Luận án Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi đảm bảo an toàn bay cho uav cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió

 BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG 
HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ 
ĐẶNG CÔNG VỤ 
TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI 
ĐẢM BẢO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ 
TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ 
LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT 
HÀ NỘI - 2018 
BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG 
HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ 
ĐẶNG CÔNG VỤ 
TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI 
ĐẢM BẢO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ 
TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ 
Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa 
Mã số: 9.52.02.16 
LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT 
Người hướng dẫn khoa học: 1. TS. Lê Thanh Phong 
2. GS.TSKH Nguyễn Đức Cương 
HÀ NỘI - 2018 
i 
CAM ĐOAN 
Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Những nội 
dung và kết quả đã trình bày trong luận án là hoàn toàn trung thực và chưa có 
tác giả nào công bố trong bất cứ một công trình nào khác. 
TÁC GIẢ 
Đặng Công Vụ 
ii 
LỜI CẢM ƠN 
Tác giả xin bày tỏ sự biết ơn sâu sắc tới tập thể cán bộ hướng dẫn khoa 
học TS Lê Thanh Phong và GS. TSKH Nguyễn Đức Cương đã tận tình chỉ 
đạo và giúp đỡ trong suốt quá trình thực hiện luận án. 
Tác giả của luận án cũng xin chân thành cảm ơn ban lãnh đạo, chỉ huy 
Khoa Kỹ thuật điều khiển, Bộ môn Tên lửa, Phòng Đào tạo, Phòng SĐH, Thủ 
trưởng Học viện KTQS, Hội Hàng không vũ trụ Việt Nam và cá nhân các cán 
bộ, giáo viên Bộ môn Tên lửa đã quan tâm, giúp đỡ, tạo mọi điều kiện để tác 
giả hoàn thành luận án. 
Xin chân thành cảm ơn các thầy giáo, các nhà khoa học, các đồng nghiệp 
đã quan tâm, giúp đỡ, góp ý và cổ vũ động viên tác giả hoàn thành công trình 
khoa học này. 
TÁC GIẢ 
Đặng Công Vụ 
iii 
MỤC LỤC 
CAM ĐOAN ......................................................................................................... 1 
LỜI CẢM ƠN ...................................................................................................... ii 
MỤC LỤC ........................................................................................................... iii 
DANH MỤC CÁC TỪ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU .......................................... vi 
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ VÀ ĐỒ THỊ ..................................................... xi 
DANH MỤC CÁC BẢNG BIỂU .....................................................................xvi 
MỞ ĐẦU ............................................................................................................... 1 
CHƯƠNG 1. GIÓ, NHIỄU ĐỘNG GIÓ VÀ ẢNH HƯỞNG ĐẾN AN 
TOÀN BAY CỦA UAV CỠ NHỎ ................................................................... 11 
1.1. Các hệ tọa độ .................................................................................................... 11 
1.2. Gió và nhiễu động gió trong khí quyển ........................................................ 14 
1.2.1. Đặc tính chung của nhiễu động khí quyển .................................. 14 
1.2.2. Mô tả phân tích động học gió và nhiễu động gió trong khí quyển 17 
1.2.3. Mô hình toán học của nhiễu động gió ......................................... 25 
1.3. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến động lực học bay của UAV .............. 28 
1.3.1. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến chuyển động của UAV ........ 28 
1.3.2. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay của UAV .......... 31 
1.4. Giải pháp nâng cao an toàn bay cho UAV khi có nhiễu động gió ............ 35 
1.5. Đặt bài toán nghiên cứu .................................................................................. 38 
Kết luận chương 1 .............................................................................................. 39 
CHƯƠNG 2. XÂY DỰNG MÔ HÌNH ĐỘNG LỰC HỌC VÒNG ĐIỀU 
KHIỂN KÍN CỦA UAV TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ .. 40 
2.1. Mô hình toán của UAV như một đối tượng điều khiển ............................. 42 
2.1.1. Các lực và mô men tác dụng lên UAV khi bay ........................... 43 
2.1.2. Hệ phương trình chuyển động của UAV trong không gian ......... 47 
2.1.3. Quá tải tác động lên UAV ........................................................... 49 
iv 
2.2. Mô hình toán chuyển động dọc và chuyển động cạnh của UAV .............. 50 
2.2.1. Mô hình chuyển động dọc của UAV ........................................... 51 
2.2.2. Mô hình chuyển động cạnh của UAV ......................................... 53 
2.3. Thuật toán điều khiển UAV ........................................................................... 55 
2.4. Mô phỏng vòng điều khiển kín của UAV ..................................................... 58 
2.4.1. Dữ liệu đầu vào mô phỏng .......................................................... 58 
2.4.2. Mô hình mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV 
trong môi trường Matlab-Simulink ....................................................... 59 
2.4.3. Đánh giá ảnh hưởng của nhiễu động gió đến an toàn bay UAV khi 
sử dụng bộ điều khiển theo quỹ đạo...................................................... 65 
Kết luận chương 2 .............................................................................................. 70 
CHƯƠNG 3. TỔNG HỢP THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN CHO UAV 
TRONG ĐIỀU KIỆN CÓ NHIỄU ĐỘNG GIÓ ............................................. 71 
3.1. Tổng quan điều khiển thích nghi ................................................................... 71 
3.1.1. Khái niệm và phân loại hệ điều khiển thích nghi......................... 71 
3.1.2. Xây dựng bài toán tổng hợp hệ điều khiển thích nghi trực tiếp với 
mô hình tham chiếu tường minh ........................................................... 72 
3.1.3. Thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp hiệu chỉnh 
tham số theo luật MIT .......................................................................... 75 
3.1.4. Thuật toán điều khiển thích nghi sử dụng phương pháp tốc độ 
gradient với mô hình tham chiếu tường minh ....................................... 76 
3.1.5. Điều khiển thích nghi theo tín hiệu đầu ra sử dụng phương pháp bù 
nối tiếp ................................................................................................. 79 
3.2. Tổng hợp thuật toán ĐKTN cho kênh chuyển động dọc của UAV khi có 
nhiễu động gió đứng.................................................................................................... 83 
3.2.1. Thiết lập bài toán ........................................................................ 83 
3.2.2. Tổng hợp bộ điều khiển thích nghi theo quá tải đứng ................. 86 
v 
3.3. Tổng hợp thuật toán ĐKTN cho kênh chuyển động cạnh của UAV khi có 
nhiễu động gió cạnh .................................................................................................... 91 
3.3.1. Thiết lập bài toán ........................................................................ 92 
3.3.2. Tổng hợp thuật toán thích nghi theo tín hiệu đầu ra nz sử dụng 
phương pháp bù nối tiếp ....................................................................... 92 
Kết luận chương 3 .............................................................................................. 96 
CHƯƠNG 4. MÔ PHỎNG KHẢO SÁT, ĐÁNH GIÁ HIỆU QUẢ NÂNG 
CAO AN TOÀN BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRÊN MÁY TÍNH ................ 97 
4.1. Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao an toàn bay cho UAV 
trong kênh chuyển động dọc khi có nhiễu động gió đứng ..................................... 97 
4.1.1. Thông số đầu vào và sơ đồ mô phỏng các bộ ĐKTN .................. 97 
4.1.2. Kiểm tra độ ổn định của chương trình mô phỏng ...................... 100 
4.1.3. Đánh giá an toàn bay của UAV khi có nhiễu động gió đứng hình 
sin ....................................................................................................... 102 
4.2. Mô phỏng khảo sát, đánh giá hiệu quả nâng cao ATB cho UAV trong 
kênh chuyển động cạnh khi có nhiễu động gió cạnh ............................................ 106 
4.2.1. Thông số đầu vào mô hình mô phỏng ....................................... 106 
4.2.2. Kiểm tra độ ổn định của chương trình mô phỏng ...................... 107 
4.2.3. Đánh giá ATB của UAV khi có nhiễu động gió cạnh hình sin .. 108 
4.3. Đánh giá hiệu quả nâng cao ATB bằng thử nghiệm Monte Carlo ........ 111 
Kết luận chương 4 ............................................................................................ 114 
KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ ......................................................................... 116 
DANH MỤC NHỮNG CÔNG TRÌNH ĐÃ CÔNG BỐ .............................. 118 
TÀI LIỆU THAM KHẢO .............................................................................. 119 
PHỤ LỤC .......................................................................................................... 128 
vi 
DANH MỤC CÁC TỪ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU 
Viết tắt 
UAV thiết bị bay không người lái 
TBB thiết bị bay 
HPTVP hệ phương trình vi phân 
ĐKTN điều khiển thích nghi 
ĐTĐK đối tượng điều khiển 
MHTC mô hình tham chiếu 
AT an toàn 
ATB an toàn bay 
CHC hệ tự hiệu chỉnh (сaмонастраивающаяся система) 
OHO đối tượng hiệu chỉnh tổng quát (обобщенный 
настраиваемый объект) 
MIT Masachusetts Institute of Technology 
Ký hiệu 
Ooxoyozo hệ tọa độ mặt đất 
Oxgygzg hệ tọa độ mặt đất di động 
Oxyz hệ tọa độ liên kết 
Oxryrzr hệ tọa độ tốc độ 
Oxkykzk hệ tọa độ quỹ đạo 
 góc chúc ngóc 
 góc hướng 
 góc nghiêng (cren, roll), góc giữa trục Oz và mặt phẳng 
nằm ngang Oxgzg 
 góc nghiêng quỹ đạo 
 góc hướng quỹ đạo 
 góc tấn (của véc tơ địa tốc 
k
V ) 
vii 
 góc trượt (của véc tơ địa tốc 
k
V ) 
 r góc tấn không tốc (của véc tơ không tốc rV ) 
r góc trượt không tốc (của véc tơ không tốc rV ) 
 w góc tấn do gió gây ra 
w góc trượt do gió gây ra 
r góc nghiêng của hệ tọa độ tốc độ, góc giữa trục Ozr và mặt 
phẳng nằm ngang Oxgzg 
, ,
x y z
   tốc độ góc của thiết bị bay trong hệ tọa độ liên kết 
x
x
m đạo hàm hệ số mô men cren theo 
x
 , với a
x x
r
b
V
  
l
x
m đạo hàm hệ số mô men cren theo góc lệch cánh lái liệng 
x
m đạo hàm hệ số mô men cren theo góc trượt 
h
x
m đạo hàm hệ số mô men cren theo góc lệch cánh lái hướng 
y
x
m

 đạo hàm hệ số mô men cren theo 
y
 , với a
y y
r
b
V
  
x
y
m đạo hàm hệ số mô men hướng theo 
x
 
h
y
m đạo hàm hệ số mô men hướng theo góc lệch cánh lái 
hướng 
y
m đạo hàm hệ số mô men hướng theo góc trượt 
y
y
m

 đạo hàm hệ số mô men hướng theo 
y
 
z
z
m đạo hàm hệ số mô men chúc ngóc theo 
z
 , với a
z z
r
b
V
  
c
z
m đạo hàm hệ số mô men chúc ngóc theo cánh lái độ cao 
Mx, My, Mz mô men khí động trong hệ tọa độ liên kết 
Jx, Jy, Jz mô men quán tính của TBB quanh tâm khối 
viii 
Yr lực nâng trong hệ tọa độ tốc độ 
Xr lực cản trong hệ tọa độ tốc độ 
Zr lực dạt sườn trong hệ tọa độ tốc độ 
 khối lượng riêng không khí 
qa động áp 
m khối lượng của TBB 
Vr không tốc (tốc độ tương đối của TBB so với không khí) 
Vk địa tốc (tốc độ tuyệt đối của TBB so với mặt đất) 
ba dây cung khí động trung bình 
S diện tích cánh của thiết bị bay 
T lực kéo động cơ 
Tmax lực kéo lớn nhất 
Ko hệ số lực kéo cần thiết để UAV bay bằng; 
KV hệ số hiệu chỉnh lực kéo khi UAV có sai lệch về tốc độ so 
với tốc độ khi bay bằng; 
c góc lệch cánh lái độ cao 
h góc lệch cánh lái hướng 
l góc lệch cánh lái liệng 
T góc lệch cánh tà 
cbb góc lệch cánh lái độ cao khi bay bằng 
ny quá tải đứng theo hệ tọa độ liên kết 
nz quá tải ngang theo hệ tọa độ liên kết 
nx quá tải dọc trục theo hệ tọa độ liên kết 
nyct quá tải đứng theo chương trình 
nzct quá tải ngang theo chương trình 
*
o
x tọa độ điểm bắt đầu có gió 
Wyo, Wzo biên độ gió đứng, biên độ gió ngang 
ix 
Wy tốc độ gió nhiễu động trong mặt phẳng đứng 
Wz tốc độ gió nhiễu động trong mặt phẳng ngang 
L quy mô nhiễu động 
a1, a2, a3, a4 các hệ số động lực học trong kênh chuyển động dọc 
b1, b2, b3, b4 các hệ số động lực học trong kênh chuyển động cạnh 
Hth độ cao thực 
Hct độ cao theo chương trình 
Ho độ cao bay bằng 
koz hệ số cản dịu kênh dọc 
koy hệ số cản dịu kênh ngang 
zo độ dạt ngang 
zct độ dạt ngang theo chương trình 
ct
Ψ góc hướng quỹ đạo chương trình 
u(t) tín hiệu điều khiển 
uy(t) tín hiệu điều khiển kênh đứng 
uz(t) tín hiệu điều khiển kênh ngang 
uo tín hiệu điều khiển theo chương trình 
uyo tín hiệu điều khiển theo chương trình kênh đứng 
uzo tín hiệu điều khiển theo chương trình kênh ngang 
e(t) sai lệch 
tmp thời gian mô phỏng 
 véc tơ tham số của bộ điều khiển 
y(t) trạng thái của đối tượng điều khiển 
r(t) tác động đầu vào đã cho 
A ma trận tham số trạng thái 
B ma trận tham số điều khiển 
Aym ma trận tham số trạng thái của MHTC kênh đứng 
x 
Bym ma trận tham số điều khiển của MHTC kênh đứng 
Azm ma trận tham số trạng thái của MHTC kênh ngang 
Bzm ma trận tham số điều khiển của MHTC kênh ngang 
q hàm mục tiêu 
MIT
 hệ số của bộ ĐKTN sử dụng luật MIT 
1 2 3 4
, , ,    hệ số của bộ ĐKTN sử dụng phương pháp tốc độ gradient 
b
( p ) đa thức Hurwit 
H ma trận xác định dương 
L
G ma trận xác định dương 
td
 bậc tương đối của đối tượng điều khiển 
ky, kr tham số được hiệu chỉnh 
 tốc độ thay đổi hàm mục tiêu 
Yk
 gradient của  theo ky 
kr
 gradient của  theo kr 
xi 
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ VÀ ĐỒ THỊ 
Hình 1.1. Hệ tọa độ mặt đất cố định Ooxoyozo và hệ tọa độ chuẩn Oxgygzg ......... 11 
Hình 1.2. Hệ tọa độ liên kết Oxyz so với hệ tọa độ chuẩn Oxgygzg ..................... 11 
Hình 1.3. Hệ tọa độ liên kết Oxyz so với hệ tọa độ tốc độ Oxryrzr ...................... 12 
Hình 1.4. Hệ tọa độ quỹ đạo Oxkykzk so với hệ tọa độ chuẩn Oxgygzg ................ 12 
Hình 1.5. Sơ đồ dòng nhiễu động không khí trên bề mặt Trái đất ...................... 15 
Hình 1.6. Tần suất xuất hiện các dòng nhiễu động gió theo độ cao .................... 16 
Hình 1.7. Biểu đồ tốc độ gió ở các độ cao thấp ................................................... 16 
Hình 1.8. Biểu đồ giá trị trung bình của gió ở độ cao thấp .................................. 19 
Hình 1.9. Đồ thị phân bố xác suất gặp gió có tốc độ không đổi .......................... 19 
Hình 1.10. Các thành phần tốc độ của gió so với hướng của véc tơ 
w
r ................ 20 
Hình 1.13. Đồ thị mật độ phổ chuẩn của thành phần tốc độ gió dưới dạng hàm 
tần số không thứ nguyên ...................................................................................... 22 
Hình 1.14. Nhiễu động gió bậc thang .................................................................. 26 
Hình 1.15. UAV bay vào vùng nhiễu động gió hình sin trong mặt phẳng đứng (a) 
và mặt phẳng ngang (b) ........................................................................................ 27 
Hình 1.16. Mối quan hệ giữa không tốc, địa tốc và gió ở một thời điểm xác định
 .............................................................................................................................. 29 
Hình 1.17. Quan hệ giữa véc tơ địa tốc, không tốc và tốc độ gió trong hệ tọa độ 
mặt đất Ooxoyozo ...................... ... Pergamon press Ltd., Oxford, London. 
33. Solovyev Viktor V., Finaev Valery I., Zargaryan Yuri A., 
Shapovalov Igor O. and Beloglazov Denis A., Simulation of wind effect on a 
quadrotor flight, ARPN Journal of engineering and applied sciences, Vol.10, 
No.4, March 2015. 
34. Fluent Inc., (2013), “Ansys Fluent 15 Users Guide”. 
35. Luthander S. and Kaul V., A possibility for reducing the dangerous 
vibrations experienced by pilots in neavy turbulence, Proceeding of the 
symposium on civil aviation safely, Stocholm, 1966. 
36. Alexander L. Fradkov, Iliea V. Miroshnik and Vladimir O. 
Nikiforov, Nonlinear and adaptive control of complex sestems, Kluwer 
Academic Publishers,1999. 
37. Amerongen, J. van; Intelligent Control (part 1)-MRAS, Lecture 
notes; University of Twente, The Netherlands, March 2004. 
123 
38. Miroslav Krstic, Loannis Kanellakopoulos, PetarKokotovic, 
Nonlinear and adaptive control design, A Wiley-interscience Publication, 
New-York 1995. 
Tiếng Nga 
39. Белоцерковский С.М., Скрипач Б.К. Aэродинамические 
производные летательного аппарата и крыла при дoзвуковых скоростях 
- M.: Изд. Haука. -1975. - 424c. 
40. Л.Н. Лысенко, Н.Д. Кыонг , Ф.В. Ты, Интерактивный синтез 
законов управления движением летательных аппаратов в условиях 
неопределенности на основе теории нечетких множеств, Полет – 2000. 
-№ 5. – С.38-45. 
41. Л.Н.Лысенко, Н.Д. Кыонг, Ф. В. Чыонг, Моделирование 
движения дистанционно-пилотируемого ЛА с модифицированным 
нечётким регулятором в контуре управления полётом, Полёт-2/2013, 
Москва, - С. 24-30. 
42. Ю.П. Доброленский, Динамика полета в неспокойной 
атмосфере, М. 1969, Изд. Машиностроение. 
43. Белоцерковский С.М, Скрипач Б.К. Aэродинамические 
производные летательного аппарата и крыла при дoзвуковых 
скоростях, Изд. Haука. -1975. – 424c. 
44. В.А.Боднер, Системы управления летательными аппаратами, 
Изд. Машиностроение, Москва 1973. 
45. Колесников Г.А. и др, Аэродиннамика летательных аппаратов, 
Изд .Машиностроение – 1993. – 544 c. 
46. А.А Лебедев и Л.С. чернобровкин, Динамика полета 
беспилотных летательных аппаратов, Государственное Научно-
техническое издательство, Москва 1962. 
124 
47. В.Г. Воробьев, С.В. Кузнецов, Автоматическое управление 
полетом самолетов, Москва “Транспорт”, 1995. 
48. Нгуен Хай Минь, Учет влиянияния и разработка методик 
математического моделирования атмосферной турбулентности и 
ветрового нагружения на динамику движения неупавляемых и 
корректируемых летательных аппаратов, Москва, 2009. 
49. Зо Лин У, Методика построения алгоритмов оптимального 
стохастического управления легким самолетом , Москва, 2009. 
50. Гулевич С. П., Веселов Ю. Г., Прядкин С. П., Тырнов С. Д., 
Анализ факторов, влияющих на безопасность полета беспилотных 
летательных аппаратов. Причины авиационных происшествий 
беспилотных летательных аппаратов и способы их предотвращения, 
Научное издание МГТУ ИМ.Н.Э.Баумана, Наука и образование, 2012. 
51. Сизых Виктор Николаевич, Методы и алгоритмы оптимизации 
интегрированной системы управления летательного аппарата на 
основе прогнозирующих моделей, Диссертация на соискание ученой 
степени доктора технических наух, Иркутск, 2012 
52. Б.Р. Андриевский, А.Л. Фрадков, Адаптивное управление 
летаельным аппаратом с идентификацией на скользящих режимах, 
Журнал “Область Наук”, 2009. 
53. А.В Матвеев, А.А Махуков, Сопровождающее моделирование в 
процессе летных испытаний беспилотных летательных аппаратов, 
Электронный журнал “Труды МАИ”, Выпуск 45. 
54. Кусаинов Арсен Алтаевич, Разработка системы управления 
беспилотным летательным аппаратом по заданной траектории, 
Магистерская диссертация, Новосибирск, 2013. 
125 
55. Заборский Г.М. Зайцев В. А. Ледохович А. А. Измерение 
температуры и вертикальных составляющих скорости ветра на 
самолете, материалы научной конфереиции по авиационой 
метеорологии, гидрометеоиздат, 1963 
56. Пахомов Л. А, Метод измерения трех компонент вектора 
скорости ветра в свободной атмосфере на самолете, Московский 
университетим. М. В. Ломоносова, Диссертация на соискание ученой 
стелени каид. Техинаук, 1963 
57. Б. Р. Андриевский, А. А. Стоцкий, А. Л. Фрадков, Алгоритмы 
скоростного градиента в задачах управления и адаптации, Автомат и 
телемех., 1988, выпуск 12, 3–39. 
58. С. Д. Земляков, В. Ю. Рутковский, Обобщенные алгоритмы 
адаптации одного класса беспоисковых самонастраивающихся 
систем с моделью, Автомат и телемех, 1967, выпуск 6, 88–94. 
59. Г. С. Аксенов, В. Н. Фомин, Синтез адаптивных регуляторов 
на основе метода функции Ляпунова, Автомат. И телемех., 1982, выпуск 
6, 126–137. 
60. А.Л. Фрадков, Адаптивное управление в сложных системах, 
Беспоисковые Методь, издательство “Наука”, Москва 1990. 
61. А.А Красовского, Справочник по теории автоматического 
управления, издательство “Наука”, Москва 1987. 
62. К.А. Пупков, Н.Д. Егупов, А.И. Гаврилов,  , Методы 
робастного, нейро-нечеткого и адаптивного управления, Изд МГТУ им. 
Н.Э. Баумана, 2002. 
63. М.П. Бобнев, Генерирование случаиных сигналов и измерение их 
параметров, Изд “ЭНЕРГИЯ”, Москва 1966. 
126 
64. А. А. Бобцов, А. А. Капитонов, Н. А. Николаев, Управление по 
выходу нелинейными системами с неучтенной динамикой, Автомат и 
телемех., 2010, выпуск 12, 3–10 
65. А. А. Бобцов, Робастное управление по выходу линейной 
системой с неопределенными коэффициентами, Автомат. И 
телемех., 2002, выпуск 11, 108–117. 
66. Холунин Сергей Анатольевия, Адаптивное и робастное 
управление по выходу линейными неопределенными системами, 
Диссертация на соискание ученой стенени кандидата технических 
наук, Санкт-Петербург 2006. 
67. А. А. Бобцов, А. Г. Наговицина, Адаптивное управление по 
выходу линейными нестационарными объектами, Автомат. И телемех, 
2006, выпуск 12, 163–174. 
68. А.А. Бобцов, Н.А. Николаев, Синтез управления нелинейными 
системами с функциональными и параметрическими 
неопределенностями на основе теоремы Фрадкова, Автомат и телемех, 
2005, выпуск 1, 118–129. 
69. В. О. Никифоров, А. Л. Фрадков, Схемы адаптивного 
управления с расширенной ошибкой, Автомат и телемех, 1994, 
выпуск 9, 3–22. 
70. А.А. Бобцов, В.О. Никифоров, Адаптивное управление по 
выходу: проблематика, прикладные задачи и решения, Научно-
технический вестник информационных технологий, механики и оптики, 
2013, № 1 (83). 
71. А.А. Маргун, К.А. Зименко, Д.Н. Базылев, А.А. Бобцов, А.С. 
Кремлев, Адаптивное управление двухзвенным роботом-манипулятором 
127 
на базе метода последовательного компенсатора, Научно-технический 
вестник информационных технологий, механики и оптики 2014, №2 (90). 
72. А.А. Бобцов, В.О. Никифоров, А.А. Пыркин, О.В. Слита, А.В. 
Ушаков, Методы адаптивного и робастного управления нелинейными 
объектами в приборостроении: учебное пособие для высших учебных 
заведений. – СПб: НИУ ИТМО, 2013. 
73. Фам Суан Куен, Методика планирования полета легкого 
беспилотного летательного аппарата, Диссертация на соискание 
ученой степени кандидата технических наук, МАИ- Москва, 2013 год. 
74. К.С. Жуков, Реализация аэродинамического измерителя углов 
атаки и скольжения для беспилотного летательного аппарата, ISSN 
2305-5626. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана: электронное издание. 2013. 
128 
PHỤ LỤC 
Phụ lục 1. Các thông số cơ bản UAV-70V 
Hình 1. UAV cỡ nhỏ giả định UAV-70V 
Hình 2. Sự phụ thuộc hệ số lực dạt 
theo góc trượt không tốc Czβ= Cz(α,β) 
Hình 3. Sự phụ thuộc hệ số mô men 
cren theo góc tấn không tốc và góc 
trượt không tốc ( , )x xm m  
Hình 4. Sự phụ thuộc hệ số lực cản 
theo góc tấn không tốc Cxr=Cx(α) 
Hình 5. Sự phụ thuộc Cy(α) và mz(α) 
129 
Hình 6. Sự phụ thuộc hệ số mô men 
hướng theo góc tấn không tốc và góc 
trượt không tốc myβ=my(α,β) 
Hình 7. Sự phụ thuộc lực kéo của 
UAV theo độ cao và tốc độ bay 
Bảng 1. Đặc trưng hình học và đặc trưng khối lượng – quán tính – định tâm 
STT Tham số Giá trị Đơn vị 
01 Chiều dài (l) 2707 mm 
02 Khối lượng (m) 56.5 kg 
03 Chiều cao (h) 713 mm 
04 Diện tích cánh (S) 1.05 m2 
05 Sải cánh (la) 3000 mm 
06 Dây cung khí động trung bình (ba) 350 mm 
07 Tốc độ bay hành trình (Vk) 40 m/s 
08 Mô men quán tính Jx 5.1 kgm2 
09 Mô men quán tính Jy 33.55 kgm2 
10 Mô men quán tính Jz 31 kgm2 
11 Lclh 1.357 m 
12 
T FX X -0.15 
13 hdc 0.4 m 
130 
Bảng 2. Các đặc trưng khí động 
STT Tham số Giá trị Đơn vị 
01 z
zm

 -16.23 
02 c
zm

 -2.2144 1/rad 
03 
zm
 -1.4798 1/rad 
04 x
xm

-20.4211 
05 h
xm

-0.194 1/rad 
06 mzo 0.071 
07 h
ym

-0.8875 1/rad 
07 x
ym

-0.982 
08 y
ym

-9.5373 
09 
zm

-1.1674 1/rad 
10 
ym

-1.1721 1/rad 
11 
_z dngm 
0.1455 
12 
yC
 5.9123 1/rad 
13 c
yC

0.6126 1/rad 
14 z
yC

28.4704 1/rad 
15 
ydngC 
0.0413 
131 
Phụ lục 2. Chương trình tính toán góc lệch cánh lái khi bay bằng 
function delta_cldc_bb = Deltabb(T_tb,V_tb,H_tb,RO_H1) 
 % This block supports the Embedded MATLAB subset. 
 % See the help menu for details. 
 hdc=0.4;% 01-5-201 
 M=56.3; 
 ba=0.35; 
 S=1.05; 
 mz_dng=-2.78*(-3*pi/180); 
 cy_dng=0.79*(-3*pi/180); 
 dcy_dalfa=5.5; 
 dmz_dalfa=-0.05*dcy_dalfa; 
 mz_delta_cldc=-2.2136; 
 cy_delta_cldc=0.61264; 
 cy_bb= M*9.81/(0.5*RO_H1*V_tb^2*S); 
 cT=T_tb/(0.5*RO_H1*V_tb^2*S); 
 mzT=-cT*hdc/ba; 
 Dinh_thuc=dcy_dalfa*mz_delta_cldc-dmz_dalfa*cy_delta_cldc; 
 Dinh_thuc_delta=(-cy_bb+cy_dng)*dmz_dalfa- 
 (mzT+mz_dng)*dcy_dalfa; 
 delta_cldc_bb= Dinh_thuc_delta/Dinh_thuc; 
if 
 delta_cldc_bb <-15*pi/180 delta_cldc_bb= -15*pi/180; 
end 
132 
Phụ lục 3. Sơ đồ mô phỏng các khối trong vòng điều khiển kín kênh 
chuyển động dọc và chuyển động cạnh của UAV cỡ nhỏ giả định bằng 
công cụ Simulink 
Hình 8. Sơ đồ mô phỏng động lực học vòng điều khiển kín của UAV cỡ nhỏ 
giả định 
Hình 9. Sơ đồ mô phỏng khối nhiễu động gió đứng hình sin 
Hình 10. Sơ đồ cấu trúc khối nhiễu động gió cạnh hình sin 
133 
Hình 11. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán góc tấn và không tốc khi có nhiễu 
động gió 
Hình 12. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán góc trượt và không tốc khi có nhiễu 
động gió 
Hình 13. Sơ đồ mô phỏng khối tham số hình học của UAV 
134 
Hình 14. Sơ đồ mô phỏng các khối bên trong chương trình mô phỏng
135 
Hình 15. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán tốc độ bay 
Hình 16. Sơ đồ mô phỏng khối điều khiển cửa ga 
136 
Hình 17. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán lực khí động 
Hình 18. Sơ đồ mô phỏng khối tính lực cản 
137 
Hình 19. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán lực nâng 
Hình 20. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán lực dạt 
138 
Hình 21. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán các tham số quỹ đạo 
Hinh 22. Sơ đầu cấu mô phỏng khối tính toán các tham số kênh chúc ngóc 
139 
Hình 23. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán góc chúc ngóc và tốc độ góc quay 
quanh trục Oz 
Hình 24. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán góc nghiêng quỹ đạo 
140 
Hình 25. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán các tham số kênh hướng 
Hình 26. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán góc hướng quỹ đạo 
141 
Hình 27. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán góc hướng và tốc độ góc quay quanh 
trục Oy 
Hình 28. Sơ đồ mô phỏng khối tạo lực điều khiển kênh ngang 
Hình 29. Sơ đồ mô phỏng khối tính toán góc lệch cánh lái khi bay bằng 
142 
Hình 30. Sơ đồ mô phỏng khối điều khiển theo quỹ đạo trong chuyển động 
cạnh 
Hình 31. Sơ đồ mô phỏng khối điều khiển theo quỹ đạo trong chuyển động 
dọc 
143 
Phụ lục 4. Thí nghiệm đo độ trễ của tuyến lái 
Nội dung thí nghiệm được trích trong “Báo cáo tổng hợp kết quả nghiên 
cứu thực hiện nhiệm vụ hợp tác quốc tế về khoa học và công nghệ theo nghị 
định thư” của Hội Hàng không – Vũ trụ Việt Nam. Thí nghiệm đo độ trễ của 
tuyến lái được thực hiện bởi Hội Hàng không – Vũ trụ Việt Nam. 
Để xác định thời gian trễ của tuyến lái, tiến hành thí nghiệm: xác định 
thời gian Δt từ Máy tính trên khoang (MTTK) (từ thời điểm ra lệnh) khối 
điều chế độ rộng xung (PWM) Servo cánh lái. Giả thiết: thời gian vẽ đồ 
thị/hiển thị con số bằng VC++ trong máy tính trên khoang với tốc độ 1.2 GHz 
là không đáng kể. 
a. Sơ đồ lắp đặt 
Hình 1. Sơ đồ cấu trúc thí nghiệm xác định độ trễ của tuyến lái 
- Máy tính trên khoang (MTTK): 
MTTK sử dụng trong thí nghiệm đặt trên UAV-70V, có cấu hình như sau: 
+ Tên gọi: Máy tính nhúng (embedded) fitlet-iA10Win7 
+ CPU: AMD A10 Micro-6700T SoC 
+ Tốc độ 1.2 GHz 
MTTK sử dụng hệ điều hành Win7, 32 bit, có cài đặt chương trình điều 
khiển servo theo hàm thời gian (dạnh hình sin) với tần số có thể tăng giảm. 
Để đảm bảo thời gian xử lý nhanh, chương trình được viết bằng ngôn ngữ 
VC++ và hiển thị trên màn hình các số là góc lệch cánh lái (tính theo độ). Vì 
144 
MTTK không có màn hình riêng cho nên cần có máy tính nữa (máy tính mặt 
đất - MTMĐ) để truy cập và bật tắt MTTK qua mạng Wifi. 
Hình 2. Máy tính trên khoang fitlet-iA10Win7 
- Khối điều chế độ rộng xung (PWM): 
Hình 3. Khối điều chế độ rộng xung 
Đảm bảo biến đổi tín hiệu số từ MTTK thành chuỗi xung với độ rộng 
tương ứng và tần số lặp nhất định. 
- Servo SV-0235MG 
Hình 4. Servo SAVOX SV-0235MG 
- Bộ phận truyền động + cánh lái: 
Bộ phận truyền động có một đầu được gắn vào động cơ servo thông qua 
các tai gắn vào bánh răng, một đầu được gắn vào cánh lái đảm bảo khi servo 
quay cánh lái quay một góc theo tỉ số truyền 1:1. Bộ phận truyền động phải 
đảm bảo hoạt động trơn tru, có độ chính xác cao. 
145 
- Màn hình hiển thị của MTMĐ: Hiển thị quá trình điều khiển của máy 
tính trên khoang. Các giá trị trên màn hình điều khiển kết hợp với hoạt động 
chuyển động của cánh lái là cơ sở để xác định đáp ứng nhanh, chậm từ phần 
mềm điều khiển đến cơ cấu chấp hành. 
- Camera: quay lại quá trình hoạt động của cánh lái và sự thay đổi tham 
số phần mềm điều khiển trên màn hình. Camera có tốc độ ghi 29 hình/s (34 
ms/ một khung hình). 
b. Tiến hành thí nghiệm và kết quả 
Tiến hành lắp đặt các thiết bị như trong hình 1. Sử dụng Wifi kết nối 
máy tính mặt đất với máy tính trên khoang. Bật phần mềm điều khiển tiến 
hành điều khiển cánh lái ở các chế độ. Đồng thời tiến hành quay Camera đảm 
bảo quay đồng thời cánh lái và màn hình của máy tính mặt đất. 
Sử dụng phần mềm Free Video to JGP Converter v.5.0.77 để chuyển 
video thành dạng ảnh theo đúng tốc độ của video là 29 hình/s. 
Các bước thực hiện: Ấn nút Add files lựa chọn File video cần chuyển 
sang dạng ảnh rời. Chọn chế độ chuyển Every frame sau đó ấn nút Convert, 
lưu ý File được ghi lại theo đường dẫn nằm trong ô phía dưới. Tiến hành đếm 
số khung hình tương ứng với góc lệch cánh lái đặt sẵn. 
Hình 5. Phần mềm chuyển đổi từ dạng video sang dạng ảnh 
Trên hình 6 là 3 khung hình liên tiếp ứng với các thời điểm máy tính 
điều khiển 6, 10 và 9 độ (đổi chiều quay). Ta thấy khi máy tính hiện số 6 độ 
146 
tăng lên 10 độ rồi giảm xuống 9 độ (đổi chiều quay) thì cánh lái cũng đổi 
chiều quay. Không phát hiện ra độ trễ. 
Hình 6. Một số hình ảnh thử nghiệm xác định độ trễ của tuyến lái 
Kết luận: khẳng định độ trễ không quá 1 khung hình/s (34ms).