Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi nâng cao an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện nhiễu động gió

Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> ỨNG DỤNG BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI NÂNG CAO AN TOÀN<br /> BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRONG ĐIỀU KIỆN NHIỄU ĐỘNG GIÓ<br /> Đặng Công Vụ1*, Lê Thanh Phong1, Nguyễn Đức Thành2,<br /> Đặng Võ Công2, Lê Mạnh Tuyến3<br /> Tóm tắt: Trong bài báo này, các tác giả đã sử dụng thuật toán điều khiển thích<br /> nghi có mô hình theo dõi theo tín hiệu quá tải đứng kết hợp với thuật toán điều<br /> khiển tốc độ bay để điều khiển máy bay không người lái (UAV) bay trong điều kiện<br /> có nhiễu động gió đứng. Kết quả khảo sát trên máy tính với mô hình UAV giả định<br /> cho thấy, việc ứng dụng bộ điều khiển thích nghi theo tín hiệu quá tải và điều khiển<br /> theo tốc độ rất có hiệu quả, giảm được đáng kể quá tải đứng và góc tấn, cho phép<br /> nâng cao được độ an toàn bay của UAV.<br /> Từ khóa: Nhiễu động gió, Máy bay không người lái, Điều khiển thích nghi.<br /> <br /> 1. ĐẶT VẤN ĐỀ<br /> Ngày nay, các loại UAV cỡ nhỏ được quan tâm, phát triển với số lượng lớn,<br /> được ứng dụng rất rộng rãi trong cả lĩnh vực dân sự và quân sự. Đặc điểm quan<br /> trọng của các loại UAV cỡ nhỏ là kích thước và tốc độ nhỏ, nên có tải trọng riêng<br /> trên một m2 cánh nhỏ (G/S nhỏ) và bay với góc tấn lớn. Do vậy, nhiễu động gió có<br /> ảnh hưởng rất lớn tới chuyển động của UAV. Đây là nguyên nhân có thể dẫn tới<br /> chế độ bay nguy hiểm (bay với góc tấn gần tới hạn và/hoặc hệ số quá tải gần giới<br /> hạn chịu tải của kết cấu máy bay), cũng có thể dẫn tới tai nạn khi bay ở độ cao thấp<br /> [4]. Điều này hạn chế đáng kể đến khả năng sử dụng an toàn của UAV trong điều<br /> kiện có nhiễu động gió. Do đó, trong điều kiện có nhiễu động gió, việc bảo đảm an<br /> toàn bay của UAV luôn được đặt lên hàng đầu: đảm bảo độ bền kết cấu thân cánh<br /> máy bay và không để góc tấn quá lớn.<br /> Để giảm quá tải trong trường hợp có gió tác động, có thể sử dụng phương pháp<br /> thụ động hoặc phương pháp chủ động [4]. Phương pháp thụ động là thay đổi đặc<br /> trưng khí động hoặc đặc trưng hình học của cánh: cánh có góc mũi tên thay đổi;<br /> cánh dạng kính thiên văn; cánh gấp … phương pháp này đòi hỏi máy bay kết cấu<br /> phức tạp, tốn kém đặc biệt là với các UAV cỡ nhỏ. Phương pháp chủ động sử dụng<br /> hệ thống điều khiển tự động để thay đổi lực nâng: thay đổi luật điều khiển để điều<br /> khiển cánh lái độ cao làm thay đổi lực nâng; sử dụng hệ điều khiển tự động để điều<br /> khiển trực tiếp lực nâng bằng cánh tà hoặc thiết bị điều khiển bề mặt khác. Trong<br /> công trình [2], để đảm bảo an toàn bay cho UAV khi có nhiễu động gió tác giả đã<br /> sử dụng phương pháp thay đổi luật điều khiển (điều khiển theo sai lệch của quá tải<br /> đứng). Tuy nhiên, kết quả nhận được hệ số quá tải và góc tấn còn lớn (hệ số quá tải<br /> giảm xuống 2, góc tấn giảm xuống 12 độ), độ cao UAV tăng nhiều. Trong bài báo<br /> này, để giảm quá tải đứng và góc tấn (nâng cao an toàn bay của UAV cỡ nhỏ) tác<br /> giả ứng dụng bộ điều khiển thích nghi để điều khiển UAV cỡ nhỏ theo tín hiệu quá<br /> tải đứng khi có nhiễu động gió và kết hợp với điều khiển tốc độ để duy trì tốc độ<br /> bay UAV khi độ cao thay đổi.<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 23<br />  Cơ học & Điều khiển thiết bị bay<br /> <br /> 2. ẢNH HƯỞNG CỦA NHIỄU ĐỘNG GIÓ<br /> ĐẾN CHUYỂN ĐỘNG DỌC CỦA UAV<br /> Xuất phát từ hệ phương trình vi phân chuyển động dọc của thiết bị bay [1]:<br />   dVk <br /> m  dt   T cos   X a  G sin <br />   <br />  d<br /> mVk dt  T sin   Ya  G cos <br />  (1)<br /> J  d z   M<br />  z  dt   z<br /> <br />  dx0  V cos  ; dy0  V sin  ; d<br /> k k  z ;    <br />  dt dt dt<br /> Lực nâng, lực cản và mô men chúc ngóc được tính như sau:<br /> Vr2 Vr2 Vr2<br /> Ya  C ya . .S ; X a  Cxa . .S ; M z  mz .<br /> .S .la (2)<br /> 2 2 2<br /> Với hệ số lực nâng (Cya) và hệ số lực cản (Cxa) của UAV và hệ số mô men<br /> không thứ nguyên (mz ) phụ thuộc góc tấn: Cxa  Cx0  Cx . 2  Cx . c2 ;<br /> C ya  C y .  C y . c ; mz  mz0  mz .  mz c . c  mz z . z<br /> <br /> Khi không có gió vecto không tốc V r trùng với vecto địa tốc V k , UAV bay với<br /> góc tấn  . Khi có nhiễu động gió V r lệch so với V k một góc  w (hình 1).<br /> Trong trường hợp chung vecto gió<br /> W có hướng và cường độ tùy ý theo<br /> thời gian và trong không gian. Tuy<br /> nhiên, thành phần gió thổi thẳng đứng<br /> từ dưới lên có ảnh hưởng lớn nhất đến<br /> độ an toàn bay của UAV [4], trong<br /> phạm vi bài báo này chỉ xét gió thổi<br /> thẳng đứng từ dưới lên trong mặt phẳng<br /> đứng (  w   o ) và UAV bay bằng<br /> Hình 1. Ảnh hưởng của gió đến góc tấn.<br /> (    ).<br /> Độ lớn của không tốc V r và góc tấn của UAV được xác định theo biểu thức:<br /> W<br /> Vr  Vk2  W 2 ;    0   w , với  w  arctg (3)<br /> Vk<br /> T sin   Ya<br /> Quá tải đứng được tính theo  : n y  (4)<br /> mg<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 24 Đ. C. Vụ, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… trong điều kiện nhiễu động gió.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> Như vậy, khi có nhiễu động gió tác động làm cho góc tấn  và không tốc Vr của<br /> UAV thay đổi dẫn tới lực khí động Xa, Ya và mô men chúc ngóc Mz thay đổi, do đó<br /> dẫn tới tốc độ góc  z sẽ thay đổi.<br /> Các mô hình gió được sử dụng trong bài báo này:<br /> - Mô hình gió bậc thang<br /> Đối với mô hình bậc thang của trường gió thẳng đứng được biểu diễn như sau [4]:<br /> 0 khi xo  x*o<br /> Wy   (5)<br /> Wyo khi xo  x*o<br /> <br /> Với x*o là tọa độ điểm bắt đầu có gió, Wyo = const là một giá trị khảo sát của<br /> trường gió đứng.<br /> - Mô hình gió đứng theo tiêu chuẩn châu Âu (JAR-VLA):<br /> Hiện tại các tiêu chuẩn để cấp chứng chỉ khả phi (airworthiness certification)<br /> cho UAV trên thế giới chưa có, vì vậy ta sẽ sử dụng mô hình gió theo tiêu chuẩn<br /> JAR-VLA dùng cho máy bay có người lái siêu nhẹ để khảo sát. Mô hình gió có<br /> dạng như sau [5]:<br /> <br /> Wy <br /> W0 <br />  1  cos<br /> <br /> 2 xo  x*o   (6)<br /> 2  L <br />  <br /> xo <br />  x*o – quãng đường bay được của máy bay từ khi có gió, m; W0 – biên độ<br /> gió, m/s; L - quy mô nhiễu động gió, m. Trong bài báo [2] tác giả đã chỉ ra: góc tấn<br /> lớn nhất và hệ số quá tải đứng lớn nhất (độ an toàn bay của UAV) thay đổi theo<br /> quy mô nhiễu động gió.<br /> 3. MÔ HÌNH VÒNG ĐIỀU KHIỂN KÍN CỦA UAV CỠ NHỎ GIẢ ĐỊNH<br /> Sơ đồ khối vòng điều khiển kín của UAV được trình bày trên hình 2.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 2. Sơ đồ khối vòng điều khiển kín của UAV.<br /> - Mô hình đối tượng điều khiển (UAV cỡ nhỏ)<br /> Mô hình UAV cỡ nhỏ giả định được xây dựng trên cơ sở mô hình của máy bay<br /> UAV-70V, do Hội VASA nghiên cứu, chế tạo [2]. Giả thiết rằng tầm hoạt động<br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 25<br />  Cơ học & Điều khiển thiết bị bay<br /> <br /> của UAV là khá nhỏ vì vậy có thể bỏ qua độ cong, chuyển động quay của Trái đất<br /> và bỏ qua sự tiêu hao nhiên liệu. Các hệ số khí động được xác định bằng phần<br /> mềm ANSYS CFX [6], dựa trên giải số hệ phương trình Navier-Stock bằng<br /> phương pháp thể tích hữu hạn. Các hệ số hiệu quả của các cánh lái mz c và các đạo<br /> hàm khí động khác mz z , mz được tính bằng phương pháp xoáy rời rạc tuyến tính<br /> [7]. Các đặc trưng khối lượng – quán tính - định tâm của UAV giả định được xác<br /> định trực tiếp từ hình vẽ ba chiều của nó bằng phần mềm 3D INVENTOR.<br /> - Mô hình các cảm biến<br /> Giả thiết rằng UAV được trang bị các cảm biến lý tưởng đo tọa độ, vận tốc, độ<br /> cao bay, tư thế trong không gian, các vận tốc góc và các quá tải mà không có sai số<br /> tĩnh và động, nghĩa là tất cả các cảm biến đo lường các tham số chuyển động của<br /> UAV được mô phỏng bằng các khâu khuếch đại lý tưởng.<br /> - Mô hình cơ cấu chấp hành<br /> Giả thiết rằng UAV được trang bị các cơ cấu chấp hành dưới dạng các bộ truyền<br /> động điện vô cấp có vận tốc góc quay cánh lái tối đa hạn chế, không vượt quá 200<br /> độ/s, còn quán tính của chúng được mô phỏng bằng khâu quán tính có hằng số thời<br /> gian Tqt = 0,015s.<br /> - Thuật toán điều khiển<br /> Trong bài báo này xét UAV đang bay bằng ổn định, khi có nhiễu động gió tác<br /> động theo phương thẳng đứng từ dưới lên, UAV chuyển sang thuật toán điều khiển<br /> thích nghi theo tín hiệu quá tải để giảm quá tải đứng, độ cao sẽ phải tăng dần. Vì<br /> vậy, để duy trì tốc độ, cửa ga cũng phải tăng theo một thuật toán nhất định.<br /> + Thuật toán điều khiển ổn định độ cao khi chưa có gió: Khi chưa có nhiễu<br /> động gió, UAV bay bằng ổn định, các tham số của mô hình động lực học của UAV<br /> ít thay đổi, tác giả sử dụng thuật toán điều khiển PID [2].<br /> t<br />  . .<br /> <br />  dk 1  K p . H th  H ct   K d . H th  H ct   K i .  H th  H ct  .dt   cbb  koz . z (7)<br />   0<br /> <br /> Trong đó:  cbb - giá trị cân bằng của góc lệch cánh lái độ cao khi bay bằng;<br />  z - tốc độ góc quanh trục Oz; koz – hệ số cản dịu của kênh dọc; Hth – độ cao thực<br /> của UAV khi bay; Hct – độ cao theo chương trình.<br /> Các hệ số Kp, Kd, Ki – tương ứng với các hệ số tỷ lệ, hệ số vi phân và hệ số tích<br /> phân của bộ điều khiển PID “kinh điển”. Trong bài báo, các hệ số Kp=2.3935,<br /> Kd=1.879, Ki=3.81, koz=1.2231 được lựa chọn bằng cách sử dụng công cụ tối ưu<br /> hóa Simulink Response Optimization trong Simulink.<br /> + Thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải khi có gió: khi có nhiễu động<br /> gió tác động sẽ làm cho góc tấn công  thay đổi, do đó bộ điều khiển kinh điển<br /> PID khó có thể cập nhật theo góc tấn công  của quá trình được (cũng như quá tải<br /> đứng ny). Khi đó, điều khiển UAV theo thuật toán điều khiển như sau:<br /> <br /> <br /> <br /> 26 Đ. C. Vụ, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… trong điều kiện nhiễu động gió.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br />  dk 2   cbb  koz . z   ny (8)<br /> Trong đó:  ny - Tín hiệu điều khiển được tạo ra từ bộ điều khiển thích nghi có<br /> mô hình theo dõi theo quá tải đứng ny.<br /> Xét bộ điều khiển thích nghi có mô hình theo dõi (MRAC):<br /> Trong đó: Gm(s) – hàm truyền<br /> đạt mẫu; ym – Tín hiệu ra của<br /> hàm truyền đạt mẫu;<br /> y – tín hiệu ra của đối tượng<br /> điều khiển;<br /> yct – Tín hiệu theo chương<br /> trình;<br /> u – Tín hiệu điều khiển;<br /> p – Tham số hiệu chỉnh;<br /> Hình 3. Sơ đồ cấu trúc tổng quát hệ kín sử dụng e(t)=y(t)-ym(t).<br /> MRAC.<br /> Nguyên tắc làm việc của bộ điều khiển thích nghi MRAC như sau: Để hệ kín,<br /> bao gồm đối tượng điều khiển và bộ điều khiển, luôn có chất lượng mong muốn thì<br /> bộ điều khiển cần phải được thiết kế và hiệu chỉnh thường xuyên sao cho tín hiệu<br /> đầu ra y(t) của hệ kín luôn giống như đầu ra ym(t) của mô hình mẫu:<br /> ym ( t )  y(t)  e(t)=y(t)-ym ( t )  0 (9)<br /> Như vậy, phải thiết kế cơ cấu thay đổi tham số bộ điều khiển (hiệu chỉnh tham<br /> số p) để luôn có được mối quan hệ (9) và điều này phải không được phụ thuộc vào<br /> sự thay đổi bên trong đối tượng. Hơn nữa bộ điều khiển thích nghi phải đảm bảo<br /> được tính ổn định cho hệ thống.<br /> Phương pháp sử dụng để hiệu chỉnh tham số p cho bộ điều khiển để đạt được<br /> mục đích điều khiển (9) là sử dụng phương pháp hiệu chỉnh theo luật MIT [3]:<br /> Phương pháp hiệu chỉnh bộ điều khiển thỏa mãn mục đích điều khiển (9) đơn<br /> giản nhất là tìm ra được lim e( t )  0 , tức là chỉ phải thay đổi vecto tham số bộ<br /> t 0<br /> <br /> điều khiển, ký hiệu chung lại là vecto p, sao cho: Nếu e  0 thì phải giảm e(t),<br /> de<br /> tức là phải thay đổi p để  0 ; Ngược lại, khi e  0 thì phải tăng e(t), tức là<br /> dt<br /> de de<br /> phải thay đổi p để  0 . Như vậy, chỉ cần tạo ra được sai lệch e(t) và khác<br /> dt dt<br /> dấu nhau:<br /> de<br /> e 0 (10)<br /> dt<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 27<br />  Cơ học & Điều khiển thiết bị bay<br /> <br /> de e dp<br /> Vì:  , do vậy, để đạt được mục đích (10) chỉ cần thay đổi p để [3]:<br /> dt p dt<br /> T T<br /> dp  e  dp  e <br />   e   hoặc   sgn( e )   (11)<br /> dt  p  dt  p <br /> Công thức (11) gọi là Luật hiệu chỉnh MIT ( Trong đó:   0 ).<br /> Trên cơ sở đó ta sẽ xây dựng bộ điều khiển thích nghi có mô hình theo dõi theo<br /> quá tải đứng. Dùng luật hiệu chỉnh MIT để hiệu chỉnh cho bộ điều khiển là một<br /> khâu khuếch đại kny. Mục đích điều khiển là:<br /> e( t )  n y  n y _ mm  0 (12)<br /> Trong đó: n y _ mm - Quá tải đứng được tạo ra từ mô hình mẫu; ny – Quá tải đứng<br /> của UAV. Giá trị ny đo được nhờ cảm biến gia tốc kế.<br /> Hàm truyền đạt mẫu Gm ( s )được chọn ở dạng lý tưởng nhất là một khâu quán<br /> tính với hằng số thời gian Tqt tương đương với hằng số thời gian của khâu máy lái<br /> 1 1<br /> (Tqt=0.015s) [2], như vậy: Gm ( s )   .<br /> Tqt s  1 0.015s  1<br /> Cơ cấu chỉnh định:<br /> T<br /> dp  e <br />   e   =- ( n y  n y _ mm )n y _ mm (13)<br /> dt  p <br /> Khi đó tín hiệu điều khiển được đưa ra từ bộ điều khiển thích nghi tín hiệu:<br />  ny  kny ( n y  n y _ ct )   - ( n y  n y _ mm )n y _ mm dt (14)<br /> Trong đó: ny_ct – Quá tải đứng theo chương trình, với ny_ct=1 .<br /> Từ công thức (14) ta thấy rằng: thành phần thứ nhất kny ( n y  n y _ ct ) là vòng điều<br /> khiển phản hồi mạch chính, thể hiện tính phản ứng nhanh của hệ thích nghi tín<br /> hiệu. Thành phần thứ hai  - ( n y  n y _ mm )n y _ mm dt tác động chậm hơn.<br /> + Thuật toán điều khiển tốc độ: Để đảm bảo duy trì tốc độ bay cho UAV, đặc<br /> biệt là khi UAV thay đổi độ cao cần thiết phải có bộ điều khiển tốc độ [2], thuật<br /> toán điều khiển tốc độ chính là điều khiển cửa ga hay điều khiển lực kéo T của<br /> cánh quạt. Thuật toán điều khiển tốc độ:<br /> T   K0  KV .Vk  Vbb   .Tmax  KT .Tmax (15)<br /> <br /> Hệ số KT  K0  KV .Vk  Vbb  phải thỏa mãn: 0  KT  1<br /> Trong đó: K0 – hệ số lực kéo cần thiết để UAV bay bằng; Vbb - tốc độ của UAV<br /> khi bay bằng; KV – hệ số lực kéo khi UAV có sai lệch về tốc độ so với tốc độ khi<br /> bay bằng, đơn vị s/m; Tmax – lực kéo lớn nhất của UAV, thành phần lực kéo này<br /> phụ thuộc vào độ cao và vận tốc bay hiện thời của UAV.<br /> <br /> <br /> 28 Đ. C. Vụ, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… trong điều kiện nhiễu động gió.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> 4. KẾT QUẢ KHẢO SÁT VÀ NHẬN XÉT<br /> Trên cơ sở lý thuyết và mô hình đã nghiên cứu trong mục 3, tiến hành mô<br /> phỏng vòng điều khiển kín chuyển động dọc của UAV trên máy tính bằng công cụ<br /> Simulink. Sơ đồ mô phỏng vòng điều khiển kín UAV được trình bày trên hình 4.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 4. Sơ đồ mô phỏng vòng điều khiển kín của UAV trong chuyển động dọc.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 5. Sơ đồ mô phỏng thuật toán MRAC Hình 6. Sơ đồ mô phỏng vòng điều<br /> hiệu chỉnh theo luật MIT. khiển tốc độ.<br /> Để kiểm tra độ ổn định của chương<br /> trình điều khiển thích nghi theo quá tải, sử<br /> dụng mô hình gió bậc thang của trường gió<br /> thẳng đứng và đánh giá phản ứng của máy<br /> bay: Khi có gió bậc thang tác động với<br /> biên độ Wyo =5m/s, theo lý thuyết sẽ tính<br /> được số gia ban đầu của góc tấn<br />  r  arctg(Wy0 Vk )  Wy0 Vk  0.125( rad )  7 o<br /> (ở đây Vk = 40 m/s là tốc độ hành trình của Hình 7. Quá tải đứng và góc tấn khi<br /> UAV). Kết quả này rất phù hợp với phản có gió đứng bậc thang tác động.<br /> ứng của UAV trên hình 7.<br /> Như vậy, khi có gió bậc thang tác động làm số gia góc tấn tăng, sau đó do tính<br /> ổn định của vòng điều khiển kín, số gia này tiến về 0. Góc tấn tăng làm quá tải<br /> tăng, do sự tác động của thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải nên sau một<br /> vài dao động quá tải lại tiến về giá trị mong muốn (quá tải mong muốn bằng 1 –<br /> giá trị khi bay bằng), do đó đảm bảo chương trình ổn định.<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 29<br />  Cơ học & Điều khiển thiết bị bay<br /> <br /> Trong bài báo [2] tác giả đã khảo sát và cho thấy rằng, độ an toàn bay của UAV<br /> phụ thuộc nhiều vào quy mô nhiễu động gió L. Bài báo đã chỉ ra trong điều kiện có<br /> nhiễu động gió (6), nếu sử dụng thuật toán điều khiển theo độ cao (kết hợp với<br /> điều khiển tốc độ (15)) UAV bay an toàn khi có L  33m . Vì vậy, ta sẽ lấy L=33m<br /> để khảo sát cho các nghiên cứu tiếp theo.<br /> - Kết quả khảo sát khi sử dụng thuật toán điều khiển theo độ cao (7) và điều<br /> khiển tốc độ (15). Sử dụng mô hình nhiễu động gió JAR-VLA, với quy mô nhiễu<br /> động gió L=33m, biên độ gió W0=7.62 m/s, thời điểm có gió t=40s, tương ứng với<br /> xo  1600 m .<br /> Nhận xét: Theo kết<br /> quả khảo sát trên<br /> hình 8, 9, 10, 11 cho<br /> thấy rằng, trong điều<br /> kiện nhiễu động gió,<br /> nếu sử dụng thuật<br /> toán điều khiển theo<br /> Hình 8. Góc tấn của UAV. Hình 9. Quá tải đứng của độ cao và theo tốc độ<br /> UAV. thì độ cao và vận tốc<br /> được duy trì. Tuy<br /> nhiên, quá tải đứng<br /> và góc tấn rất lớn<br /> (quá tải đứng gần 2.5<br /> và góc tấn gần 15 độ)<br /> ảnh hưởng lớn đến<br /> độ an toàn bay của<br /> Hình 10. Quỹ đạo của Hình 11. Vận tốc của UAV. UAV.<br /> UAV.<br /> - Kết quả khảo sát khi sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải<br /> (8), không sử dụng kết hợp với điều khiển tốc độ (15). Sử dụng mô hình nhiễu động<br /> gió JAR-VLA, với quy mô nhiễu động gió L=33m, biên độ gió W0=7.62 m/s, thời<br /> điểm có gió t=40s, tương ứng với xo  1600 m .<br /> Nhận xét: Qua kết<br /> quả khảo sát trên<br /> hình 12, 13, 14, 15<br /> cho thấy rằng, trong<br /> điều kiện có nhiễu<br /> động gió, nếu chỉ sử<br /> dụng điều khiển<br /> Hình 12. Góc tấn của UAV. Hình 13. Quá tải đứng của thích nghi theo quá<br /> UAV. tải và không kết hợp<br /> <br /> <br /> <br /> 30 Đ. C. Vụ, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… trong điều kiện nhiễu động gió.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> với thuật toán điều<br /> khiển tốc độ thì khi<br /> độ cao tăng (hinh 14)<br /> làm tốc độ giảm dần<br /> (hình 15), góc tấn<br /> lớn dẫn đến UAV bị<br /> thất tốc.<br /> Hình14. Quỹ đạo của UAV. Hình 15. Vận tốc của UAV.<br /> - Kết quả khảo sát khi sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải (8),<br /> điều khiển tốc độ (15). Sử dụng mô hình nhiễu động gió JAR-VLA, với quy mô<br /> nhiễu động gió L=33m, biên độ gió W0=7.62 m/s, thời điểm có gió t=40s, tương<br /> ứng với xo  1600 m .<br /> <br /> <br /> Nhận xét: Kết quả<br /> khảo sát trên hình<br /> 16, 17 cho thấy rằng,<br /> trong điều kiện có<br /> nhiễu động gió nếu<br /> sử dụng điều khiển<br /> Hình 16. Góc tấn của UAV. Hình 17. Quá tải đứng của thích nghi theo quá<br /> UAV. tải (8) và điều khiển<br /> tốc độ thì góc tấn và<br /> quá tải đứng giảm<br /> đáng kể so với sử<br /> dụng điều khiển theo<br /> độ cao (7).<br /> <br /> <br /> Hình 18. Quỹ đạo của UAV. Hình 19. Vận tốc của UAV.<br /> Kết quả cho thấy: góc tấn lớn nhất giảm 20% (giảm xuống còn 12 độ); Quá tải<br /> đứng lớn nhất giảm 28% (giảm xuống còn 1.8). Kết quả trên hình 18, 19 cho thấy,<br /> độ cao của UAV tăng lên không đáng kể và tốc độ được duy trì khi độ cao thay đổi.<br /> 5. KẾT LUẬN<br /> Nhiễu động gió ảnh hưởng lớn đến chuyển động dọc của UAV và ảnh hưởng<br /> đến an toàn bay của UAV. Các kết quả nghiên cứu khảo sát cho thấy việc ứng<br /> dụng bộ điều khiển thích nghi theo quá tải và kết hợp với điều khiển tốc độ đã làm<br /> giảm đáng kể đến góc tấn (giảm 20%) và quá tải đứng (giảm 28%) so với điều<br /> khiển theo độ cao khi UAV bay trong điều kiện nhiễu động gió. Giải pháp này sẽ<br /> đảm bảo an toàn cho UAV khi bay trong điều kiện nhiễu động gió và tăng tuổi thọ<br /> cho UAV.<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 31<br />  Cơ học & Điều khiển thiết bị bay<br /> <br /> TÀI LIỆU THAM KHẢO<br /> [1]. Nguyễn Đức Cương, “Mô hình hóa và mô phỏng chuyển động của các khí cụ<br /> bay tự động”, NXB Quân đội nhân dân, 2002.<br /> [2]. Đặng Công Vụ, Lê Thanh Phong, Nguyễn Đức Cương, “Ứng dụng thuật toán<br /> điều khiển bay tự động cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió”,<br /> Tạp chí Khoa học và kỹ thuật, số 175, 4/2016, Học viện KTQS, 2016.<br /> [3]. Nguyễn Doãn Phước, “Lý thuyết điều khiển nâng cao”, NXB Khoa học và Kỹ<br /> thuật, Hà Nội, 2009.<br /> [4]. Ю.П. Доброленский, “Динамика полета в неспокойной атмосфере”, М.<br /> 1969, Изд. Машиностроение.<br /> [5]. “JAR-VLA: Joint Airworthiness Requirements For Very Light Aeroplanes”,<br /> 1990.<br /> [6]. Fluent Inc., “Ansys Fluent 15 Users Guide”, 2013.<br /> [7]. Белоцерковский С.М, Скрипач Б.К. “Aэродинамические производные<br /> летательного аппарата и крыла при дoзвуковых скоростях”, Изд.<br /> Haука. -1975. - 424c.<br /> ABSTRACT<br /> APPLICATION OF AN ADAPTIVE CONTROL ENHANCE FLIGHT SAFETY<br /> FOR SMALL-SIZED UAV IN TURBULENCE CONDITIONS<br /> In this paper, the authors used the adaptive control algorithm with follow-<br /> up model according to g-load factor combined with speed control algorithm<br /> to control unmanned aerial vehicle (UAV) flying in turbulent wind<br /> conditions. Survey results on the computer with UAV hipothetical model<br /> show that the application of adaptive control algorithm according to g-load<br /> factor and speed control algorithm are very effective, the angle of attack and<br /> g-load factor are much reduced, significantly improving the UAV flight<br /> safety.<br /> Keywords: Wind turbulence, UAV, Adaptive control.<br /> <br /> Nhận bài ngày 15 tháng 6 năm 2016<br /> Hoàn thiện ngày 20 tháng 8 năm 2016<br /> Chấp nhận đăng ngày 05 tháng 9 năm 2016<br /> <br /> <br /> Địa chỉ: 1 Học viện Kỹ thuật quân sự;<br /> 2<br /> Viện Tên lửa;<br /> 3<br /> Học viện Phòng không – Không quân;<br /> *<br /> Email: dcongvu1981@gmail.com;<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 32 Đ. C. Vụ, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… trong điều kiện nhiễu động gió.”<br />