Luận án Xây dựng bộ ổn định và thuật toán điều khiển bám quỹ đạo cho UAV cánh bằng

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG 
VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ 
LÊ NGỌC LÂN 
XÂY DỰNG BỘ ỔN ĐỊNH VÀ THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN BÁM 
QUỸ ĐẠO CHO UAV CÁNH BẰNG 
LUÂṆ ÁN TIẾN SĨ KỸ THUÂṬ 
Hà Nội – 2020 
BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG 
VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ 
LÊ NGỌC LÂN 
XÂY DỰNG BỘ ỔN ĐỊNH VÀ THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN BÁM 
QUỸ ĐẠO CHO UAV CÁNH BẰNG 
Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa 
 Mã số: 9 52 02 16 
LUÂṆ ÁN TIẾN SĨ KỸ THUÂṬ 
NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC: 
1. PGS-TS, Đại tá Nguyễn Vũ 
 2. TS, Thượng tá Hoàng Minh Đắc 
Hà Nội – 2020 
i 
LỜI CAM ĐOAN 
Tôi cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Các số liệu, kết quả 
nêu trong luận án là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ công 
trình nào khác, các dữ liệu tham khảo được trích dẫn đầy đủ. 
Tác giả luận án 
 Lê Ngọc Lân 
ii 
LỜI CẢM ƠN 
 Trước tiên tôi xin gửi lời cảm ơn chân thành tới hai thầy hướng dẫn: PGS.TS 
Nguyễn Vũ - Phó cục trưởng Cục Khoa học quân sự/BQP và TS Hoàng Minh Đắc - 
Trưởng phòng Thí nghiệm tên lửa - Viện Tên lửa đã tận tình hướng dẫn, chỉ bảo và 
tạo mọi điều kiện tốt nhất đề tôi hoàn thành luận án này. 
Tôi xin chân thành cảm ơn Ban Giám đốc Viện Khoa học và Công nghệ 
quân sự, Phòng Đào tạo - Viện Khoa học và Công nghệ quân sự, Viện Tự động hóa 
KTQS và Viện Kỹ thuật PK-KQ đã tạo mọi điều kiện thuận lợi từ cơ sở vật chất, 
trang thiết bị giúp tôi hoàn thành chương trình đào tạo và thực hiện luận án. 
Tôi xin chân thành cảm ơn các chuyên gia, các nhà khoa học, các bạn đồng 
nghiệp đã đóng góp nhiều ý kiến quý báu giúp tôi hoàn thiện luận án. 
Cuối cùng tôi xin gửi lời cảm ơn tới gia đình: bố mẹ, vợ và hai con gái đã tạo 
mọi điều kiện về thời gian, vật chất cũng như là nguồn lực tinh thần to lớn cho tôi 
vượt qua mọi khó khăn, tập trung nghiên cứu hoàn thành luận án. 
iii 
MỤC LỤC 
LỜI CAM ĐOAN ....................................................................................................... i 
LỜI CẢM ƠN ............................................................................................................ ii 
DANH MỤC CÁC KÍ HIỆU, CHỮ VIẾT TẮT.................................................... vi 
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ ................................................................................. xi 
MỞ ĐẦU .................................................................................................................... 1 
CHƯƠNG 1: MÔ HÌNH ĐỘNG HỌC CHO UAV CÁNH BẰNG VÀ BỘ ỔN 
ĐỊNH CƠ BẢN ........................................................................................................ 11 
1.1. Các hệ tọa độ và phương trình lượng giác ................................................... 11 
1.1.1. Các hệ tọa độ được sử dụng trong luận án ................................................. 12 
1.1.2. Các phương trình mô tả các quan hệ lượng giác ....................................... 13 
1.2. Mô hình động học của UAV cánh bằng ........................................................ 17 
1.2.1. Mô hình động học phi tuyến đầy đủ của UAV cánh bằng ......................... 18 
1.2.2. Phương trình động học theo từng kênh cho UAV cánh bằng .................... 25 
1.2.3. Các hệ số khí động và các hệ số quán tính của UAV ................................ 26 
1.2.4. Các cơ cấu điều khiển của UAV cánh bằng .............................................. 28 
1.3. Các giai đoạn bay và cấu trúc hệ thống điều khiển UAV chiến đấu .......... 29 
1.3.1. Các giai đoạn bay thực hiện nhiệm vụ của UAV chiến đấu ...................... 29 
1.3.2. Cấu trúc hệ thống điều khiển của UAV chiến đấu .................................... 30 
1.4. Các công trình nghiên cứu trong và ngoài nước .......................................... 31 
1.5. Kết luận chương 1 ........................................................................................... 37 
CHƯƠNG 2: TỔNG HỢP BỘ ỔN ĐỊNH ỨNG DỤNG ĐIỀU KHIỂN 
BACKSTEPPING CHO UAV CÁNH BẰNG ...................................................... 39 
2.1. Tổng hợp bộ điều khiển Backstepping cho kênh dọc .................................. 39 
2.1.1. Mô hình UAV sử dụng trong kênh dọc (phục vụ điều khiển bám góc 
nghiêng quỹ đạo), với điều kiện giả thiết β 0, v 0. ............................................. 39 
2.1.2. Tổng hợp bộ điều khiển (bám góc nghiêng quỹ đạo) ................................ 40 
2.2. Tổng hợp bộ điều khiển Backstepping cho kênh ngang .............................. 48 
iv 
2.2.1. Mô hình UAV sử dụng trong kênh ngang (phục vụ điều khiển bám góc 
nghiêng của UAV) ................................................................................................ 48 
2.2.2. Tổng hợp bộ điều khiển (bám góc nghiêng của UAV) .............................. 49 
2.3. Mô phỏng đánh giá bộ điều khiển được tổng hợp ....................................... 54 
2.3.1. Mô phỏng bộ điều theo kênh dọc (bám góc nghiêng quỹ đạo) ................. 54 
2.3.2. Mô phỏng bộ điều khiển theo kênh ngang (bám góc nghiêng) ................. 58 
2.4. Kết luận chương 2 ........................................................................................... 61 
CHƯƠNG 3: TỔNG HỢP BỘ ĐIỀU KHIỂN DẪN ĐƯỜNG BÁM QUỸ ĐẠO 
BAY THỰC HIỆN NHIỆM VỤ CHO UAV CÁNH BẰNG ............................... 63 
3.1. Xây dựng bộ tự động bám quỹ đạo hành trình cho UAV cánh bằng ........ 63 
3.1.1. Hệ thống điều khiển bám đường quỹ đạo và thiết lập quỹ đạo ................. 64 
3.1.2. Xây dựng phương pháp bám đường quỹ đạo là đường thẳng ................... 65 
3.1.3. Xây dựng phương pháp bám đường quỹ đạo là đường cong .................... 70 
3.1.4. Xây dựng bộ điều chỉnh tham số khoảng cách đích ảo ............................. 72 
3.1.5. Thiết lập quỹ đạo và xây dựng phương pháp bám đường quỹ đạo trong 
không gian............................................................................................................. 74 
3.1.6. Mô phỏng, đánh giá bộ tự động bám quỹ đạo ........................................... 76 
3.2. Xây dựng luật dẫn công kích mục tiêu di động trên biển cho UAV .......... 80 
3.2.1. Xây dựng luật dẫn và quỹ đạo công kích mục tiêu di động trên biển ....... 80 
3.2.2. Mô phỏng, đánh giá quá trình công kích mục tiêu di động trên biển cho 
UAV .................................................................................................................... 86 
3.3. Xây dựng bộ tự động hạ cánh cho UAV ....................................................... 95 
3.3.1. Các giai đoạn hạ cánh và xây dựng quỹ đạo cơ động hạ cánh .................. 96 
3.3.2. Xây dựng luật dẫn, điều khiển tự động bám quỹ đạo hạ cánh cho UAV .. 98 
3.3.3. Mô phỏng, đánh giá quá trình tự động hạ cánh ....................................... 105 
3.4. Kết luận chương 3 ......................................................................................... 110 
CHƯƠNG 4: MÔ PHỎNG TRÊN MÔ HÌNH PHI TUYẾN ĐẦY ĐỦ CỦA 
UAV CÁNH BẰNG ............................................................................................... 111 
v 
4.1. Xây dựng chương trình mô phỏng đôṇg hoc̣ phi tuyến UAV trên Matlab-
Simulink ................................................................................................................. 111 
4.1.1. Cấu trúc chương trình mô phỏng động học phi tuyến đầy đủ của UAV . 112 
4.1.2. Cấu trúc chương trình mô phỏng bộ điều khiển tổng hợp cho UAV ...... 114 
4.2. Mô phỏng UAV thực hiện nhiệm vụ với các kịch bản khác nhau ............ 117 
4.2.1. Mô phỏng UAV bám quỹ đạo hành trình trong không gian 3D .............. 118 
4.2.2. Mô phỏng quá trình bay hành trình sau đó công kích muc̣ tiêu trên biển di 
đôṇg sử duṇg đô ̣cao thấp ................................................................................... 120 
4.2.3. Mô phỏng bay hành trình và bay về tự động hạ cánh .............................. 122 
4.3. Xây dựng hệ thống mô phỏng UAV thực hiện nhiệm vụ .......................... 124 
4.3.1. Xây dựng hệ thống mô phỏng UAV ........................................................ 124 
4.3.2. Mô phỏng tổng thể UAV thực hiện nhiệm vụ trên hệ thống mô phỏng UAV125 
4.4. Kết luận chương 4 ......................................................................................... 130 
KẾT LUẬN ............................................................................................................ 131 
DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CÔNG BỐ ................... 133 
TÀI LIỆU THAM KHẢO .................................................................................... 134 
PHỤ LỤC ............................................................................................................... 138 
vi 
DANH MỤC CÁC KÍ HIỆU, CHỮ VIẾT TẮT 
1
x
y
z

Vị trí không gian 3D của hệ tọa độ liên kết trong hệ tọa độ 
mặt đất – 3D position of the body-fixed frame expressed in 
the Earth-fixed frame 
2

 

Hướng của hệ tọa độ liên kết trong hệ tọa độ mặt đất, tương 
ứng: góc nghiêng, góc chúc ngóc, góc hướng – Orientation of 
the body-fixed frame expressed in the Earth-fixed frame 
1
2



Vị trí không gian 3D của hệ tọa độ liên kết trong hệ tọa độ 
mặt đất và Hướng của hệ tọa độ liên kết trong hệ tọa độ mặt 
đất (hệ tọa độ dẫn đường) 
FE (OE xE yE zE) 
Hệ tọa độ địa tâm (ECEF) – Earth-Centered Earth-Fixed 
Frame 
Fi (Oi xi yi zi) 
Hệ tọa độ quán tính cố định nằm ngang- Inertia reference 
frame 
FB (OB xB yB zB) Hệ tọa độ liên kết – Body-fixed frame 
FV (OV xV yV zV) Hệ tọa độ trung gian – Vehicle-carried vertical frame 
FS (OS xS yS zS) Hệ tọa độ ổn định – Stability frame 
Fw (Ow xw yw zw) Hệ tọa độ tốc độ – Wind frame 
Ff (Of xf yf zf) Hệ tọa độ tốc độ hành trình – Flight-path frame (Ff) 
Ce (Te), ev Sai số bám dọc và sai số bám ngang 
CD, CY, CL
Hệ số lực cản dọc; hệ số lực cản ngang; hệ số lực nâng 
0D
C Hệ số lực cản chính diện khi α=0 
f
LC 
Đạo hàm hệ số lực cản chính diện theo tấm giảm tốc 
a
DC 
Đạo hàm hệ số lực cản chính diện theo góc cánh lái liệng 
e
DC 
Đạo hàm hệ số lực cản chính diện theo góc cánh lái lên 
xuống 
r
DC 
Đạo hàm hệ số lực cản chính diện theo góc cánh lái hướng 
YC 
Đạo hàm hệ số lực cản ngang theo góc β (hàm của M) 
vii 
a
YC 
Đạo hàm hệ số lực cản ngang theo góc cánh lái liệng 
r
YC 
Đạo hàm hệ số lực cản ngang theo góc cánh lái hướng 
pY
C
Đạo hàm hệ số lực cản ngang theo tốc độ góc nghiêng 
rY
C
Đạo hàm hệ số lực cản ngang theo tốc độ góc hướng 
0L
C
Hệ số lực nâng khi α=0 
LC 
Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc α 
f
LC 
Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc tấm giảm tốc 
e
LC 
Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc cánh lái lên xuống 
LC 
Đạo hàm hệ số lực nâng theo tốc độ thay đổi góc α 
qL
C
Đạo hàm hệ số lực nâng theo tốc độ góc chúc ngóc 
lC , mC , nC 
Hệ số moment kênh nghiêng, hệ số moment chúc ngóc, hệ số 
moment kênh hướng 
lC 
Đạo hàm hệ số moment kênh nghiêng theo góc β 
a
lC
Đạo hàm hệ số moment kênh nghiêng theo góc cánh lái liệng 
r
lC
Đạo hàm hệ số moment kênh nghiêng theo góc cánh lái 
hướng 
pl
C
Đạo hàm hệ số moment kênh nghiêng theo tốc độ góc 
nghiêng 
rl
C
Đạo hàm hệ số moment kênh nghiêng theo tốc độ góc hướng 
0m
C
Hệ số moment khí động chúc ngóc khi α=0, 0e . 
mC 
Đạo hàm hệ số moment chúc ngóc theo góc α 
f
mC 
Đạo hàm hệ số moment chúc ngóc theo tấm giảm tốc 
e
mC 
Đạo hàm hệ số moment chúc ngóc theo góc cánh lái lên 
xuống 
mC 
Đạo hàm hệ số moment chúc ngóc theo tốc độ góc α 
qm
C
Đạo hàm hệ số moment chúc ngóc theo tốc độ góc chúc ngóc 
nC 
Đạo hàm hệ số moment kênh hướng theo góc β 
viii 
a
nC 
Đạo hàm hệ số moment kênh hướng theo góc cánh lái liệng 
r
nC 
Đạo hàm hệ số moment kênh hướng theo góc cánh lái hướng 
pn
C
Đạo hàm hệ số moment kênh hướng theo tốc độ chúc ngóc 
rn
C
Đạo hàm hệ số moment kênh hướng theo tốc độ góc hướng 
D, Y, L Lực cản dọc, lực cản ngang, lực nâng 
e, AR 
e là hệ số thực nghiệm phụ thuộc dạng cánh, 
AR là hệ số dãn dài 
P Lực đẩy động cơ 
PPlane (xplane, yplane, 
zplane)
Tọa độ của UAV trong hệ tọa độ dẫn đường 
, ,m n
Moment kênh nghiêng, moment ngóc, moment hướng 
m, Maircraft Trọng lượng của UAV 
M Số Mach 
M , qM , eM  
Thành phần moment chúc ngóc theo góc α, thành phần 
moment chúc ngóc theo tốc độ chúc ngóc, thành phần 
moment chúc ngóc theo góc cánh lái lên xuống 
S, b, c Diện tích cánh, sải cánh, dây cung khí động trung bình 
 Mật độ không khí 
p, q, r 
Tốc độ góc nghiêng, tốc độ góc chúc ngóc, tốc độ góc hướng 
trong hệ tọa độ liên kết 
u, v, w Tốc độ dọc, ngang và thẳng đứng trong hệ tọa độ liên kết 
aeror , CGr , propr 
Khoảng cách của tâm khí động, trọng tâm và tâm điểm đặt 
lực đẩy đến tâm O của hệ tọa độ liên kết 
φ, λ, h Lần lượt là vĩ độ, kinh độ, độ cao của UAV 
hd Độ cao mong muốn của UAV 
re 
re=6378137m là bán kính trục chính của trái đất (qua xích 
đạo) 
ε ε
2=0.006694380004260827 là hệ số lệch tâm của trái đất 
ix 
Va, α, β Tốc độ đối không, góc tấn và góc trượt cạnh 
esd ireda
V (
da
V )
Tốc độ đối không mong muốn 
TDa
V ,
TDz
V , TD , TD 
Tốc độ đối không, tốc độ thẳng đứng, góc tấn, góc chúc ngóc 
tại thời điểm tiếp đất 
Vg, ,  
Tốc độ hành trình, góc nghiêng quỹ đạo và góc hướng quỹ 
đạo 
Wi, Wi+1
Tọa độ điểm hành trình thứ i và thứ i+1 trong hệ tọa độ dẫn 
đường 
d, d, d, d 
Góc nghiêng quỹ đạo mong muốn, góc chúc ngóc mong 
muốn, góc hướng quỹ đạo mong muốn và góc nghiêng mong 
muốn 
f, f 
Góc nghiêng của đường quỹ đạo và góc hướng của đường 
quỹ đạo 
ref, ref Góc nghiêng quỹ đạo tham chiếu và góc nghiêng tham chiếu 
axmd

Góc nghiêng mong muốn lớn nhất 
,t runway  Góc hướng mục tiêu, góc hướng đường băng 
, , ,a e r t   
Góc cánh lái liệng (Ailerons), góc cánh lái lên xuống 
(Elevator), góc cánh lái hướng (Rudder), vị trí tay ga 
f , leg , missile , 
break , Addfuel 
Lần lượt là dấu hiệu khi thả cánh tà, thả càng, treo tên lửa, 
thả tấm giảm tốc, treo thùng dầu phụ 
atan2 Là hàm arctan2 được định nghĩa trong phụ lục D 
AP Bộ tự động lái – Autopilot 
BTT Nghiêng để vòng – Bank to turn 
LLA Hệ tọa độ kinh-vĩ – Latitude, longitude, altitude Frame 
NED 
Thành phần vector theo hướng Bắc, Đông, Dưới của hệ tọa 
độ địa lý – North, East, and Down components of n frame 
vector 
x 
UAV 
Thiết bị bay không người lái / máy bay không người lái – 
Unmanned aircraft vehicle 
UCAV 
Thiết bị bay chiến đấu không người lái – Unmanned combat 
aircraft vehicle 
PTB Phương tiện bay 
STT Trượt để vòng – Skid to turn 
VTP Đích ảo – Virtual target point 
CAУ 
Hệ thống điều khiển tự động - Система автоматического 
управления 
xi 
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ 
 Trang 
Hình 1.1. Hệ tọa độ ECEF và hệ tọa độ dẫn đường .................................................. 14 
Hình 1.2. Mối quan hệ giữa hệ tọa độ trung gian và hệ tọa độ liên kết .................... 15 
Hình 1.3. Mối quan hệ giữa hệ tọa ... t?”, Air and Space Power Journal, 155N. Twining Street, Maxwell AFB, 
AL, 36112-6026. 
[26]. Mihai Lungu, Romulus Lungu, “Application Of H2/H∞ Technique To 
Aircraft Landing Control”, Volume17, Issue6, Pages 2153-2164, Nov. 2015. 
[27]. MiG-21Bis Pilot’s Flight Operating Instructions. 
[28]. M.V.Cook. “Flight dynamics principles”. Butterworth-Heinemann. ISBN: 
978-0-7506-6927-6, 2007. 
[29]. O. Harkegard, Torkel Glad “A backstepping design for flight path angle 
control”, Proceedings of the 39th IEEE Conference on Decision and Control, 
ISBN: 0-7803-6638-7, Sydney, NSW, Australia, 2000. 
[30]. O. Harkegard “Backstepping and Control Allocation with Applications to 
Flight path angle control”, Department of Electrical Engineering Linkoping 
University. SE-581 83 Linkoping, Sweden, 2003. 
[31]. O Petrovska, U Rechkoska-Shikoska, “Aircraft precision landing using 
integrated GPS/INS system”, Transport Problems, (2013). 
[32]. P. B. Sujit, Srikanth Saripalli, Joao Borges Sousa, “Unmanned aerial vehicle 
path following: A survey and analysis of algorithms for fixed-wing unmanned aerial 
137 
vehicles”, Earth and Space Exploration, School of (SESE), DOI: 
10.1109/MSC.2013.2287568, 17-Jan-2014. 
[33]. Philips W.F. Hailey C.E. and Gebert G.A. “Review of Attitude 
Representations Used for Aircraft Kinematics”. Journal of Aircraft. ISBN-38: 718-
737, 2001. 
[34]. Randal W. Beard, Timothy W. McLain “Small unmanned aircraft: Theory and 
practice”, Princeton University Press, Princeton and Oxford, ISBN 978-0-691-
14921-9, 2012. 
[35]. PIotr MaSłoWSkI, “Longitudinal motion control for flare phase of landing”, 
Transaction of the Institute of Aviation, 217, p. 79-93, Warsaw 2011. 
[36]. R. Rysdyk, "UAV path following for constant line-of-sight", 2nd AIAA 
Unmanned Unlimited Systems Technologies Operations Aerospace, 2003. 
[37]. Siouris, G. M. (2004), “Missile Guidance And Control Systems”, Springer-
Verlag New York, Inc. ISBN 0-387-00726-1. 
[38]. V. Cichella, E. Xargay, V. Dobrokhodov, I. Kaminer, A. M. Pascoal, N. 
Hovakimyan, "Geometric 3D path-following control for a fixed-wing UAV on 
SO(3)", Proc. AIAA Conf. Guidance Navigation Control, pp. 3578-3592, 2011-
Aug.-8–11. 
[39]. Weigel, Stephen, “F-16 UCAVs: Adding Capability to the Block 15 Aircraft”. 
Lockheed Martin Tactical Aircraft Systems, Ft. Worth, TX, (22 Dec 97). 
[40]. Xin Li, Ju Jiang, Ziyang Zhen, Xinhua Wang, Xin Jiao “Research on 
automatic landing control for the Jumbo Jet” The International Journal of 
Engineering And Science (IJES), Vol. 1, pp. 61-99, 2012, ISSN: 2319 – 1813, 
ISBN: 2319 – 1805. 
[41]. Yasimina Bestaoui Sebbane. “Smart Autonomous Aircraft-Flight Control and 
Planning for UAV”. CRC Press, Taylor & Francis Group. ISBN-13: 978-1-4822-
9916-8, 2016. 
138 
PHỤ LỤC 
PHỤ LỤC A: CÁC THAM SỐ UAV SỬ DỤNG MÔ HÌNH MÁY BAY MIG-21 
A.1. CÁC THAM SỐ KỸ THUẬT CHUNG 
- Chiều dài: L=15.76 m 
- Sải cánh: b=7.154 m 
- Chiều cao: haircraft = 4.12 m 
- Diện tích: S=23 m² 
- Trọng lượng rỗng: MAircraft = 5.350 kg 
- Trọng lượng cất cánh: MAircraft =8.726 kg 
- Trọng lượng cất cánh tối đa: MAircraft = 9.660 kg 
- Dây cung khí động trung bình: c=4.002 m. 
A.2. CÁC HỆ SỐ QUÁN TÍNH 
Jx = 5400 [kg.m2]; 
 Jy = 31000 [kg.m2]; 
Jz = 62000 [kg.m2]; 
 Jxy = 0 [kg.m2]; 
Jxz = 0 [kg.m2]; 
Jyz = 0 [kg.m2]; 
Tính trọng lượng dầu thay đổi trong quá trình bay: 
 2
0, 2.
62000.(0,8 )[ . ]z
fuel
gt
J kg m
M
 . 
Với fuelM là tổng trọng lượng dầu nạp, gt là lượng dầu còn lại được tính bằng 
lượng dầu tổng trừ đi lượng dầu tiêu hao. 
A.3. CÁC THAM SỐ KHÍ ĐỘNG 
Các hệ số lực khí động cho UAV được xác định như sau: 
0
0
2( )
. . . .
. . . f a e r
L L
D D D f D a D e D r
C C
C C C C C C
e A R    
   
. . . ( . . )
2. p ra r
Y Y Y a Y r Y Y
a
b
C C C C C p C r
V  
   
139 
0
. . . ( . )
2. qf e
L L L L f L e L L
a
c
C C C C C C C q
V   
   

 
Các hệ số moment khí động của UAV được xác định: 
. . . ( . . )
2. p ra r
l l l a l r l l
a
b
C C C C C p C r
V  
   
0
. . . ( . )
2. qf e
m m m m f m e m m
a
c
C C C C C C C q
V   
   


. . . ( . . )
2. p ra r
n n n a n r n n
a
b
C C C C C p C r
V  
   
A.3.1. CÁC THAM SỐ LỰC CẢN DỌC CỦA MiG-21 
Tham số lực cản dọc được tính theo xác định là (1.57): 
0 0
21 .( ) . .
. .
. . .
legf
missile break Addfuel
D D L L D f D leg
D missile D break D Addfuel
C C C C C C
e AR
C C C

 
  
Trong đó: 0
a
DC  ; 0.009fD
C

 ; 0.029
legD
C ; 
0.0025
missileD
C ; 0.003
addfuelD
C ; 0.028
breakD
C ;
 Các hệ số 
0D
C và 
1
. .
a
e AR 
 phụ thuộc theo số M theo đồ thị sau đây: 
A.3.2. CÁC THAM SỐ LỰC CẢN NGANG CỦA MiG-21 
 Hệ số lực cản ngang được xác định theo công thức (1.58): 
. . .
a r
Y Y Y a Y rC C C C     
Trong đó 0
a
YC  các tham số còn lại phụ thuộc số M theo đồ thị sau: 
140 
A.3.3. CÁC THAM SỐ LỰC NÂNG CỦA MiG-21 
 Hệ số lực nâng được xác định theo công thức (1.59): 
0
. . .
f e
L L L L f L eC C C C C     
 Trong đó: 
0
0LC ; 0.2
f
LC  ; 0.017eLC  . 
Tham số LC phụ thuộc vào số M theo đồ thị sau: 
 Ngoài ra còn có đồ thị thể hiện sự phụ thuộc hệ số lực nâng theo góc α 
(M=0.7) để thấy được quan hệ lực nâng và góc α. 
Đồ thị cho thấy . ( ) 0 0L  . 
A.3.4. CÁC THAM SỐ MOMENT KÊNH NGHIÊNG CỦA MiG-21 
Hệ số moment kênh nghiêng được xác định theo công thức (1.60): 
. . . ( . . )
2. p ra r
l l l a l r l l
a
b
C C C C C p C r
V  
   
141 
Các hệ số moment kênh nghiêng phụ thuộc theo số M được thể hiện trên đồ thị sau: 
A.3.5. CÁC THAM SỐ MOMENT KÊNH CHÚC NGÓC CỦA MiG-21 
Hệ số moment kênh chúc ngóc được xác định theo công thức (1.61): 
. . . .
2. qf e
m m m f m e m
a
c
C C C C C q
V  
   
Trong đó: 0
f
mC  và công thức đã được rút gọn vì 0 0m mC C  . 
142 
Có: .m L mC C a 
Các hệ số được thể hiện trên đồ thị sau: 
A.3.6. CÁC THAM SỐ MOMENT KÊNH HƯỚNG CỦA MiG-21 
Hệ số moment kênh hướng được xác định theo công thức (1.62): 
. . .
2. rr
n n n r n
a
b
C C C C r
V 
  
 Công thức đã được rút gọn vì: 0
a
nC  , 0pnC . 
Trong đó các hệ số phụ thuộc theo số M theo đồ thị sau đây: 
143 
A.4. CÁC THAM SỐ ĐỘNG CƠ 
Các hệ số sử dụng trong mô hình động cơ trên MiG-21 được thể hiện trên đồ 
thị sau: 
144 
PHỤ LỤC B: CÁC THAM SỐ KHÍ QUYỂN 
 Mô hình khí quyển sử dụng các tham số: mật độ không khí, áp suất không 
khí, tốc độ âm thanh và nhiệt độ không khí phụ thuộc theo độ cao được thể hiện trên 
đồ thị sau: 
145 
PHỤ LỤC C: CHƯƠNG TRÌNH MÔ PHỎNG UAV SỬ DỤNG MÔ HÌNH 
MÁY BAY MiG-21 (UAV-MiG-21) TRÊN MATLAB-SIMULINK 
 Trên hình dưới đây là hình ảnh thể hiện chương trình mô phỏng UAV-MiG-
21 trên Simulink, trong đó có hai thành phần chính là: mô hình phi tuyến đầy đủ của 
UAV sử dụng tham số mô hình máy bay MiG-21 và các bộ điều khiển cho UAV-
MiG-21. 
146 
C.1. MÔ HÌNH ĐÔṆG HOC̣ UAV SỬ DỤNG BỘ THAM SỐ CỦA MÁY BAY 
MiG-21 TRÊN SIMULINK 
 Trong ảnh dưới đây là hình ảnh thể hiện các mô hình phi tuyến đầy đủ của 
UAV sử dụng bộ tham số của máy bay MiG-21 xây dựng trên Simulink, bao gồm 
các khối: Các tham số khí động, mô hình động cơ, mô hình quán tính, khối tổng hợp 
gia tốc, khối tổng hợp moment, mô hình các phương trình chuyển động, mô hình 
khí quyển và mô hình trái đất. 
147 
C.1.1. KHỐI TÍNH TOÁN KHÍ ĐỘNG HỌC 
 Hình ảnh dưới đây là khối tính toán tổng hợp các lực và moment khí động. 
Trong đó bao gồm các khối tính toán các hệ số lực khí động và hệ số moment khí 
động; từ đó tính tổng hợp lực khí động và tổng hợp moment khí động tác động lên 
UAV. 
148 
C.1.1.1. KHỐI TÍNH TOÁN HỆ SỐ LỰC NÂNG (CL) 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán hệ số lực nâng: 
C.1.1.2. KHỐI TÍNH TOÁN HỆ SỐ LỰC CẢN DỌC (CD) 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán hệ số lực cản dọc: 
149 
C.1.1.3. KHỐI TÍNH TOÁN HỆ SỐ LỰC CẢN NGANG (CY) 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán hệ số lực cản ngang: 
C.1.1.4. KHỐI TÍNH TOÁN HỆ SỐ MOMENT CHÚC NGÓC (Mpitch) 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán hệ số moment chúc ngóc: 
150 
C.1.1.5. KHỐI TÍNH TOÁN HỆ SỐ MOMENT KÊNH NGHIÊNG (Mroll) 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán hệ số moment kênh nghiêng: 
C.1.1.6. KHỐI TÍNH TOÁN HỆ SỐ MOMENT KÊNH HƯỚNG (Myaw) 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán hệ số moment kênh hướng: 
151 
C.1.1.7. KHỐI TỔNG HƠP̣ LỰC KHÍ ĐÔṆG 
 Dưới đây hình ảnh khối tổng hợp lực khí động: 
C.1.1.8. KHỐI TỔNG HƠP̣ MOMENT KHÍ ĐÔṆG 
 Dưới đây hình ảnh khối tổng hợp moment khí động: 
152 
C.1.1.9. KHỐI THAM SỐ ÁP SUẤT ĐÔṆG 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán áp suất động: 
C.1.1.10. KHỐI TỐC ĐÔ ̣ĐỐI KHÔNG TRONG HÊ ̣TOẠ ĐÔ ̣TỐC ĐÔ ̣
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán các tham số tốc độ đối không, góc trượt 
cạnh, góc tấn trong hệ tọa độ tốc độ: 
153 
C.1.2. HỆ THỐNG ĐỘNG CƠ 
 Dưới đây hình ảnh khối mô phỏng động cơ của MiG-21: 
154 
C.1.3. CÁC PHƯƠNG TRÌNH CHUYỂN ĐỘNG 
 Dưới đây hình ảnh khối tổng hợp các phương trình mô tả chuyển động của 
UAV trong không gian, bao gồm các khối chức năng chính: Khối các phương trình 
lực, khối các phương trình moments, khối tham số trạng thái góc Euler, khối tham 
số vị trí trong không gian trên hệ tọa độ mặt đất cố định. 
155 
C.1.3.1. KHỐI CÁC PHƯƠNG TRÌNH LỰC 
 Dưới đây hình ảnh khối tổng hợp các phương trình lực tác động lên UAV: 
156 
C.1.3.2. KHỐI CÁC PHƯƠNG TRÌNH MOMENT 
- KHỐI TỔNG HƠP̣ CÁC PHƯƠNG TRÌNH MOMENT 
 Dưới đây hình ảnh khối tổng hợp các phương trình moment tác động lên 
UAV: 
157 
- KHỐI HỆ SỐ THAM SỐ QUÁN TÍNH 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán các hệ số quán tính: 
158 
C.1.3.3. KHỐI CÁC PHƯƠNG TRÌNH TRAṆG THÁI 
- KHỐI CÁC PHƯƠNG TRÌNH TRAṆG THÁI THEO QUATERNIONS 
 Dưới đây hình ảnh khối các phương trình trạng thái theo Quaternions: 
- KHỐI CÁC PHƯƠNG TRÌNH TRAṆG THÁI THEO EULER 
 Dưới đây hình ảnh khối các phương trình trạng thái theo Euler: 
159 
C.1.3.4. KHỐI CÁC PHƯƠNG TRÌNH VI ̣TRÍ 
 Dưới đây hình ảnh khối các phương trình vị trí: 
C.1.3.5. KHỐI CHUYỂN ĐỔI QUATERNIONS SANG EULER 
 Dưới đây hình ảnh khối chuyển đổi từ Quaternions sang Euler: 
160 
C.1.3.6. KHỐI CHUYỂN ĐỔI EULER SANG DCM 
Dưới đây hình ảnh khối chuyển đổi từ Euler sang DCM: 
C.1.4. TỔNG HỢP THAM SỐ QUÁN TÍNH, GIA TỐC, MOMENT 
C.1.4.1. KHỐI TỔNG HƠP̣ LỰC 
 Dưới đây hình ảnh khối tổng hợp lực, để tính toán gia tốc thẳng: 
161 
C.1.4.2. KHỐI TỔNG HƠP̣ THAM SỐ QUÁN TÍNH 
 Dưới đây hình ảnh khối tổng hợp các tham số quán tính: 
C.1.4.3. KHỐI TỔNG HƠP̣ MOMENT 
 Dưới đây hình ảnh khối tổng hợp các moment tác động lên UAV: 
162 
C.1.5. MÔ HÌNH KHÍ QUYỂN 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán các tham số khí quyển: 
C.1.6. MÔ HÌNH TRÁI ĐẤT 
 Dưới đây hình ảnh khối tính toán các tham số mô hình trái đất: 
163 
C.2. MÔ HÌNH BÔ ̣ ĐIỀU KHIỂN TỔNG HƠP̣ THƯC̣ HIÊṆ NHIÊṂ VU ̣
CỦA UAV-MiG-21 TRÊN SIMULINK 
 Trên hình vẽ dưới đây là hình ảnh các bộ điều khiển của UAV-MiG-21 gồm 
các thành phần chính: Bộ các ổn định cơ bản, bộ điều khiển bám góc nghiêng quỹ 
đạo, bộ điều khiển dẫn bám quỹ đạo hành trình, bộ điều khiển dẫn bám quỹ đạo hạ 
cánh và bộ điều khiển động cơ. Các bộ ổn định và điều khiển này đều được xây 
dựng trên S-Function của Simulink. 
164 
C.2.1. CÁC BỘ ỔN ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN BACKSTEPPING KÊNH DỌC 
KÊNH NGANG 
C.2.1.1. BỘ ỔN ĐỊNH 
 Bộ ổn định được viết trên S-Function, với các tham số khí động được lấy từ 
bộ tính toán các tham số khí động. 
C.2.1.2. BỘ ĐIỀU KHIỂN BACKSTEPPING KÊNH DỌC VÀ KÊNH NGANG 
 Bộ điều khiển Backstepping kênh dọc và Bộ điều khiển Backstepping kênh 
165 
ngang được viết trên S-Function, với các tham số khí động được lấy từ bộ tính toán 
các tham số khí động. 
 Như vây bộ điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo theo phương pháp 
Backstepping bao gồm các thành phần: Bộ điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo 
viết trên S-Function, bộ tính toán các tham số khí động cho mô hình sử dụng cho 
điều khiển bám góc nghiêng quỹ đạo và bộ tính toán tham số α0. 
 Bộ điều khiển Backstepping kênh ngang cung sẽ bao gồm: Bộ điều khiển 
viết trên S-Function và Các bộ tính toán tham số khí động và tham số bộ điều khiển. 
C.2.1.2. BỘ TÍNH TOÁN CÁC THAM SỐ KHÍ ĐỘNG VÀ THAM SỐ BỘ ĐIỀU 
KHIỂN BACKSTEPPING 
- BỘ TÍNH TOÁN THAM SỐ KHÍ ĐỘNG CHO BỘ ĐIỀU KHIỂN 
166 
- BỘ TÍNH TOÁN THAM SỐ MOMENT KHÍ ĐỘNG CHO BỘ ĐIỀU 
KHIỂN 
167 
- BỘ TÍNH TOÁN THAM SỐ LỰC KHÍ ĐỘNG CHO BỘ ĐIỀU KHIỂN 
168 
- Bộ tính toán tham số α0: 
 Dưới đây là hình ảnh bộ tính toán tham số α0. 
169 
- Tính toán các bộ tham số moment khí động cho bộ điều khiển sử dụng 
bộ tham số của máy bay MiG-21 
Dưới đây hình ảnh bộ tính toán các hệ số moment khí động sử dụng cho mô 
hình xây dựng các bộ ổn định: 
170 
C.2.2. CÁC BỘ ĐIỀU KHIỂN BÁM QUỸ ĐẠO HỖN HỢP CHO UAV 
Các bộ điều khiển bám quỹ đạo hỗn hợp cho UAV được xây dựng gồm: Bộ 
điều khiển bám quỹ đạo hành trình (PathFollowing3D), Bộ điều khiển bám và công 
kích mục tiêu di động và Bộ điều khiển tự động hạ cánh. Các bộ điều khiển đều 
được xây dựng trên S-Function được thể hiện trên hình vẽ dưới đây. 
171 
C.2.3. CÁC BỘ ĐIỀU KHIỂN TỐC ĐỘ THEO TAY GA 
 Bộ điều khiển tốc độ theo tay ga sẽ được viết trên S-Function, bao gồm bộ 
điều khiển tay ga va bộ điều khiển tốc độ đặt. Bộ điều khiển được thể hiện trên hình 
vẽ dưới đây. 
172 
PHỤ LỤC D: HÀM ATAN2 
- Mô tả: Hàm atan2(y,x) hay arctan2(y,x) là hàm trả về arctan hay hàm 
nghịch đảo của tọa độ x và tọa độ y đã xác định; là góc tạo bởi trục Ox và đoạn 
thẳng tạo bởi một điểm xác định (x,y) với gốc tọa độ. 
- Cú pháp: atan2(y, x); 
 Trong đó: x là tạo độ x của điểm xác định. 
 y là tạo độ y của điểm xác định. 
- Kết quả: 
atan2(y,x)= 
arctan( )
y
x
 Nếu 0x 
arctan( )
y
x
 Nếu 0x và 0y 
arctan( )
y
x
 Nếu 0x và 0y 
2
 Nếu 0x và 0y 
2
 Nếu 0x và 0y 
Không xác định Nếu 0x và 0y 
- Lưu ý: 
+ Góc này được tính theo đơn vị radian và nằm trong khoảng (-π, π). 
+ Giá trị của hàm được trả về nếu dương thì góc quay ngược chiều kim đồng 
hồ tính từ trục Ox, giá trị âm thể hiện góc quay cùng chiều kim đồng hồ. 
173 
PHỤ LỤC E: TÍNH TOÁN LỰA CHỌN TỐC ĐỘ HẠ CÁNH CHO PHÉP 
Để lựa chọn tốc độ hạ cánh cho phép trên cơ sở tính toán sau: 
1,3.land stallV V 
max
2
stall
L
mg
V
ρSC
 Trong đó: 
 Aircraft
m M là trọng lượng của UAV.
max
1.302LC 
31.225 /kg m 
S=23m2 
g=9.8m/s2 
 Một vài ví dụ tính toán với các trọng lượng hạ cánh khác nhau cho UAV-
MiG-21: 
m=6000 kg Vstall=56.62; Vland=1.3Vstall=73.6m/s=264.9 km/h; 
m=6700 kg Vstall=59.83; Vland=1.3Vstall=77.78m/s=280 km/h; 
m=7000 kg Vstall=61.15; Vland=1.3Vstall=79.5m/s=286.2 km/h; 
m=7200 kg Vstall=62.02; Vland=1.3Vstall=80.6m/s=290 km/h. 
174 
PHỤ LỤC F: HỆ THỐNG MÔ PHỎNG UAV 
 Hệ thống mô phỏng UAV được xây dựng có hình ảnh như hình chụp dưới 
đây. Trên hình ảnh thể hiện hệ thống mô phỏng UAV sử dụng bộ tham số máy bay 
MiG-21 đang thực hiện quá trình bay hành trình và quay về hạ cánh.