham khảo

Luận án là tài liệu tham khảo chuyên sâu cho các nhóm đối tượng:

  • Nghiên cứu sinh, học viên cao học và sinh viên ngành Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa, Kỹ thuật Hàng không, Cơ điện tử: Tham khảo phương pháp luận thiết kế hệ thống điều khiển trượt phi tuyến, phương pháp mô hình hóa động học bay và hợp nhất dữ liệu cảm biến đa luồng qua bộ lọc Kalman mở rộng.
  • Kỹ sư nghiên cứu và phát triển (R&D) tại các viện nghiên cứu, doanh nghiệp quốc phòng và dân sự: Ứng dụng trực tiếp thuật toán dẫn đường Dubins-SMC và thuật toán bám mục tiêu bằng camera pan-tilt vào các hệ thống lái tự động cho UAV cánh bằng.
  • Các cơ quan quản lý và hoạch định kỹ thuật: Tham khảo cơ sở khoa học để đánh giá tính năng kỹ - chiến thuật của các phương tiện bay không người lái phục vụ nhiệm vụ giám sát, trinh sát mặt đất.

Câu hỏi thường gặp

1. Tại sao luận án lại lựa chọn phương pháp điều khiển chế độ trượt (SMC) thay vì các thuật toán dẫn đường truyền thống?

Các thuật toán truyền thống (như bám điểm ảo, trường vectơ, NLGL, LQR) đòi hỏi phải tinh chỉnh tham số hình học dựa trên kinh nghiệm hoặc phụ thuộc vào điểm làm việc tuyến tính hóa, khó duy trì chất lượng bám đồng đều khi sai số ban đầu lớn. Điều khiển chế độ trượt (SMC) có đặc tính nổi bật là tính bất biến đối với sự thay đổi tham số mô hình và khả năng kháng nhiễu gió bên ngoài cao. Khi trạng thái hệ thống rơi vào mặt trượt, sai số bám sẽ hội tụ về 0 trong thời gian hữu hạn mà không bị ảnh hưởng bởi các thành phần bất định.

2. Sự khác biệt giữa mặt trượt phi tuyến Dubins và mặt trượt tuyến tính trong Chương 2 là gì?

Mặt trượt tuyến tính ($s = y_e + c_1 \psi_e$) có xu hướng làm bão hòa góc nghiêng lệnh khi sai số khoảng cách ban đầu $y_e$ quá lớn, gây ra hiện tượng quá điều khiển hoặc làm chậm thời gian chuyển tiếp. Mặt trượt phi tuyến dựa trên quỹ đạo Dubins ($s = \psi - \psi_d(y_e)$) tích hợp giải tích quy luật tiếp cận hình học tối ưu giữa hai cấu hình vị trí - góc hướng, cho phép UAV hướng mũi tiếp cận quỹ đạo với góc tối ưu khi ở xa và chuyển tiếp mượt mà vào đường bám khi lại gần mà không gây vọt lố.

3. Phương pháp bám mục tiêu di động bằng "quỹ đạo động kép" (chế độ hộ tống) hoạt động như thế nào?

Khi mục tiêu di chuyển với vận tốc cao, phương pháp bay vòng quanh mục tiêu (loitering) đòi hỏi bán kính quay vòng tức thời của UAV có lúc nhỏ hơn bán kính quay vòng vật lý tối thiểu $R_{min}$. Để giải quyết, chế độ hộ tống thiết lập hai đoạn quỹ đạo thẳng song song nằm dọc theo hướng di chuyển của mục tiêu. UAV sẽ bay tuần tự qua lại dọc theo hai đoạn thẳng này với khoảng cách được tính toán sao cho mục tiêu luôn nằm trọn trong trường quan sát của camera trên khoang, bảo đảm duy trì bám sát liên tục mà không vi phạm giới hạn quay vòng của máy bay.

4. Hệ thống ước lượng trạng thái AHRS trong luận án sử dụng những cảm biến nào và xử lý ra sao?

Hệ thống AHRS sử dụng tổ hợp đa cảm biến gồm: con quay vi cơ điện tử (MEMS Gyroscope) đo tốc độ góc, gia tốc kế (Accelerometer) đo gia tốc/lực thể, cảm biến từ trường 3D (Magnetometer) xác định góc hướng, cảm biến áp suất đo độ cao khí quyển và tốc độ không khí, cùng máy thu GPS cung cấp tọa độ và địa tốc. Các tín hiệu đo này được đưa qua bộ lọc Kalman mở rộng (EKF) để hiệu chỉnh độ trôi bias của con quay và gia tốc kế, từ đó ước lượng chính xác bộ ba góc tư thế Euler ($\phi, \theta, \psi$) và các biến trạng thái chuyển động của UAV.

Kết luận

Bản luận án tiến sĩ kỹ thuật của NCS Phạm Thị Phương Anh đã giải quyết một cách có hệ thống và tường minh bài toán điều khiển dẫn đường bám quỹ đạo và bám mục tiêu di động mặt đất cho UAV cánh bằng. Thông qua việc ứng dụng lý thuyết điều khiển trượt kết hợp với hình học vi phân Serret-Frenet, quỹ đạo Dubins và mô hình quang hình học camera pan-tilt, tác giả đã phát triển các thuật toán dẫn đường phi tuyến có tính bền vững cao trước tác động của gió và bất định mô hình. Điểm nhấn nổi bật của công trình là đề xuất giải pháp quỹ đạo động kép cho chế độ hộ tống mục tiêu mặt đất tốc độ cao, khắc phục triệt để hạn chế vật lý về bán kính quay vòng của UAV cánh bằng. Các kết quả nghiên cứu lý thuyết và mô phỏng số trong luận án cung cấp cơ sở khoa học và thực tiễn vững chắc cho việc làm chủ công nghệ điều khiển tự lập các thiết bị bay không người lái phục vụ an ninh quốc phòng và phát triển kinh tế.