Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi theo tốc độ Gradient với mô hình tham chiếu tường minh 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 THEO TỐC ĐỘ<br /> GRADIENT VỚI MÔ HÌNH THAM CHIẾU TƯỜNG MINH<br /> CHO UAV CỠ NHỎ TRONG ĐIỀU KIỆN NHIỄU ĐỘNG GIÓ<br /> Đặng Công Vụ1*, Nguyễn Đức Cương2, Lê Thanh Phong1,<br /> Trần Quốc Toàn3, Đỗ Xuân Tuyền3, Đặng Võ Công4<br /> Tóm tắt: Trong bài báo này, tác giả xây dựng bộ điều khiển thích nghi theo tốc<br /> độ gradient với mô hình tham chiếu tường minh để điều khiển UAV theo tín hiệu<br /> quá tải đứng trong điều kiện có nhiễu động gió. Kết quả khảo sát trên máy tính với<br /> mô hình UAV giả định cho thấy rằng, khi sử dụng bộ điều khiển này sẽ làm giảm<br /> đáng kể đến quá tải đứng, góc tấn của UAV (nâng cao an toàn bay của UAV) và mở<br /> rộng được khả năng sử dụng UAV trong điều kiện có nhiễu động gió.<br /> Từ khóa: Nhiễu động gió, Máy bay không người lái, Điều khiển thích nghi, Tốc độ gradient thuật toán.<br /> <br /> 1. ĐẶT VẤN ĐỀ<br /> Các loại UAV cỡ nhỏ thường có kích thước và tốc độ nhỏ nên bay với góc tấn khá<br /> lớn. Khi có nhiễu động gió và bay ở độ cao thấp có thể dẫn tới UAV mất an toàn bay<br /> (góc tấn gần tới hạn và/hoặc quá tải gần giới hạn chịu tải của kết cấu máy bay) và có<br /> thể xảy ra tai nạn [5]. Do đó, trong điều kiện có nhiễu động gió việc bảo đảm an toàn<br /> bay của UAV luôn được đặt lên hàng đầu: đảm bảo độ bền kết cấu thân cánh máy bay<br /> và không để góc tấn quá lớn (quá tải đứng và góc tấn nằm trong giới hạn cho phép).<br /> Trong bài báo [2], [3] đã chỉ ra rằng, trong điều kiện có nhiễu động gió tác động và<br /> quy mô nhiễu động (hình 1) nhỏ, nếu tiếp tục sử dụng thuật toán tự động duy trì độ cao<br /> sẽ dẫn tới góc tấn, quá tải đứng lớn và ảnh hưởng đến độ an toàn bay của UAV. Đồng<br /> thời trong bài báo này cũng đã đưa ra giải pháp để giảm quá tải đứng cho UAV là<br /> chuyển từ thuật toán điều khiển ổn định độ cao sang điều khiển theo quá tải đứng.<br /> Nghĩa là, khi có nhiễu động gió (tín hiệu từ gia tốc kế vượt quá ngưỡng cho trước)<br /> UAV không duy trì độ cao mà duy trì quá tải trong giới hạn cho phép. Tuy nhiên,<br /> trong các bài báo này, với quy mô nhiễu động gió cho trước quá tải đứng và góc tấn có<br /> giảm nhưng chưa nhiều và chưa đánh giá được độ an toàn của UAV với các quy mô<br /> nhiễu động nhỏ hơn. Trong phạm vi bài báo này, tác giả đã sử dụng bộ điều khiển<br /> thích nghi theo tốc độ gradient với mô hình tham chiếu tường minh điều khiển theo<br /> quá tải đứng để giảm quá tải và góc tấn khi có nhiễu động gió tác động với các quy mô<br /> nhiễu động khác nhau. Trong thuận toán tốc độ gradient tốc độ thay đổi tham số của<br /> luật điều khiển xảy ra tỷ lệ thuận với gradient của tốc độ thay đổi hàm mục tiêu cục<br /> bộ, trong đó hàm mục tiêu thể hiện sai số giữa vecto trạng thái của UAV và vecto<br /> trạng thái chuẩn.<br /> 2. NHIỄU ĐỘNG GIÓ VÀ ẢNH HƯỞNG CỦA NHIỄU ĐỘNG GIÓ<br /> ĐẾN CHUYỂN ĐỘNG DỌC CỦA UAV<br /> 2.1. Nhiễu động gió<br /> Nhiễu động gió là sự chuyển động tương đối của không khí so với mặt đất. Chuyển<br /> động của không khí là do sự chênh lệch áp suất khí quyển gây ra. Có nhiều nguyên<br /> nhân gây ra nhiễu động nhiễu động gió [5]: do các dòng đối lưu nhiệt; do dòng thăng<br /> dáng gần các đỉnh núi; do các cơn dông; …. Dòng nhiễu động có thể thổi cùng chiều<br /> hoặc ngược chiều với chuyển động của máy bay, cũng có thể thổi trong mặt phẳng<br /> ngang, tuy nhiên, các dòng nhiễu động thổi vuông góc với chuyển động của máy bay<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 46, 12 - 2016 3<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> và thổi từ dưới lên trong mặt phẳng đứng sẽ có ảnh hưởng nguy hiểm nhất đến an toàn<br /> và kết cấu UAV. Vì vậy, trong bài báo chỉ xét chuyển động dọc của UAV và khảo sát<br /> các tác động của gió thổi thẳng đứng từ dưới lên trong mặt phẳng đứng xoOyo (hệ tọa<br /> độ mặt đất) và nhiễu động gió chỉ phụ thuộc theo tọa độ xo, tức là Wy=f(xo). Xét 2 mô<br /> hình gió như sau :<br /> Mô hình gió bậc thang. Mô hình bậc thang của trường gió thẳng đứng có thể được<br /> biểu diễn như sau [5]:<br /> 0 khi xo  x*o<br /> Wy   (1)<br /> Wyo khi xo  x*o<br /> <br /> Với x*o là tọa độ điểm bắt đầu có gió, W yo = const là một giá trị khảo sát nào đó của<br /> trường gió đứng. Tác giả sẽ sử dụng mô hình gió bậc thang (1) để đánh giá độ tin cậy<br /> của chương trình mô phỏng động học vòng điều khiển kín.<br /> Mô hình gió theo tiêu chuẩn châu Âu (JAR-VLA). Mô hình gió theo tiêu chuẩn<br /> JAR-VLA mô tả tương đối đầy đủ các thành phần của nhiễu động gió. Mô hình toán<br /> của gió JAR-VLA như sau [6]:<br /> <br /> W<br /> Wy  0<br /> <br /> <br /> . 1  cos<br /> <br /> 2. . xo  x*o  <br /> (2)<br /> 2  L <br />  <br /> Trong đó:<br /> x o  x*o  – Quãng đường bay được của<br /> máy bay từ khi có gió, m;<br /> xo* W0 – Biên độ gió, m/s;<br /> L - Quy mô nhiễu động, m.<br /> Hình 1. Mô hình gió theo tiêu chuẩn<br /> JAR-VLA.<br /> Độ an toàn bay của UAV phụ thuộc vào quy mô nhiễu động [2]. Khi có gió JAR-<br /> VLA với quy mô nhiễu động L  33m , nếu tiếp tục duy trì độ cao theo thuật toán điều<br /> khiển ổn định độ cao (PID) có thể dẫn tới mất an toàn bay cho UAV [3].<br /> 2.2. Ảnh hưởng của nhiễu động gió đến chuyển động dọc của UAV<br /> Trong đó: xOy – Hệ tọa độ liên kết;<br /> xkOyk – Hệ tọa độ quỹ đạo; xaOya – Hệ<br /> tọa độ tốc độ.<br /> <br /> 0 <br /> Khi không có gió vectơ không tốc<br /> Vk<br /> 0 w V trùng với vecto địa tốc V k , UAV bay<br /> Wy với góc tấn  . Khi có nhiễu động gió V<br /> V lệch so với V k một góc  w (hình 2).<br /> Hình 2. Ảnh hưởng của gió đến góc tấn.<br /> <br /> Độ lớn của không tốc V và góc tấn của UAV được xác định như sau:<br /> <br /> <br /> 4 Đ. C. Vụ, N. Đ. Cương, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… nhiễu động gió.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> V  Vk2  W y2 ;   0   w , với  w  arctg(Wy Vk ) (3)<br /> <br /> Quá tải đứng được tính theo  :<br /> T .sin   Ya<br /> ny  (4)<br /> mg<br /> Trong đó: T – Lực kéo của động cơ; Ya – Lực nâng trong hệ tọa độ tốc độ.<br /> Từ hệ phương trình vi phân mô tả chuyển động dọc của UAV [1], thành phần lực<br /> nâng Ya , lực cản X a và mô men chúc ngóc M z phụ thuộc góc tấn. Như vậy, khi có<br /> nhiễu động gió tác động làm cho góc tấn  và không tốc V của UAV thay đổi dẫn tới<br /> lực nâng Ya và mô men chúc ngóc Mz thay đổi, do đó dẫn tới tham số chuyển động của<br /> UAV thay đổi.<br /> 3. XÂY DỰNG THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI THEO TỐC ĐỘ<br /> GRADIENT VỚI MÔ HÌNH THAM CHIẾU TƯỜNG MINH ĐIỀU KHIỂN<br /> THEO QUÁ TẢI ĐỨNG<br /> Để tổng hợp bộ điều khiển thích nghi, ta sẽ thực hiện tuyến tính hóa hệ phương<br /> trình vi phân chuyển động dọc của UAV xung quanh trạng thái cân bằng. Khi tuyến<br /> tính hóa chỉ xét các chuyển động chu kỳ ngắn (các chuyển động góc) bỏ qua sự thay<br /> đổi tốc độ, độ cao bay và bỏ qua thành phần lực nâng của cánh lái độ cao. Ta sẽ được<br /> hệ phương trình vi phân theo sai lệch nhỏ [4]:<br />  .<br />   a4 .  z<br />  . (5)<br />  z  a2 .  a1 .z  a3 . y<br /> <br /> V .a4<br /> Do quá tải đứng liên hệ với góc tấn: ny  . nên có thể viết:<br /> g<br />  . V .a4<br />  n y  a4 . ny  g .z<br />  (6)<br />  .<br />  z   g.a2 . n  a .  a .<br /> y 1 z 3 y<br />  V .a4<br /> Ta có thể viết dưới dạng mô hình trạng thái:<br /> .<br /> X ( t )  A.X ( t )  B.U( t ) (7)<br /> Trong đó: X( t )  (x1 ; x2 )  ( ny ; z ) - Vectơ trạng thái; U(t) – Tín hiệu điều<br />  a4 V .a4 / g  0 <br /> khiển; A   ;B   .<br />  a2 .g / (V .a4 )  a1   a3 <br /> a1 ,a2 ,a3 ,a4 – Các hệ số động lực học, được tính như sau [4]:<br /> mz .q 2 mz .q<br /> <br /> mz y .q  C y .q .S  T <br /> a1   .S .ba ; a2   .S .ba ; a3   .S .ba ; a4   <br /> V .J z Jz Jz  m.V<br />  <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 46, 12 - 2016 5<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br />  .V 2<br /> Trong đó: q  - Áp suất động; Jz – Mô men quán tính quay quanh trục Oz của<br /> 2<br /> hệ tọa độ liên kết; S – Diện tích cánh máy bay; ba - Dây cung khí động trung bình;<br /> <br /> mz ,mz ,mz y ,Cy - Các hệ số đạo hàm khí động.<br /> Khi chưa có nhiễu động gió và UAV bay bằng ổn định, ta sẽ có mô hình chuẩn viết<br /> dưới dạng phương trình trạng thái theo sai lệch nhỏ:<br /> .<br /> X M ( t )  AM .X M ( t )  BM .Y( t ) (8)<br /> Trong đó: Y(t) – Góc lệch cánh lái của UAV khi bay bằng, được xác định bằng việc<br /> giải hệ phương trình chuyển động dọc của UAV với điều kiện lực nâng bằng trọng<br /> lượng và tổng mô men quay quanh trục z của hệ tọa độ liên kết bằng 0 [8]; Chọn<br /> AM  A , BM  B ; X M ( t )  (xM 1 ; xM 2 )  ( nyM ; zM )  ( 0;0 ) .<br /> Để hệ thống có thể tự động thích nghi với những tác động của gió lên UAV, ta cần<br /> tổng hợp thuật toán thích nghi và cấu trúc bộ điều khiển, để đạt được mục tiêu điều<br /> khiển đặt ra là:<br /> lim E( t )  0 (9)<br /> t <br /> <br /> Với: E( t )  X( t )  X M ( t ) - Vectơ sai số<br /> E( t )   e1 ;e2   (x1  xM 1 ; x2  xM 2 )   ny  nyM ; z  zM <br /> Để đạt mục tiêu điều khiển (9) có nhiều phương pháp khác nhau, trong phạm vi bài<br /> báo này sử dụng phương pháp tốc độ gradient với mô hình tham chiếu tường minh [7].<br /> Sử dụng cách tiếp cận trực tiếp để tổng hợp, lựa chọn bộ điều khiển như sau:<br /> U(t)  K X ( t ). X( t )  KY ( t ).Y( t )<br /> (10)<br />  K x1( t ).x1( t )  K x2 ( t ).x2 ( t )  KY ( t ).Y( t )<br /> Bộ điều khiển gồm 2 khâu, khâu thứ nhất K X ( t ) là phản hồi trạng thái và khâu thứ<br /> hai KY ( t ) là tiền xử lý tác động đầu vào cho trước (hình 3). Như vậy tham số cần<br /> hiệu chỉnh là (t )  (K X (t);KY (t)) .<br /> T<br /> Sử dụng hàm mục tiêu cục bộ Q( E )  0.5E HE , để đạt được mục tiêu điều khiển<br /> (9) cần phải thay đổi tham số hiệu chỉnh (t ) theo hướng làm giảm hàm Q( E ) (khi<br /> đó mục tiêu điều khiển là Q( E )  0 khi t   ). Tuy nhiên, Q( E ) không phụ thuộc<br /> vào (t ) và việc tìm hướng giảm Q( E ) rất khó khăn. Thay vào đó, để tìm hướng<br /> . .<br /> giảm hàm Q( E ) sẽ tìm điều kiện để Q( E )  0 . Khi đó hàm Q( E )  ( X , ,t) phụ<br /> thuộc vào (t ) và ( X , ,t) là tốc độ thay đổi hàm Q( E ) . Tính gradient của hàm<br /> tốc độ ( X , ,t) [7]:<br /> K ( X , ,t )  BT HE( t )X ( t )<br /> X<br /> (11)<br /> K ( X , ,t )  BT HE( t )Y( t )<br /> Y<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 6 Đ. C. Vụ, N. Đ. Cương, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… nhiễu động gió.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> Trong đó: H – Ma trận kích thước (2x2), thỏa mãn H  H T  0 . Tìm ma trận H<br /> bằng cách giải phương trình Lyapunov, phương trình Lyapunov như sau:<br /> HAM  AMT H  G (12)<br /> Trong đó: Ma trận G tùy chọn thỏa mãn G  G T  0 .<br /> Lựa chọn thuật toán tốc độ gradient ở dạng vi phân như sau [7]:<br /> dK X<br />   1 BT HE( t )X ( t )<br /> dt<br /> (13)<br /> dKY<br />   2 BT HE( t )Y( t )<br /> dt<br /> Để tăng tính tác động nhanh của thuật toán, biểu thức (13) được bổ sung như sau:<br /> dK X d<br />   1 BT HE( t )X ( t )   3 [BT HE( t )X ( t )]<br /> dt dt<br /> (14)<br /> dKY T d T<br />   2 B HE( t )Y( t )   4 [B HE( t )Y( t )]<br /> dt dt<br /> Trong đó: Các hệ số  1 , 2 , 3 , 4 tùy chọn thỏa mãn  1  0; 2  0; 3  0, 4  0 .<br /> <br /> <br /> . XM (t )<br /> X M ( t )  AM X M ( t )  BM Y( t )<br /> Y( t )  E( t )<br /> <br /> U .<br /> X(t )<br /> KY ( t ) X ( t )  AX ( t )  BU(t)<br /> <br /> <br /> <br /> KY ( t ) KX ( t )<br /> KX ( t )<br /> <br /> <br /> . d<br /> K X ( t )   1 BHE( t )X ( t )   3 [BHE( t )X ( t )]<br /> dt<br /> <br /> <br /> <br /> . d<br /> K Y ( t )   2 BHE( t )Y( t )   4 [BHE( t )Y( t )]<br /> dt<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 3. Sơ đồ cấu trúc hệ thích nghi theo tốc độ gradient<br /> với mô hình tham chiếu tường minh.<br /> 4. KẾT QUẢ MÔ PHỎNG<br /> Để minh hoạ kết quả ứng dụng thuật toán điều khiển nói trên ta sẽ tiến hành mô<br /> phỏng, khảo sát chuyển động dọc của UAV giả định trên máy tính bằng công cụ<br /> Simulink. Một số thông số của UAV cỡ nhỏ giả định:<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 46, 12 - 2016 7<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> + Chiều dài: 2707 mm; Khối lượng: 56.3 Kg;<br /> + Diện tích cánh: 1.05 m2;<br /> + Sải cánh: 3000 mm;<br /> + Dây cung khí động trung bình: 350 mm;<br /> + Tốc độ bay hành trình:40 m/s.<br /> + Mô men quán tính: 31.3 Kg.m2<br />  <br /> + mz y  2.2136 (1/rad); mz z  16.0505<br /> <br /> Hình 4. UAV cỡ nhỏ giả định. mz  1.4515 (1/rad);<br />  <br /> + Cy  5.9.13 (1/rad); Cy y  0.61264 (1/rad);<br /> 4.1. Kiểm tra độ tin cậy của chương trình<br /> Để kiểm tra định lượng độ tin cậy của chương trình chúng ta phải tiến hành các<br /> chuyến bay thử nghiệm. Ở đây ta chỉ phân tích định tính theo phản ứng của UAV khi<br /> có tác động bởi nhiễu động bên ngoài là gió bậc thang của trường gió thẳng đứng với<br /> biên độ W yo =5m/s. Theo lý thuyết sẽ tính được số gia ban đầu của góc tấn<br />    w  arctg(Wy0 Vk )  Wy0 Vk  0.125( rad )  7 o .<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 5. Quá tải đứng và góc tấn khi có Hình 6. Quỹ đạo của UAV.<br /> gió đứng bậc thang tác động.<br /> Hình 5 cho thấy rằng, phản ứng của của UAV khi có gió bậc thang tác động làm góc<br /> tấn tăng với số gia khoảng 70 phù hợp với lý thuyết, sau đó do tính ổn định của vòng điều<br /> khiển kín, số gia này tiến về 0. Góc tấn tăng làm quá tải tăng, do sự tác động của thuật toán<br /> điều khiển thích nghi theo quá tải nên sau một vài dao động số gia quá tải tiến dần về 0<br /> (quá tải trở về giá trị mong muốn bằng 1), do đó đảm bảo chương trình ổn định.<br /> 4.2. Kết quả khảo sát khi sử dụng gió JAR-VLA với biên độ W0=7.62 m/s, quy mô<br /> nhiễu động L=33m, thời gian có nhiễu động gió từ t=15s đến t=25s (tương ứng<br /> x0=600m đến 1000m)<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 7. Góc tấn của UAV. Hình 8. Quá tải đứng của UAV.<br /> <br /> <br /> 8 Đ. C. Vụ, N. Đ. Cương, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… nhiễu động gió.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> - Kết quả khảo sát khi sử dụng bộ điều khiển ổn định độ cao: Khi có nhiễu động gió<br /> nếu duy trì theo thuật toán điều khiển ổn định độ cao (PID) [2], [3], kết quả thu được<br /> như hình 6, 7, 8.<br /> Hình 6, 7, 8 cho thấy rằng, khi sử dụng bộ điều khiển ổn định độ cao, quỹ đạo của<br /> UAV được duy trì. Tuy nhiên, với quy mô nhiễu động L=33m, góc tấn khoảng 15 độ,<br /> quá tải đứng khoảng 2.5 có thể dẫn tới mất an toàn bay cho UAV.<br /> - Kết quả khảo sát khi UAV chuyển sang thuật toán điều khiển thích nghi (theo tốc<br /> độ gradient với mô hình tham chiếu tường minh) theo quá tải đứng trong điều kiện có<br /> nhiễu động gió:<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 9. Góc tấn của UAV. Hình 10. Quá tải đứng của UAV.<br /> Hình 9, 10 cho thấy rằng, trong điều kiện có nhiễu động gió, nếu chuyển sang bộ<br /> điều khiển thích nghi theo quá tải đứng thì quá tải đứng và góc tấn giảm đáng kể (Quá<br /> tải đứng giảm xuống 1.4 – tương ứng giảm 44%; góc tấn giảm xuống 10 độ - tương<br /> ứng giảm 33%). Như vậy, với kết quả này sẽ đảm bảo nâng cao được độ an toàn của<br /> UAV khi có nhiễu động gió.<br /> 4.3. Kết quả khảo sát khi sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi theo tốc độ<br /> gradient với mô hình tham chiếu tường minh, trong trường hợp nhiễu động gió<br /> JAR-VLA có quy mô nhiễu động L  33m<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 11. Góc tấn của UAV. Hình 12. Quá tải đứng của UAV.<br /> Hình 11, 12 cho thấy rằng, khi sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi theo tốc độ<br /> gradient với mô hình tham chiếu tường minh điều khiển theo quá tải đứng, UAV vẫn<br /> đảm bảo bay an toàn (góc tấn và quá tải đứng thay đổi không nhiều và trong giới hạn<br /> cho phép) trong điều kiện nhiễu động gió có quy mô thay đổi từ L=33m giảm xuống<br /> còn L=25m. Như vậy, với việc sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi ở trên sẽ mở<br /> rộng được khả năng sử dụng UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió.<br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 46, 12 - 2016 9<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> 5. KẾT LUẬN<br /> Như vậy, bằng cách thay đổi thuật toán điều khiển tự động (chuyển từ điều khiển<br /> theo độ cao sang điều khiển thích nghi theo tốc độ gradient với mô hình tham chiếu<br /> tường minh điều khiển theo quá tải đứng) sẽ giảm được đáng kể quả tải đứng và góc tấn,<br /> nâng cao độ an toàn bay của UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió và tăng tuổi<br /> thọ cho UAV. Đồng thời, với bộ điều khiển trên cho phép mở rộng được khả năng sử<br /> dụng UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió.<br /> TÀI LIỆU THAM KHẢO<br /> [1]. Nguyễn Đức Cương, “Mô hình hóa và mô phỏng chuyển động của các khí cụ bay<br /> tự động”, NXB Quân đội Nhân dân, Hà Nội, (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”, Tạp<br /> chí Khoa học và Kỹ thuật, số 175, (4/2016).<br /> [3]. Đặng Công Vụ, Lê Thanh Phong, Nguyễn Đức Thành, Đặng Võ Công, Lê Mạnh<br /> Tuyến (2016), “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi nâng cao an toàn bay cho<br /> UAV cỡ nhỏ trong điều kiện nhiễu động gió”, Tạp chí Nghiên cứu KH-CNQS, Số<br /> đặc san Tên lửa, (9/2016).<br /> [4]. Vũ Hỏa Tiễn, “Cơ sở thiết kế hệ tự động ổn định trên lửa”, HVKTQS, (2010).<br /> [5]. Ю.П. Доброленский, “Динамика полета в неспокойной атмосфере”, Изд.<br /> Машиностроение, (1969).<br /> [6]. JAR-VLA, “Joint Airworthiness Requirements For Very Light Aeroplanes”, (1990).<br /> [7]. Пупков К.А., Егупов Н.Д., и др, “Методы робастного, нейро -нечеткого и<br /> адаптивного управления (том 3)” - М.: Изд. МГТУ, 2002 г - 743с.<br /> [8]. V. Ngọc Hòe, H.Anh Tú, “Giáo trình khí động học máy bay”, HVPK-KQ, (2011).<br /> ABSTRACT<br /> APPLICATION OF ADAPTIVE SPEED-GRADIENT CONTROL ALGORITHM<br /> WITH EXPLICIT REFERENCE MODELFOR SMALL-SIZED UAV IN<br /> TURBULENCE CONDITIONS<br /> In this paper, an adaptive speed-gradient control algorithm with explicit<br /> reference model according to g-load factor to control the UAV flying in<br /> turbulence conditions was built. Investigation results on the computer with a<br /> hypothetical UAV model show that the application of adaptive control algorithm<br /> according to g-load factor is very effective, the angle of attack and g-load factor<br /> was much reduced (enhance flight safety for UAV) and can widening the<br /> application ability of UAV in turbulence conditions.<br /> Keywords: Wind turbulence, UAV, Adaptive control, Speep-gradient algorithm.<br /> <br /> Nhận bài ngày 19 tháng 10 năm 2016<br /> Hoàn thiện ngày 16 tháng 11 năm 2016<br /> Chấp nhận đăng ngày 14 tháng 12 năm 2016<br /> Địa chỉ: 1 Học Viện Kỹ thuật quân sự;<br /> 2<br /> Hội Hàng không Vũ trụ Việt Nam;<br /> 3<br /> Học viện PK-KQ, 4Viện Kỹ thuật PK-KQ;<br /> *<br /> Email: dcongvu1981@gmail.com.<br /> <br /> <br /> <br /> 10 Đ. C. Vụ, N. Đ. Cương, …, “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi… nhiễu động gió.”<br />