Nghiên ứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái uav

52 Trang 7 DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮTTỪ VIẾT TẮTNGHĨA TIẾNG ANHNGHĨA TIẾNG VIỆTGCS Ground Control Station Trạm điều khiển mặt đấtGPS Global Positioning System Hệ thống định

B Ộ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI

-

PHẠM NGỌC KHÁNH

NGHIÊN CỨU THIẾ T K H TH NG ĐI U KHI Ế Ệ  Ề ỂN TRÊN

THIẾT B Ị BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI UAV

LUẬN VĂN THẠC SĨ ỸK THU T Ậ ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA

Hà Nộ – i năm 2017

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI

-

PHẠM NGỌC KHÁNH

NGHIÊN CỨU THIẾT KẾ HỆ TH NG  ĐIỀU KHIỂN TRÊN

THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI UAV

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬTĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:

TS BÙI ĐĂNG THẢNH

Hà Nội – ăm 2017 n

LỜI CAM ĐOAN Tôi xin cam đoan bản luận văn thạc sĩ khoa học: “Nghiên cứu thi t k h ế ế ệ

thống điề u khiển trên thiế ị bay không người lái UAVt b ” do tôi tự thi t k ế ế dướ ựi s hướng d n c a thẫ ủ ầy giáo TS Bùi Đăng Thảnh Các số ệu và kế li t qu ả là hoàn toàn đúng với th c t ự ế

Để hoàn thành luận văn này, tôi chỉ ử ụ ững tài liệu đượ

danh mục tài liệu tham khảo và không sao chép hay sử ụ d ng b t k ấ ỳ tài liệu nào khác Nếu phát hiện có sự sao chép tôi xin chịu hoàn toàn trách nhiệm

Hà Nội, ngày tháng năm 2017

Phạm Ngọc Khánh

MỤ C LỤC DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ ẾT TẮT ivVI

DANH MỤC HÌNH VẼ, ĐỒ TH vỊ

DANH M C BỤ ẢNG BI U viiiỂ

Unmanned Aerial Vehicle) 4

1.1 Giới thiệ u chung 4

1.1.1 Lịch sử phát triển 4

1.1.2 Phân loại UAV 6

1.1.3 Vai trò và khả năng ứng d ng 6ụ 1.2 Cấu trúc của h ệthố ng UAV 7

1.2.1 B x ộ ử lý trung tâm 8

1.2.2 H ệthống cảm biến 8

1.2.3 H ệthống Radar 9

1.2.4 H ệthống Camera giám sát 9

1.2.5 H ệthống dù, túi khí 10

1.2.6 H ệthống tiết sáng hồng ngo i 10ạ 1.2.7 H ệthống định v 10ị 1.2.8 H ệthống Servo 13

1.2.9 Máy thu lệnh điều khi n 13ể 1.2.10 H ệthống truy n d u 15ề ữliệ 1.2.11 Trạm điều khiển mặt đất (GCS - Ground Control Station) 15

1.2.12 H ệthống bám sát (Auto tracking) 15

1.2.13 B ệ phóng 15

1.2.14 Thiết bị ỗ trợ h 16

1.3 Giới thiệ ề UAV cánh bằng u v 16

1.3.1 C u t o c a m y bay c nh b ng 16ấ ạ ủ á á  1.3.2 Nguyên lý hoạ ột đ ng c a m y bay c nh b ng 17ủ á á  1.4 Kết luận chương 22

CHƯƠNG 2 TÌM HI U V M Y BAY C NH B NG D-96, KH O S T Ể Ề Á Á  Ả Á

ĐỘNG H C V Ọ À ĐỘNG L C H C M Y BAY D-96 23Ự Ọ Á

2.1 T ng quan v mề áy bay D -96 23

2.1.1 Thân máy bay 23

2.1.2 C nh m y bay 24á á 2.1.3 Đuôi máy bay 28

2.1.4 Các cánh lái điều khi n 30ể 2.1.5 C ng m y bay 31à á 2.1.6 Thiết bị độ ng l c 32ự 2.1.7 H ệthống nhiên liệu 33

2.2 Khảo sát độ ng học và động lực học củ a máy bay D-96 34

2.3 Kết luận chương 38

Chương 3 THIẾT K H THẾ Ệ NG ĐIỀU KHIỂN TRÊN THIẾT B BAY Ị KHÔNG NGƯỜI LÁI 39

3.1. Cơ sởthiết kế và phương án thiết kế 39

3.1.1 Cơ sở thiết kế 39

3.1.2 Phương án thiết kế 39

3.2 Thiết kế phần cứng 40

3.2.1 Vi điều khiểntrung tâm 41

3.2.2 Thiết bị đị nh v v ị ệtinh 42

3.2.3 Con quay h i chuyồ ển vi cơ 44

3.2.4 Modem thu RF 47

3.2.5 Cơ cấu ch p h nh ấ à (Động cơ Servo) 47

3.2.6 Khối giao tiếp d u v i m y t nh 48ữliệ ớ á í 3.2.7 Khối giao tiếp với động cơ Servo 49

3.2.8 Khối điều khi n m r ng 49ể ở ộ 3.2.9 Khối nguồn 50

3.3 Thiết kế phần mềm điều khiể n 52

3.2.1 L thuy t chung v ý ế ềthuật toán PID s 52ố

3.2.2 Lưu đồthuật to n á chươngtrnh điều khi n 58ể

3.4 Kết luận chương 67

Chương 4 KẾT QU V B N LU N 68Ả À À Ậ

4.1 Th nghiệ m trong ph ng th nghi m 68ệ 4.1.1 Phương pháp ti n h nh 68ế à 4.1.2 Kết quả thử nghi m 73ệ

4.2 Th nghiệ m b ng vi c ki m tra bay ằ ệ ể thực tế 80

DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT

TỪ

VIẾT

TẮT

GCS Ground Control Station Trạm điều khiển mặt đất

GPS Global Positioning System Hệ thống định vị toàn cầu

IMU Inertial Measurement Unit Hệ thống đo lường quán tính

RC Radio Controlled Bộ điều khiển qua sóng radio

RSSI Received Signal Strength

Indicator

Chỉ ị ường độ tín hiệu th c nh n ậđược

UAV Unmanned Aerial Vehicle Phương tiện bay không người lái

DANH MỤC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ

Hnh 1.1: Sơ đồ cấu trúc hệthống UAV 7

Hnh 1.2: Cấu tạo máy bay cánh bng D 96 18-

Hnh 1.3: Động cơ máy nổ 19

Hnh 1.4: Động cơ điện 19

Hnh 1.5: Cánh lái đuôi Elevator 20

Hnh 1.6: Nguyên lý ho t đạ ộng của cánh lái đuôi 20

Hnh 1.7: Rudder: kênh cánh lái đuôi đứng 20

Hnh 1.8: Nguyên lý kênh cánh lái đuôi đứng 21

Hnh 1.9: Cánh liệng Aileron 21

Hnh 2.1: Thân máy bay D- 96 24

H nh 2.2: Profil Naca 2412 v ới các thông số hnh học: độ dày tương đối ctb= 12%, độ cong tương đối ftb=2% 24

Hnh 2.3: Đồ h s lthị ệ ố ực nâng Cl theo góc ấn α 25t Hnh 2.4: Đồ h s lthị ệ ố ực cản Cd theo góc tấn α 25

Hnh 2.5: Đồ h s thị ệ ố mô men dọc Cm theo góc tấn α 25

Hnh 2.6: Đồ h s thị ệ ố chất lư ng khí đợ ộng Cl/Cd theo góc tấ αn 26

H nh 2.7: Profil Naca 0006 v ới các thông số hnh học: độ dày tương đố i ctb= 6%, độ cong tương đối ftb=0% 26

Hnh 2.8: Đồ h s lthị ệ ố ực nâng Cl theo góc tấn α 26

Hnh 2.9: Đồ h s lthị ệ ố ực nâng Cd theo góc tấn α 27

Hnh 2.10: Đồ h s thị ệ ố mô men dọc Cm theo góc tấn α 27

Hnh 2.11: Đồ h s thị ệ ố chất lư ng khí đợ ộng Cl/Cd theo góc tấ α 27n Hnh 2.12: Cánh máy bay D- 96 28

Hnh 2.13: Đuôi máy bay 29

Hnh 2.14: Càng trước 31

Hnh 2.15: Càng sau 32

Hnh 2.16: Động cơ Zenoah 26 CC 33

Hnh 2.17: Cánh quạt máy bay D- 96 33

Hnh 2.18: Hệ thống nhiên liệu 34

Hnh 2.1 : Hệ trục tọa độ máy bay 359 Hnh 3.1: Sơ đồ chức năng hệ thống điều khiển UAV 40

Hnh 3.2: Sơ đ nguyên lý của khối vi ử lý trung tâm .42ồ x

Hnh 3.10: Sơ đ nguyên lý khốồ i giao tiếp với má ính 48y t

Hnh 3.11: Sơ đ nguyên lý khốồ i giao tiếp vớ ộng cơ Servoi đ 49

Hnh 3.12: Sơ đ nguyên lý khối giao tiếp mở ộng 50ồ r

Hnh 3.13: Sơ đ nguyên lý khốồ i khối nguồ 50n

Hnh 3.14: Pin máy bay 51

Hnh 3.15: Sơ đồ khối của bộ điều khiển PID 53

Hnh 3.16: Đồ PV theo ththị ời gian, ba giá trị Kp (Ki và Kd là hng s ) ố 53

Hnh 3.17: Đồ PV theo ththị ời gian, tương ứng với 3 giá trị Ki (Kp và Kd không

đổi) 54

Hnh 3.18: Đồ PV theo ththị ời gian, với giá trị3 Kd (Kp và Ki không đổi) 55

Hnh 3.19: Xấp xỉ đạo hàm của biến sai số 56 e

Hnh 3.20: Xấp xỉ tích phân của biến sai số 57 e

Hnh 3.21: Vòng điều khiển cân bng theo trụ Roll 58c

Hnh 3.22: Vòng điều khiển cân bng theo trục Pitch 58

Hnh 3.23: Lưu đồ thuật toán chính 59

Hnh 3.24: Lưu đồ thuật toán sử ụ d ng gi i thuả ật PID để đưa UAV về ị trí cân v

bng 61

Hnh 3.25: Lưu đồ thuật toán chỉnh định h s PID bệ ố ng phương pháp thực nghiệm 62

Hnh 3.26: Bộ ọc bù 63 l

Hnh 3.27: Công thức tính góc nghiêng từ gia tốc góc theo các trục 64

Hnh 3.28: Lưu đồthuật toán đ c giá tr ảọ ị c m biến sử ụng bộ ọc bù 65 d l

Hnh 3.29: Lưu đồthuật toán thực hiện các hàm 66

Hnh 4.1: Sơ đồ kết nối hệ thống mô phng 68

H nh 4.2: C u h nh c ấ  ổng UDP trên phần m m X-Plane khi k t n i v i ph n mề ế ố ớ ầ ềm trạm điều khiển 69

H nh 4.3: L a ch n t ự ọ ốc độ truy n d u v c c tham s ề ữliệ à á ốphần m m X-Plane xuề ất sang phần mềm trạm điều khiển 70

H nh 4.4: C u h nh ph n m m tr ấ  ầ ề ạm điều khiển ở chế độ mô ph ng khi k t n i vế ố ới

ph n mầ ềm mô phng X-Plane 71

Hnh 4.5: Chu trnh kiểm tra kh ng m y bay v mí độ á à ạch điều khiển trung tâm 72

Hnh 4.6: Chức năng điều chỉnh hệ ố s PID phần mềm trạm điều khiể 74n

H nh 4.7: Giao di n ph n m m tr ệ ầ ề ạm điều khi n m y bay ể á ở chế độ ự động cân t

bng 75

Hnh 4.8: Điều chỉnh hệ ố s PID trong phần mềm trạm điều khiể 75n

H nh 4.9: M y bay D-96 chu n b c t c á ẩ ị ấ ánh trên đường băng trong giao diện mô

ph ng ph n m ầ ềm X-Plane 76

Hnh 4.10: Máy bay D-96 bay trong giao diện mô phng phần mềm X-Plane 76

Hnh 4.11: Đường bay c a m y bay D-96 trong giao diủ á ện mô phng ph n m m X-ầ ềPlane 77

Hnh 4.12: Đồ thị đá ứng điề p u khi n cể ủa hai kênh Roll và Pitch trong giao di n ệ

ph n mầ ềm trạm điều khiển 78

Hnh 4.13: Đồ thị đáp ứng điều khiển của kênh Roll 79

Hnh 4.14: Đồ thị đáp ứng điều khiển của kênh Pitch 79Hnh 4.15: Quá trnh bay thử nghi m theo file Log trong ch bay t ng 80ệ ế độ ự độ

H nh 4.16:  Đáp ứng điều khi n cể ủa kênh Roll và kênh Pitch ở chế độ bay t ự độngcân bng 81

DANH MỤC BẢNG BIỂU

Bảng 3.1: Các tham số chính của Module GPS 43

Bảng 3.2: Các tham s c a Pin LifePo4 ố ủ 51

M Ở ĐẦU

 Lý do chọn đề tài:

Ngày nay, các nghiên cứu và phát tri n thi t b ể ế ị bay không người lái đang rất phát triển trong các trường Đại h c, Viọ ện nghiên cứu như: Trường Đại học Bách khoa Hà Nội, Viện nghiên cứu hàng không vũ trụ, Tập đoàn Viettel, Quân chủng Phòng Không – Không Quân… Máy bay không người lái(MBKML)đang đượ ửc s

d ng rụ ộng rãi trong rất nhiều lĩnh vực kinh t - ế xã hội, đặc biệt trong lĩnh vực quân

s - Quự ốc phòng Bên cạnh ưu thế trong vi c th c hiệ ự ện các nhiệm v nguy hi m, ụ ể

h n ch t n th t v ạ ế ổ ấ ề con người, MBKNL còn có các ưu điểm mà các loại phương

tiện khác không có như: kích thước và tiếng n thồ ấp, khó bị phát hiện, triển khai và thu hồi nhanh, đặc biệt có thể ự ế t bi n th t ể ừ trinh sát thành một đơn vị tác chiến độc

l p vậ ới tầm tác chiến hàng trăm kilomet

T i Vi n K ạ ệ ỹthuật Phòng Không Không Quân- , MBKNL được ch tế ạo ngoài nhi m v ệ ụ trinh sát còn được ch tế ạo làm mục tiêu bay phục v bụ ắn và diễ ận t p cho các loại khí tài thuộc biên chế ủa Quân chủng nói riêng và Bộ c Quốc phòng nói chung Tính đa dạng của các loại khí tài và việc đưa vào trang bị nh ng loữ ại khí tài

mới như Su 30MK2, tên lử- a Spider, các chiến hạm đặt ra yêu cầu liên tục nghiên

cứu phát triển các mẫu MBKNL mới, đa dạng v ề tính năng, hoàn chỉnh v ề khí động,

k t cế ấu và điều khi n Nhu cể ầu này đi kèm với một quy trnh khoa học, có tính hệthống cao nhm làm giảm thời gian nghiên cứu, chi phí rủi ro trong quá trnh thửnghiệm và đặc biệt hơn là nguyên tắc an toàn trong việc th nghi m k thu t Hử ệ ỹ ậ àng không

Xuất phát từ tnh hnh thự ế, là một quân nhân trong Quân đội làm việc t c trong lĩnh vự MBKNL, được c h c tọ ập và lĩnh hội ki n th c tế ứ ại trường Đạ ọc Bách khoa i h

Hà Nội, v i mong mu n h c hớ ố ọ i nâng cao về ế ki n thức chuyên môn phục v ụ công

vi c th c t cệ ự ế ủa đơn vị và được s ự đồng ý của thầy giáo hướng d n TS ẫ Bùi Đăng Thảnh, tôi đã chọn đề tài “Nghiên cứu thi t k h th ng ế ế ệ ố điều khiển trên thiết b ịbay không người lái UAV”

 Mục đích nghiên cứu của luận văn, đối tượng, phạm vi nghiên cứu:

Với ý tưởng và mong muốn được áp dụng các kiến thức đã học đượ ại trườc t ng

để ọ h c hi và tiếp c n vậ ới các công ng ệ đã có tại đơn vị làm cơ sở ếh , ti p cận các công nghệ ế ti n ti n cế ủa các nước trên thế gi i, ớ góp phần tích cực vào công tác nghiên cứu phát triển của đơn vị Đối tượng và phạm vi nghiên cứu ch yếu là ủhướng tới lĩnh vực MBKNL trong nước và dần ti p c n v i ế ậ ớ công nghệ MBKNL trên thế ớ gi i

 Các luận điểm cơ bản và đóng góp mới:

Đến thời điểm hi n tệ ại, trong lĩnh vực MBKNL trên thế ới cũng như tạ gi i Vi t ệNam đã có rất nhiều nghiên cứu thu được thành tự ớn Tuy nhiên, các nghiên cứu l u trên thế gi i ch yế ậớ ủ u t p chung vào các loại MBKNL c l n vỡ ớ ới chi phí cao và không phù hợp với điều ki n t i Việ ạ ệt Nam, các nghiên cứu trong nước ch y u t p ủ ế ậchung vào các loại MBKNL với quy mô nh, ph c v ch yếụ ụ ủ u cho việc trinh sát, chụ ảp nh hay mục đích thương mại

Với đề tài “Nghiên cứu thi t k h th ng ế ế ệ ố điều khiển trên thiế ị bay không t b

người lái UAV”, tập chung nghiên cứu trên loại MBKNL c ụthể là mục tiêu 96

D-có chức năng làm mục tiêu bay phục v di n t p bụ ễ ậ ắn đạn thật cho các đơn vị chi n ếđấu Pháo và tên lửa Phòng Không trong Quân đội

 Phương pháp nghiên cứu:

Nghiên cứu, t m hi u r v  ể  ề đối tượng điều khi n l thi t b ể à ế ị bay không ngườ ái l i (UAV) C ụthể, trong n i dung luộ ận văn s nghiên cứu v m u m y bay c nh bề ẫ á á ng D-96, t nừ đó ắm được c u t o c c th nh ph n c a mấ ạ á à ầ ủ áy bay, nguyên lý hoạt động,

kh o sả át động h c v ng l c h c c a mọ à độ ự ọ ủ áy bay, đưa ra được 12 phương trnh chuyển động đặc trưng cho đối tượng điều khi n, lể àm cơ sở để xây dự ng thuật toán điều khi n v ph n c ng ph h p S d ng thu t toể à ầ ứ ù ợ ử ụ ậ án điều khiển xây dựng được k t ế

h p v i b h s PID theo kinh nghi m th c t p dợ ớ ộ ệ ố ệ ự ế á ụng cho đối tượng điều khi n l ể à

m y bay D-96, dá ùng công nghệ “ Hardware in the Loop Simulation k t h p v” ế ợ ới

ph n m m X-ầ ề Plane để thử nghi m v ệ à kiểm ch ng K t qu c a qu tr nh th ứ ế ả ủ á  ửnghi m n y s cho ra m t b h s PID ph h p vệ à  ộ ộ ệ ố ù ợ ới mô hnh kh ng 3D c a mí độ ủ áy

bay D-96 Bước cu i c ng s ố ù  được ki m ch ng v k t lu n b ng viể ứ à ế ậ  ệc bay ki m tra ểthực tế trên mẫu máy bay D-96 do phòng N.C phương tiện bay không người lái phối

h p v giợ à úp đỡ

 Nội dung nghiên cứu của đề tài được thể hiện trong 4 chương:

- Chương 1: Tm hiểu t ng quan v ổ ềthiế ị bay không người lái ấ ạt b , c u t o c c áthành ph nầ , nguyên lý hoạt động của UAV cánh bng T , ừ đó xác định định hướng nghiên cứu c a luủ ận văn

qu c a qu ả ủ átrnh nghiên cứ Qua đây, áu t c gi s tr nh b y n i dung luả   à ộ ận văn theophương pháp đã nêu trên mong đượ ự đó, c s ng g p v ng h c a hó à ủ ộ ủ ội đồng c ng như ũ

các độc giả

Tôi xin chân thành cảm ơn!

Hà Nội, ngày tháng 12 năm 201 7

Tác giả ậ lu n văn

Phạm Ngọc Khánh

Chương 1 TỔNG QUAN VỀ THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI

(UAV- Unmanned Aerial Vehicle)

1.1.1 L ch s ị ử phát triển

UAV là tên gọi ch ỉ chung cho các loạ máy bay mà không có phi công ởi bu ng ồláivà đượ điềc u khi n t xa t ể ừ ừ trung tâm UAV có thể có nhiều hnh dạng, kích thước và phục v nhi u mụ ề ục đích khác nhau Từ khi ra đời đến nay UAV đã được

s d ng ph biử ụ ổ ến trong quân sự, chúng được s dử ụng cho các nhiệm v hu n luy n, ụ ấ ệtrinh sát, thông tin, tác chiến điệ ử, và thậm chí trựn t c ti p tham gia chiế ến đấu Còn trong các lĩnh vực khác, UAV được s dử ụng trong các nhiệm v ụ như giám sát bờ

bi n, chể ống buôn lậu, kiểm soát môi trường, hay đánh giá sản lượng nông sản Phương tiện bay không người lái được nghiên ứu, phát triểc n t th chi n l n th ừ ế ế ầ ứ

nh t, thi t b ấ ế ị đầu tiên được biết đến là Aerial Torpedoes Tiếp đó, ngày 12/09/1916 máy bay tự độ ng Hewitt-Sperry, còn được gọi là “Flying Bomb” được th nghi m ử ệthành công Năm 1917 các máy bay tự động đã được quân độ, i M ỹ phát triển và sửdụng, đây chính là tiền đề ở m ra những hướng nghiên cứu và phát triển các mô hnh máy bay tự động sau này

Trong những năm 1930, quân đội Anh v i kh ớ ả năng về khoa h c k ọ ỹthuật vượt

trội đã chú trọng nghiên cứu và phát triển các phương ệti n bay t ự động Trước hết là

những máy bay điều khi n bể ng vô tuyến để hi u chệ ỉnh súng pháo phòng không, điển hnh trong số đó là mục tiêu bay “Fairey Queen” phát triển t thừ ủy phi cơ

“Fairey IIIF” Bước phát triển tiếp theo là mục tiêu bay “DH82 Queen Bee” ra đời năm 1935

Hiện nay, quân đội Mỹ cũng phát triển hàng loạt các loại máy bay điều khiển vô tuy n N i b t nhế ổ ậ ất là các sản ph m c a Reginal Denny (mẩ ủ ột người Anh di cư như ) RP-1, RP-2, RP-3, RP-4, và đặc bi t nhệ ất là máy bay điều khiển vô tuyến OQ-2 được quân đội M ỹ đặt hàng 15000 chiếc vào năm 1940

Bước đột phá diễn ra trong chi n tranh th gi i l n th ế ế ớ ầ ứ II khi quân đội M s ỹ ử

d ng nh ng chiụ ữ ếc máy bay điều khiển vô tuyến TDR-1 mang theo bom và ngư lôi

tấn công các tàu của hải quân Nhật đang rời kh i  quần đảo Solomon Cũng trong cuộc chiến này không quân Mỹ (USAAF - the US Army Air Forces) đã sử ụ d ng hàng trăm mục tiêu bay loại PQ-8, hàng ngàn loại PQ-14 và rất nhiều máy bay B-7, B-24 Thời gian này cũng đánh dấu s ự ra đờ ủa các loại c i UAV s dử ụng động cơ

ph n lả ực Pulsejet, điển hnh là loại mục tiêu T2D 1 Katydid đượ ử ụ- c s d ng trong H i ảquân Mỹ

Chiến tranh th gi i l n th II kế ớ ầ ứ ết thúc, những nghiên cứu trong lĩnh vực UAV không ngừng lại mà còn có những bước phát triển mới theo đòi h ủi c a cu c ch y ộ ạđua vũ trang Việc s dử ụng UAV làm mồi b y bẫ ắt đầu t nhừ ững năm 1950, điển hnh là các sản ph m cẩ ủa hãng Northrop Crossbow Để theo k p tị ốc độ ủa máy bay cchiến đấu v i tớ ốc độ vượt âm thanh, hãng Northrop đã thiế ết k ra lo i Q-4 vạ ới động

cơ phả ựn l c tua - bin, sau phát triển thành AQM-35 với động cơ phản l c tua bin ự

GE J85

UAV đượ ử ục s d ng cho nhi m v ệ ụ do thám, tnh báo vào cuối những năm 50 Đi đầu trong lĩnh vực này lại là quân đội M vỹ ới UAV “Aerojet- General MQM-58 Oversere” được trang b ị các loại sensor trinh sát hế ứt s c tinh vi T ừ đó, hướng nghiên cứu này ngày càng phát triển, đồng th i r t nhiờ ấ ều UAV làm nhiệm v ụ giám sát, tnh báo được quân đội M ỹ đưa vào sử ụng Điển hnh là loạ d i Model 147 Lighting Gug và Model 154 của Ryan, Compass Copes c a Boeing, D21 củ ủa Lockheed được s d ng trong chi n tranh Vi t Nam, Trung Quử ụ ế ệ ốc và Bắc Tri u ềTiên vào những năm 1960 và đầu 1970 Cũng trong thờ ỳi k này, Liên Xô đã nghiên

cứu và phát triển thành công nhiều loại máy bay do thám, trinh sát chống l i hoạ ạt

động của quân đội M ỹ và đồng minh. [1]

Qua quá trnh phát triển lâu dài, ngày nay UAV đã chiếm m t v ộ ị trí và vai trò

r t quan tr ng trong nhiấ ọ ều lĩnh vực mà đặc biệt là trong lĩnh vực quân sự là không thể thay th Nhế ững bước ti n v khoa hế ề ọc công nghệ đã góp phần đáng kể vào việc hoàn thiện công nghệ ch t o UAV ế ạ

1.1.2. Phân loại UAV

Có nhiều cách phân loại UAV khác nhau nhưng có mộ ốt s cách ch y u sau: ủ ếPhân loại theo phương pháp bay của UAV có các loại: trực thăng, cánh bng Phân loại theo loại động cơ sử ụng: động cơ phả ực, động cơ pit tông, độ d n l - ng

cơ điện

Phân loại theo nhiên liệu s dử ụng: xăng, dầu, c n, c quy ồ ắ

Phân loại theo cách thức vận hành có thể chia thành các loại là máy bay tự hành (hiện ít xuất hi n trong th c t ệ ự ế v các lý do an toàn), máy bay điều khi n t xa (xu t ể ừ ấ

hi n ph biệ ổ ến hơn) hoặc kết hợ ảp c hai

1.1.3. Vai trò và khả năng ứng dụng

H ệthống UAV có những ưu điểm vượ ội trong lĩnh vực quân sự như:t tr

Không cần phi công điều khi n tr c ti p trong buể ự ế ồng lái, do đó giảm thi u ểthương vong, ảgi m chi phí đào tạo, có thể bay liên tục trong nhi u gi ề ờ trong các trong các trường h p kh n c p ợ ẩ ấ

UAV d ễ dàng thay đổi đường bay do đó khó bị đánh chặn hơn các tên lửa hành trnh, đồng thời có thể hoạt động các đở ịa hnh phứ ạc t p

Với ưu thế kích thước nh , kh ó bị phát hiện, UAV có thể hoạt động nh ng ở ữvùng nguy hiểm, xâm nhập vào không phận để trinh sát và theo di đối phương,

thậm ch ỉ có thể ực tiế ấn công các mục tiêu khi cầtr p t n thi ết

Trong lĩnh vực khác, UAV cũng thể ện ưu điể hi m v i kh ớ ả năng tự hành, n ềhi u kích thước khác nhau, thích hợp với môi trường kh c nghi t, nguy hiắ ệ ểm mà con người không thể ới đượ t c

Tuy nhiên, nhược điểm của UAV là: giá thành cao, đòi hi hàm lượng ki n th c ế ứ

v khoa hề ọc – ỹ k thuật cao trong quá trnh chế ạ t o

Với những ưu thế rên, UAV được ứ t ng d ng trong c ụ ả quân sự và phi quân sự: Quân sự

- Bay giám sát, hỗ trợ ự l c lượng mặ ất đ t

- Theo di mục tiêu trên không, truyền hnh ảnh video trực tiếp v ề căn cứ

- Tiêu diệt mục tiêu (với các chiếc UAV được gắn vũ khí)

- H quay phim, ch p nh t ỗ trợ ụ ả ừ trên không.

- Xây dựng bản đồ, nhất là bản đồ 3D (dùng các hệ thống quét laser như LIDAR)

- B o v ả ệ động vật hoang dã (một vài khu bảo t n t i Mồ ạ ỹ và Sumatra, Indonesia đã bắ ầ áp dụt đ u ng)

- Dùng trong nông nghiệp (rải phân bón, thuốc tr ừ sâu )

- Công tác tm kiếm, c u n n ứ ạ

M t h ộ ệ thống UAV hoàn chỉnh thông thường bao gồm các thành phần chính như: UAV, máy phát lệnh điều khi n (TX), h th ng truy n d li u (Data link), ể ệ ố ề ữ ệ

trạm điều khi n mể ặt đất (GCS), h ống bám sát (Auto tracker), bệ phóng, các thiếệth t

b h ị ỗtrợ, các thiế ị ật b v n chuyển…được trnh bày trên  H nh 1.1 :

H nh 1.1  : Sơ đồ cấu trúc hệ thống UAV

1.2.1 B x ộ ử lý trung tâm

Có thể nói đây là bộ não của UAV gi ữ vai trò điều khiển toàn bộ hoạt động c a ủUAV, quản lý toàn bộ hành trnh bay, các tham số ứ t c th i c a UAV, tờ ủ ọa độ, tr ng ạthái hoạt động c a UAV, th c hi n chủ ự ệ ức năng của các bộ điều khiển UAV theo các thuật toán điều khiển nó tiếp nh n, x ậ ử lý và tính toán mọ ệnh điềi l u khi n t ạm ể ừ trđiều khi n mể ặt đất, mọi thông tin dữ ệ ừ các hệ ố li u t th ng: C m bi n, Radar, Camera ả ếgiám sát rồ ừ đó đưa ra các lệnh điềi t u khiển đến các cơ cấu chấp hành để UAV bay theo đúng quỹ đạo đặt trước, hoặc theo đúng tín hiệu điều khi n c a tr m mể ủ ạ ặt đất Phầ rung tâm củn t a h thệ ống điệ ận t p chung ch y u tủ ế ại “Bộ ử lý trung tâm”, đây x

là nơi nhận, x ử lý các tín hiệu và xuất ra các lệnh điều khiển đến mọi cơ cấu ch p ấhành Sau khi nhận được các tín hiệu báo về, “Bộ ử lý trung tâm” s tính toán, xử x

lý các tín hiệ này và đưa ra các lệnh điều u khiển đến các cơ cấu chấp hành theo từng chế độ và theo chương trnh cài đặt trước Các tín hiệ u nhận được bao gồm: Tín

hi u t mệ ừ ạch điều khiển động cơ (ECU Electronic Control Unit), tín hiệ ừ “Máy - u t thu lệnh điều khiển”, tín ệ ừ “Thiế ịhi u t t b truy n s ề ốliệu”, tín hiệ ừ “Thiế ị định u t t b

v v ị ệ tinh”

1.2.2 H ệ thống c m bi n ả ế

Giống như cơ thể con người, h th ng c m biệ ố ả ến là các giác quan của UAV có chức năng cảm nhận, đo đạc các tham số ầ c n thi t r i truy n d li u v cho b x lý ế ồ ề ữ ệ ề ộ ửtrung tâm xử lý Hệ ốth ng c m bi n phả ế ản ánh các tham số độ ng h c cọ ủa UAV như

tốc độ góc các trục, tốc độ không khí, tốc độ leo, hướng bay… và các tham số làm

việc khác của UAV như tốc độ vòng quay động cơ, mức nhiên liệu, ch s các ỉ ốngu n cung cồ ấp Các loạ ải c m biến cơ bản c a UAV g m: C m bi n gia t c, củ ồ ả ế ố ảm biến góc quay (IMU- Inertial Measurement Unit), c m biả ến khí áp, cảm bi n nhi t ế ệđộ…IMU là loạ ải c m bi n r t quan tr ng quyế ấ ọ ết định trạng thái bay của UAV Trước

h t, m t module IMU s bao g m hai c m bi n: c m bi n gia tế ộ  ồ ả ế ả ế ốc (accelerometer) và

cảm biến quay (gyroscope):

Accelerometer (gọ ắt là accel): Là mộ ải t t c m biến đo gia tốc c a bủ ản thân module và thường s  có 3 trục xyz ng v i 3 chiứ ớ ều không gian (loại 1 và 2 trục ít

dùng) Lưu ý là accel đo cả gia t c c a tr ng lố ủ ọ ực nên giá trị ực khi đo s th bao g m ồ

c ng l c Aảtrọ ự ccel luôn có offset trên mỗi trục làm cho giá trị đo được thường lệch

đi so với th c t mự ế ột chút Ngoài ra, giá trị đó được theo accel thường khá nhiễu khi n cho viế ệc đọc d u ữliệ trở nên khó khăn

Gyroscope (g i tọ ắt là gyro): Là một lo i c m biạ ả ến đo tốc độ quay của nó quanh

m t trộ ục Tương tự ới accel, gyro cũng thường có 3 trục xyz Cũng như accel, gyro vcũng có offset (hay còn gọi là bias) làm lệch các giá trị đo

M t vộ ấn đề khác nữa có thể ặ g p ph i cả ủa gyro là drift, có nghĩa là bias cũng thay đổi ch m theo thậ ời gian Dù vậy, điểm cộng là gyro lại ít bị nhiễu hơn accel Một module IMU đầy đủ  đượ s c gọi là 6-DOF (6 Degrees Of Freedom) tức

là 6 trục độ ậc l p (3 của accel và 3 của gyro)

1.2.3 H ệ thống Radar

Đây là một h th ng s dệ ố ử ụng để đị nh v ị và đo khoảng cách và lập bản đồ các

v t th ậ ể như máy bayhay mưa Radar hoạt động tở ần sô vô tuyến siêu cao tần, có bước sóng cực ngắn, dướ ạng xung được phát theo mộ ầi d t t n s l p xung nhố ậ ất định Nhờ vào ănten, sóng radar tập trung thành một lu ng hồ ẹp phát vào trong không gian Trong quá trnh lan truyền, sóng radar gặp b t k mấ ỳ ục tiêu nào th nó bị ph n ả

x ạtrở ại Tín hiệ l u ph n x ả ạ trở ại đượ l c chuyển sang tín hiệu điện Nh biờ ết được

v n tậ ốc sóng, thời gian sóng phản x ạ trở ại nên có thể ết đượ l bi c khoảng cách từmáy phát đến mục tiêu Sóng radio có thể ễ dàng tạ d o ra v i cớ ường độ thích hợp, có thể phát hiện một lượng sóng cực nh  và sau đó khuếch đại vài lần V thế radar thích hợp để đị nh v v t khoị ậ ở ảng cách xa mà các sự ph n x ả ạ khác như củ âm a thanh hay c a ủ ánh sáng là quá yếu không đủ để đị nh vị Tuy nhiên, sóng radio không truyền xa được trong môi trường nước, do đó, dưới m t biặ ển, người ta không dùng được radar để đị nh v ị mà thay vào đó là máysonardùng siêu âm

1.2.4 H ệ thống Camera giám sát

H ệthống này là mộ ựt l a ch n m r ng cho ọ ở ộ UAV đặc biệt là các UAV trinh sát

H ệthống này được trang b mị ột camera quan sát có tác dụng quay và chụp hnh các

mục tiêu theo lệnh điều khi n k t h p v i m t h ể ế ợ ớ ộ ệthống bám sát mục tiêu cố đị nh

hay di động t i mạ ặt đất Tín hiệu camera thu được liên tục truyền tín hiệu v tr m ề ạđiều khi n mể ặt đất và được lưu lại trên thẻ nh ph c v ớ ụ ụ quá trnh kiểm tra giám sát

t i mạ ặ ất đ t

1.2.5 H ệ thống dù, túi khí

Đây là hệ ố th ng bảo đảm cho quá trnh hạ cánh của UAV được an toàn và giảm thiểu thi t h i trong nhệ ạ ững địa hnh phứ ạp không có đường băng cấ ạ cánh hoặc t t h c trong các trường hợp yêu cầu UAV ph i h ả ạ cánh khẩn c p H thấ ệ ống dù giúp UAV

giảm được v n tậ ốc và gia tốc khi rơi tự do, h ệ thống túi khí giúp cho UAV giảm được xung lực và phả ựn l c c a mủ ặt đất lên UAV khi UAV tiếp đấ ừ đó giảm đượt t c thiệ ại đáng kểt h cho UAV H ống dù và túi khí có thể được điềệth u khiển và kích

ho t tr c ti p t lạ ự ế ừ ệnh điều khiển trên tay của phi công điều khi n mể ặt đất hoặc được điều khi n t trể ừ ạm điều khi n mể ặt đất

1.2.6 H ệ thống tiết sáng hồ ng ngoại

Là hệ thống được phát triển đặc bi t t ệ ừ các yêu cầu và mục đích quân sự và được s dử ụng trên các UAV làm mục tiêu luyện t p cho b i Khi h thậ ộ độ ệ ống này được điều khiển kích hoạt, các hệ ố th ng radar của máy bay chiến đấu hay của các hệthống phòng thủ ặt đất: tên lửa, pháo s thu được tín hiệ m u của UAV phát ra, từ đó

định vị, theo di và giám sát được v ị trí của UAV để kh ng ch ố ế hay tiêu diệt m c ụtiêu theo yêu cầu nhi m v t ra ệ ụ đặ

1.2.7 H ệ thống định v ị

Có chức năng luôn luôn báo chính xác vị trí, tọa độ ủ c a UA CV ác thông tin này được đưa vào “Bộ ử lý trung tâm”, qua quá trnh xử lý thông tin và gử ề màn x i v hnh trạm điều khi n mể ặt đất cho người điều khiển giúp người điều khiển luôn kiểm soát chặt ch  và làm chủ được UAV Trên UAV thường có 02 hệ ống đị th nh v : H ị ệthống định v ị toàn cầu (GPS- Global Positioning System) và hệ th ng dố ẫn đường quán tính (INS- Inertial navigation System)

GPS: Là hệ ống xác đị th nh v ị trí dựa trên vị trí mạng lướ ủi c a 24 v ệ tinh nhân

t oạ Trong cùng một thời điểm, tọa độ ủ c a một điểm trên mặt đấ  được xác địt s nh

nếu xác định được khoảng cách từ điểm đó đến ít nhất ba v ệ tinh Các ệ v h GPS tin

bay vòng quanh Trái Đất hai l n trong mầ ột ngày theo một qu o rỹ đạ ất chính xác và phát tín hiệu có thông tin xuống Trái Đất Các máy thu GPS nhận thông tin này và

b ng  phép tính lượng giác tính được chính xác vị trí của người dùng Về ả b n chất

máy thu GPS so sánh thời gian tín hiệu được phát đi từ ệ v tinh v i th i gian nhớ ờ ận được chúng Sai lệch v th i gian cho biề ờ ết máy thu GPS ở cách vệ tinh bao xa R i ồ

v i nhi u kho ng ớ ề ả cách đo đượ ớc t i nhi u v ề ệ tinh máy thu có thể tính được v ị trí của người dùng và hiển th ị lên bản đồ điệ ử ủa máy Máy thu phản t c i nhận được tín hiệu

của ít nhất ba v ệ tinh để tính ra vị trí hai chiều (kinh độ và vĩ độ) và để theo di được chuyển động Khi nhận được tín hiệu của ít nhất 4 v ệ tinh th máy thu có thểtính được v ị trí ba chiều (kinh độ, vĩ độ và độ cao) Một khi v ị trí người dùng đã tính được th máy thu GPS có thể tính các thông tin khác, như tốc độ, hướng chuy n ểđộng, bám sát di chuyển, khoảng hành trnh, quãng cách tới điểm đến, th i gian M t ờ ặTrời m c, lọ ặn và nhiều th ứ khác nữa Các vệ tinh GPS phát hai tín hiệu vô tuy n ế công suất thấp dải L1 và L2 (dải L là phầ sóng cựn c ng n c a ph ắ ủ ổ điệ ừn t trải

r ng t 0,39 t i 1,55 ộ ừ ớ GHz) GPS dân sự dùng tần s L1 1575.42 MHz trong ố

d i ả UHF Tín hiệu truy n tr c thề ự ị, có nghĩa là chúng s xuyên qua mây, thu ỷtinh và

nhựa nhưng không qua phần lớn các đối tượng cứng như núi và nhà L1 chứa hai

mã "giả ngẫu nhiên" (pseudo random), đó là mã Protected (P) và mã Coarse/Acquisition (C/A) M i m t v ỗ ộ ệ tinh có một mã truyền d n nhẫ ất định, cho phép máy thu GPS nhận dạng được tín hiệu Mục đích của các mã tín hiệu này là đểtính toán khoảng cách từ ệ v tinh đến máy thu GPS

Tín hiệu GPS ch a ba mứ ẫu thông tin khác nhau – mã gi ngả ẫu nhiên, d ữliệ thiên văn và dữ ệ ịu li u l ch Mã giả ngẫu nhiên đơn giản ch ỉ là mã định danh để xác định được qu v ả ệ tinh nào là phát thông tin nào Có thể nhn số ệ hi u c a củ ác quả ệ v tinh trên trang vệ tinh của máy thu Garmin để ết nó nhận được tín hiệ bi u của qu nào ả

D ữliệu thiên văn cho máy thu GPS biết qu v tinh ả ệ ở đâu trên quỹđạo ở ỗ m i thời điểm trong ngày Mỗi qu v ả ệ tinh phát dữ ệu thiên văn chỉ li ra thông tin quỹ o cho đạ

v ệ tinh đó và mỗ ệ tinh khác trong hệ ối v th ng D li u lữ ệ ịch được phát đều đặn b i ở

m i qu v tinh, chỗ ả ệ ứa thông tin quan trọng v ềtrạng thái của v ệ tinh (lành mạnh hay không), ngày giờ ệ hi n t i Phạ ần này của tín hiệu là cốt li để phát hiện ra v ịtrí

INS: Là hệ th ng s dố ử ụng phương pháp dẫn đường quán tính dựa vào vị trí,

v n tậ ốc và động thái ban đầu đã biế ủa phương tiệt c n T ừ đó, xác định hướng và đo gia t c rố ồi dùng phương pháp tích phân để tm ra vị trí của phương tiện Đây là phương pháp dẫn đường duy nhất không dựa vào thiế ị ảo đảt b b m v ị trí bên ngoài

Nếu các phương pháp dẫn đường vô tuyến bao g m c nh v v tinh ch u nh ồ ả đị ị ệ ị ảhưởng của sóng vô tuyến điện và không sử ụng đượ d c trong nh ng khu vữ ực không

có sóng hoặc gián đoạn trong m t th i gian ộ ờ th phương pháp dẫn đường quán tính

có thể kh c phắ ục được Tuy nhiên, sau một th i gian do ờ ảnh hưởng c a nhi u y u ủ ề ế

t , dố ẫn đường quán tính s xu t hi n sai l ch trong viấ ệ ệ ệc xác định v ị trí, nếu không

có sự điều ch nh nhỉ ất định H th ng dệ ố ẫn đường quán tính INS có hai ưu điểm n i ổ

bật khi so sánh với các hệthống dẫn đường khác: Khả năng hoạt động t ựtrị và độchính xác cao trong những kho ng th i gian ng n Lả ờ ắ ỗi nghiêm trọng nh t c a h ấ ủ ệthống INS là do các cảm biến quán tính gây ra Chính v thế trong nh ng ng d ng ữ ứ ụ

thời gian dài th hệ ống INS thườth ng s d ng vử ụ ới các hệ ố th ng h tr ỗ ợ khác như hệ

thống dẫn đường vô tuyến (Loran, Omega và Tacan), hệ ốth ng dẫn đường v tinh ệ(GPS, GLONASS, GALILEO…), JTIDS, DME…Các hệ thống này hoạt động n ổ

định theo thời gian và v thế ần tích hợp INS và các hệ c th ng h tr ố ỗ ợ này Sự ế k t

hợp GPS và INS là lý tưởng nhất v hai hệthống này có khả năng bù trừ nhau hi u ệ

quả Trái tim của h ệthống tích hợp này chính là bộ ọ l c Kalman V b n ch t, b lề ả ấ ộ ọc Kalman là mộ ộ ểt b bi u thức toán ọh c cung c p m t hi u qu ấ ộ ệ ả đệ quy, có nghĩa là ước lượng trạng thái của một quá trnh, theo một mức độ  r ng c c tiự ểu hóa sai số bnh phương trung bnh Bộ ọ l c c nhió ều ưu điểm trong nhiều khía cạnh: nó hỗ ợ các tr trạng thái ước lượng c a quá kh , hi n t i và s kiủ ứ ệ ạ ự ện tương lai [2]

Trong hai h ệthống trên th mỗi m t h ộ ệthống đều có những ưu, nhược điểm khác nhau nên UAV trong thự ếc t thường s dử ụng kết hợp 2 hệ ố th ng với nhau để nâng cao tính chính xác và hiệu quả Độ chính xác củ ệa h thống tích hợp GPS/INS được ch ng ứminh cao hơn độ chính xác của h th ng GPS hay INS khi hoệ ố ạt động độ ập Độc l

chính xác này s được tăng lên nếu tăng số ạng thái củ tr a b lộ ọc Kalman và mô hnh hoá được các tác nhân gây lỗi khác nữa của cảm biến quán tính INS

1.2.8 H ệ thống Servo

Là hệ ống các động cơ điệ th n m t chiộ ều có độ chính xác cao nhờ có vòng phản

hồi Tín hiệu ra của động cơ được n i v i m t mố ớ ộ ạch điều khiển, khi động cơ quay,

v n tậ ốc và vị trí s được h i ti p v mồ ế ề ạch điều khiển này Nếu có bầ ỳ lý do nào t k ngăn cản chuy n ng quay cể độ ủa động cơ, cơ cấu h i ti p s nh n thồ ế  ậ ấy tín hiệu ra chưa đạt được v ị trí mong muốn Mạch điều khi n ti p t c ch nh sai lể ế ụ ỉ ệch cho động

cơ đạt được điểm chính xác H th ng Servo ệ ố có tác dụng biến đổi tín hiệu điều khiển thành các Moment lực tác động lên bản lái của UAV để điều khi n UAV theo ểyêu cầu đặt ra của Phi công điều khi n mể ặt đất hay yêu cầu ho c nhi m v c a tr m ặ ệ ụ ủ ạđiều khi n mể ặt đất Các tín hiệu điều khiển này làm thay đổi trạng thái khí động h c ọ

của máy bay, bng cách làm thay đổi độ ph ng b mẳ ề ặt cánh nhờ các Servo V ị trí đòn bẩy của Servo s  thay đổi tùy theo độ ộng xung điề r u khiển Độ ộng xung này rthay đổi trong kho ng t ả ừ 1ms đến 2ms ng vứ ới góc mở ủa đòn bẩy là nh c nhất và

l n nh t M i quan h giớ ấ ố ệ ữa độ ộng xung điề r u khiển và góc mở đòn bẩy là mô hnh tuyến tính Thông thường, đố ới các máy bay cánh bng th hệi v thống Servo điều khiển các kênh cơ bản bao gồm: Kênh Roll (đ ềi u khiển cánh lái liệng), kênh Pitch (đi u khiề ển cánh lái lên xuống), kênh Yaw (đ ềi u khiển hướng), kênh Throttle (điều khiển kênh ga), kênh Flap (đ ềi u khiển cánh tà)

1.2.9. Máy thu lệ nh đi ều khi n ể

Có chức năng nhậ ệnh điền l u khi n c th ể ụ ể là sóng radio từ á m y ph t lá ệnh điều khi n ể và giải mã các tín hiệu thành tín hiệu điều khi n g i ể ử vào “ ộ ử lý trung tâm” B x

ở các chế độ lái khác nhau Dựa vào các lệnh điề u khiển này mà “Bộ ử lý trung x tâm” s xuất ra các lệnh tương ứng để điều khiển các cơ cấu chấp hành mà cụ ể là th

“Hệ ố th ng Servo Máy thu lệnh điề” u khi n ể làm việ theo băng tầc n FM (frequency modulation- Điều t n), AM ầ (amplitude modulation Điều biên) - hay PPM (Pulse Position Modulation)

Máy phát lệnh điều khi n (TX- ể Transmitter): Là thiết b ị có chức năng điều khi n UAV t mể ừ ặt đấ ng cách phát ra các tín hiệu điềt b u khiển ra không gian Tx

cơ bản bao gồm các phần chính như: Cần điều khiển, Module RF, antena thu phát, các biến trở… ớV i 5 lệnh điều khiển lái, người phi công điều khi n MBKNL s ra ể các lệnh điều khiển làm thay đổ điện áp điề i u khiển Các điện áp điều khiển này được đưa qua bộ ến đổi tương tự ố bi /s (ADC Ana– log Digital Converter) thành tín

hi u sệ ố Sau đó chúng được được đưa vào bộ ử lý số x u V i lliệ ớ ệnh điều khi n, ch ể ế

độ làm việc và tín hiệu được đưa qua bộ ến đổi điện áp trước khi vào bộ ử lý số bi x

liệu như 5 lệnh trên Trong bộ ử lý số x ệu, các lệnh điềli u khi n s ể  được đưa qua

m t b l c gi i h n nh m h n ch nh ng lộ ộ ọ ớ ạ  ạ ế ữ ệnh gây quá tải lên các cánh lái máy bay Sau đó, dữ ệ li u c a c 5 l nh s ủ ả ệ  đượ ạo thành các gói thông tin, đồc t ng thời được

gắn thêm mã phát hiện l i nhỗ m nâng cao độ chính xác của thông tin Trước khi truyền qua kênh vô tuyến, s ốliệu cũng có thể được b o mả ật theo các thuật toán mã

m t nhậ m nâng cao tính bảo m t cậ ủa kênh thông tin Sau khi được mã hóa, gói thông tin điều khiển đi tới khối điều khiển phát, sau đó được đưa qua mạch giao ti p ếvới máy phát Tại máy phát, thông tin điều khiển được điều ch ế và phát tới máy bay thông qua kênh vô tuyế Sóng radio cần n phải được điều ch trưế ớc khi phát đi Có 2

bị đó có tần số gần hoặc bng với tần số mà ta đang dùng Tx có cơ chế mã hóa tín hiệu trước khi truyền đi là: PPM và PCM

PPM: v ị trí của Servo được quyết định b i th i gian cở ờ ủa 2 xung tín hiệu liên tiếp, xét theo hnh thức làm việc có thể xem nó thuộc nhóm Analog

PCM: v ị trí max & min của Servo được chia ra thành nhiều kho ng nh ả  và được đánh số (VD với PCM1028 th từ min t i max c a Servo ớ ủ được chia ra thành 1028 vịtrí ) Tùy theo vị trí của tay điều khiển mà Tx gởi đi 1 con số ứ ng v i v trí đó ớ ị1.2.10 H ệ thống truyề n dữ liệ u

Là thiết b ị dùng để truy n d li u giề ữ ệ ữa GCS và UAV Các lệnh điều khi n t ể ừGCS s  được mã hóa và truyền đi vào không gian tới UAV nh modem truy n d ờ ề ữliệu Ngượ ại, các thông tin, tham số ạng thái, vị trí của UAV cũng s được mã c l , trhóa và gửi v ề GCS thông qua modem truyền d li u ữ ệ Kênh liên lạc giữa máy bay giúp cho quá trnh giám sát điề- u khi n giể ữa máy bay và trạm điều khi n mể ặt đất được thông suốt trong quá trnh bay Kênh liên lạc này phải đảm bảo hai yêu cầu: tính liên tục và bền vững trong bán kính hoạt động c a UAVủ , tính bảo mật để ch ng ốcác yếu t can thi p v tố ệ ề ác chiến điện t ho c nhiử ặ ễu vô tuyến do các khí tài khác sinh ra trong quá trnh thực hi n nhi m v ệ ệ ụ

1.2.11 Trạm điều khiển mặt đất (GCS - Ground Control Station)

Trạm điều khiển máy bay không người lái có công dụng: cấu hnh, cài đặt, giám sát, điều khiển các l ạo i PTBKNL t i mạ ặt đất cũng như trong suốt quá trnh bay thực hành nhiệm v theo th i gian thụ ờ ực GCS có khả năng điều khi n m rể ở ộng: Điều khi n nhi u thi t bể ề ế ị, máy móc điều khi n t ể ừ xa khác có sử ụng modem thu phát tùy dthuộc vào modem thu phát dữ ệu và ục đích sử ụng Ngoài ra, GCS còn có khảli m dnăng giám sát, điều khi n nhiể ều UAV cùng một th i đi m theo th i gian th c ờ ể ờ ự1.2.12 H ệ thống bám sát (Auto tracking)

Là thiế ị ế ốt b k t n i m r ng vở ộ ới GCS có chức năng luôn bám sát chính xác theo hướng MBKNL trong suốt quá trnh điều khiển làm tăng khả năng điều khiển định hướng c a GCS tủ ở ầm trung và tầm xa đặc bi t khi dùng Antenna đệ ịnh hướng 1.2.13 B ệ phóng

Là hệ ố th ng k t cế ấu cơ khí được ch t o nh m mế ạ  ục đích tạo gia tốc ban đầu cho UAV giúp UAV đủ ố t c đ cộ ất cánh trong trường hợp UAV không thể ất cánh b c ng đường băng Bệ phóng có thể có cơ cấu phóng bng dây chun hoặc bng khí nén hay t ừ trường, li u thuề ốc phóng

1.2.14 Thiết bị ỗ trợ h

Thiế ị ỗ ợ ủt b h tr c a h th ng ệ ố UAV bao gồm: thi t b khế ị ởi động động cơ UAV, thiế ị bơm nhiên liệt b u, thi t b ế ị cân chỉnh, hi u chệ ỉnh UAV trước khi cất cánh, thiết

b ị kéo dắt UAV

1.3 Giới thiệu về UAV cánh bằng

Để nghiên cứu và thiết k b ế ộ điều khi n MBKNLể , người nghiên cứu c n n m ầ ắ

vững được đối tượng điều khiển, đây là một ph n t o tiầ ạ ền đề nghiên cứu cho các

ph n ti p theo Trong mầ ế ục này  ớ s gi i thi u t ng quan v c u tệ ổ ề ấ ạo và nguyên lý hoạt

động của đối tượng điều khi n s ể  được áp dụng để thi t k b ế ế ộ điều khiển, đó là máy bay cánh bng D-96 do Vi n k thu t PK-ệ ỹ ậ KQ đã nghiên cứu, thi t k ế ế và chế ạ t o thà h côngn

Thân: Là thành phần để ghép nối các bộ ph n cậ ủa máy bay như cánh, đuôi, động cơ, càng đồ ng thời là nơi để chứa nhiên liệu, các hệ ống điệ th n - điệ ử, và n tcác trang thiết b ị khác Thân máy bay thường được chia làm các khoang công tác khác nhau với mục đích tăng cường độ ứng và độ ền cho thân và để ngăn cách c bnhiên liệu với các khoang lắp trang thi t b ế ị khác trên máy bay

Đuôi máy bay: Đuôi máy bay có chức năng ổn định và điều khiển máy bay Đuôi máy bay gồm đuôi đứng và đuôi ngang

- Đuôi đứng: Đượ ấ ạc c u t o bởi hai thành phần là phần c nh (tố đị ấm ổn định hướng) có chức năng ổn định hướng bay cho máy bay và phần chuyển động là cánh lái hướng có chức năng điều khiển hướng cho máy bay

- Đuôi ngang: Đượ ấ ạc c u t o bởi hai thành phần là phần c nh (tố đị ấm ổn định ngang) có chức năng giữ ổn định ngang cho máy bay và phần chuyển động là cánh lái độ cao.

H ệthống càng gồm càng trước và càng sau:

- Càng trướ ồm 1 bánh, 1 trụ càng được liên kế ới thân bng liên kếc g t v t 5 bậc

t ự do, càng trước còn 1 bậ ực t do (1 kh ả năng chuyển động) đó là chuyển động quay quanh trụ càng dùng để lái hướng máy bay khi máy bay lăn hoặc chạy trên đường băng

- Càng sau: hai trụ càng được ch t o li n khế ạ ề ối được liên kế ố địt c nh 6 b c t ậ ự

do với thân, hai bên trụ càng là hai bánh giúp máy bay di chuyển trên đường băng

H ệthống động lực: ồm động cơ piston và cánh quạt có chức năng tạ ực đẩy g o lthắng l c cả ủa máy bay trong khi bay.ự n c

H ệthống nhiên liệu: gồm bnh chứa, các đầu nối, các đường ng dố ẫn nhiên liệu, đường thông hơi Hệ ống nhiên liệu dùng để ấp nhiên liệu cho động cơ th c

1.3.2. Nguyên ý hoạt độ l ng c a m y bay củ á á nh bằng

Để máy bay có thể bay được và cân bng trong không trung th:

- L ực đẩy phải cân bng v i l c c n cớ ự ả ủa máy bay Lực đẩy đượ ạc t o ra b i ởđộng cơ và cánh quạ ủa máy bay, còn lựt c c c n cả ủa máy bay chính là lực cản khí

động sinh ra khi máy bay chuyển động trong không trung

- L ực nâng của máy bay phải cân bng v i tr ng l c cớ ọ ự ủa máy bay

Trên thự ếc t , h u hầ ết các loại máy bay th l ực nâng của máy bay chủ yếu do cánh chính tạo nên Nguyên lý tạ ực nâng của cánh cụ ể như sau: Khi dòng khí o l th chuyển động quanh profil cánh, dẫn đến s ự chênh lệch áp suất gi a hai mữ ặt trên và

mặt dưới của cánh Sự chênh áp này s ạo cho cánh có lực nâng t

H nh 1.2  : Cấu tạo máy bay cánh bằng D 96 -

Để điều khi n chuyể ển động của máy bay cánh bng ngườ hười t ng s d ng 4 ử ụkênh điều khi n sau: ể

Kênh Throttle: Kênh ga điều khi n t c đ ể ố ộ máy bay;

Kênh Elevator: Điều khiển máy bay lên xuống;

Kênh Aileron: Điều khiển cánh liệng;

Kênh Rudder: Điều khiển cánh lái hướng và càng trước

a) Kênh ga (Throttle)

Kênh đảm nhi m việ ệc tăng/giảm ga (có thể là động cơ điện hay động cơ nổ như

H nh 1.3 v H nh 1.4) à  Đố ới v i loại dùng động cơ máy nổ ệc tăng hay giả vi m tốc độ

và công suất hoạt động của động cơ thông qua 1 Servo Servo này s có nhiệm v ụkéo đẩy c n ga Viầ ệc này tương tự khi ta tăng hay giảm ga c a m t chiủ ộ ếc xe máy

L ỗ thông gió càng mở ớn th máy s l hoạt động càng mạnh Đố ới v i loại dùng động

cơ điện việc tăng hay gi m hoả ạt động của động cơ s thông qua 1 mạch điều t c ố(Electric Speed Control)

H nh 1.3  : Động cơ máy nổ

H nh 1.4  : Động cơ điệ n b) Kênh cánh lái đuôi Elevator (Kênh đảm nhận điều khiển cánh phụ)

Là kênh điều khiển độ cao giúp máy bay tăng hoặc giảm độ cao theo mong muốn Khi cánh lái độ cao được nâng lên th toàn bộ không khí s tác động vào

phần đuôi, đẩy đuôi máy bay xuống, nh ờ đó mà đầu máy bay đượ ngóc lên Và c ngượ ại khi đuôi ngang được l c h xu ng phạ ố ần gió s đẩy đuôi máy bay đi lên làm cho đầu máy bay trúc xuống Khi cánh đuôi được nâng lên th toàn bộ không khí stác động vào phần đuôi Đẩy đuôi đi xuống, nh ờ đó mà đầu máy bay ngóc lên Và ngượ ại, khi cánh đuôi hạc l xu ng th phố ần gió s đẩ y phần đuôi đi lên dẫn đến vi c ệđầu máy bay  ị trúc s b xu ng ố

H nh 1.5  : Cánh lái đuôi Elevator

Ta có thể ểu nguyên lý hoạt độ hi ng c a vi c luủ ệ ồng gió tác động như thế nào lên cánh đuôi qua H nh 1.6 

H nh 1.6  : Nguyên lý hoạt động của cánh lái đuôi

c) Kênh cánh lái đuôi đứng (Rudder)

Cánh đuôi đứng này cũng có nhiệm v ụ làm thay đổi hướng bay của máy bay ở 1 góc nhất định nào đó, mặc dù việc thay đổi hướng của nó không có góc hẹp như

việc kết hợp Aileron và Elevator

H nh 1.7  : Rudder: kênh cánh lái đuôi đứng

Khi đang bay ở ị trí cân bng, máy v bay mu n chuyố ển hướng th lúc này chúng

ta s c ần điều khiển cánh đuôi Việc s dử ụng cánh đuôi để chuyển hướng s gi ải quy t vế ấn đề: không nhất thi t phế ải nghiêng máy bay sang 1 bên, cần độ ổn định khi bay, góc lái không cần quá gấp

H nh 1.8  : Nguyên lý kênh cánh lái đuôi đứ ng d) Kênh cánh liệng (Aileron)

Cánh chính có nhiệm vụ chính là nâng máy bay, giúp máy bay lượn để có thể thay đổi hướng bay dễ dàng Khi một bên cánh được thay đổi góc, nó s ảnh hưởng đến vi c ệthay đổi lộ trnh của máy bay ở cả 2 hướng: nghiêng trái, nghiêng phải

H nh 1.9  : Cánh liệ ng Aileron

1.4. Kết luận chương

Chương 1 đã trnh bày tổng quan v ề UAV, phân loại, vai trò ứng dụng và cấu trúc củ chúng Bên cạnh đó, học viên cũng tập trung vào phân tích về UAV cánh a

b ng-  là đối tượng nghiên cứu của luận văn này

Phần nghiên cứu tiếp theo trong Chương 2 s ập trung vào máy bay cánh b t ng D-96 để ừ đó tiến đế t n thiết kế ộ điề b u khiển trên không cho đối tượng này

CHƯƠNG 2 TÌM HIỂU VỀ M Y BAY C NH B NG D-96, KH O S T Á Á  Ả Á

ĐỘNG H C V Ọ À ĐỘNG L C H C M Y BAY D-96 Ự Ọ Á

H ệthống điều khiển máy bay được thi t k ế ế để điều khi n m t loể ộ ại máy bay đã được nghiên cứu và phát triể ạn t i Vi n K thu t PK-ệ ỹ ậ KQ đó là máy bay D-96 N i ộdung này s ớ gi i thi u t ng quan v ệ ổ ề máy bay D-96

Máy bay D 96 đượ- c c u t o b i nhấ ạ ở ững thành phần cơ bản sau:

2.1.1. Thân máy bay

a) Chức năng

Thân máy bay D-96 là bộ phận chính của kết cấu máy bay dùng để kết nối các bộ phận máy bay và là nơi để bố trí bnh nhiên liệu, động cơ, hộp chương trnh, Servo điều khiển càng trước, Servo điều khiển tay ga và mộ ốt s thiết bị khác

b) C ấ u t o

- Thân máy bay D- (H96 nh 2.1) được làm bng v t liậ ệu composite có chiều dài

Lt = 1350mm, với hnh dạng thon nhọn v ề đuôi, mặt cắt ngang thân có dạng hnh tròn, kích thước m t c t ngang l n nhặ ắ ớ ất là có đường kính 170mm Thân được thi t k ế ế

g m hai nồ ửa ghép lạ ới nhau theo công nghệ đúc khuôn âm Bề ặt thân sau khi i v mđúc được x ử lý bng phương pháp mài tinh, bả, sơn phủ ớ v i mục đích tạo ra b m t ề ặ

nhẵn bóng làm giảm lực cản khí động và nâng tính thẩm m ỹ cho máy bay

- Phần đầu thân gắn m t mộ ặt bích tròn gỗ ép dày 10mm, đường kính 150mm

để ố định động cơ và càng trướ máy bay c c

- Phía bên phả ầu thân đượi đ c bố trí mộ ắp công tác đểt n dễ dàng cho việc lắp ráp

và kiểm tra thiết bị Bên trong thân được bố trí hai khung sườn tăng cứng chống mômen uốn và xoắn Phần giữa thân phía trên có hai nẹp tăng cứng bố trí bốn điểm c ốđịnh cánh, phần giữa thân phía dưới có tăng cường một mặt bích để cố định càng sau

- Trên sống lưng có một nắp công tác của khoang chứa thiết bị điệ ửn t

- Phần sau thân bố trí đuôi đứng và đuôi ngang của máy bay

H nh 2.1  : Thân máy bay D -96

2.1.2. Cánh máy bay

a) Chức năng

Cánh máy bay là một bộ phận quan trọng của máy bay nó có các chức năng sau:

- Bảo đảm đủ lực nâng cho mọi ch độ bay và cơ độế ng c a từng loại máy bay ủ

- Cánh máy bay còn đóng vai trò quan trọng trong đảm bảo ổn định và điều khiển máy bay

- Ở cánh máy bay đặt các Servo điều khiển cánh liệng

b) C ấ u t o

Profil cánh máy bay

Profil cho cánh máy bay D 96 đượ- c thi t k theo m u sau: ế ế ẫ

- Naca 0006 cho đuôi đứng và đuôi ngang;

- Naca 2412 cho cánh chính

Các tham số nh học và khí độ h ng h c c a hai loọ ủ ại airfoil trên được bi u cho ểtrong các H nh 2.2- H nh 2.11  

H nh 2.2  : Profil Naca 2412 với các thông số hnh học: độ dày tương đối c tb =

12%, độ cong tương đối f tb =2%

H nh 2.3  : Đồ thị hệ số lực nâng Cl theo góc tấn α

H nh 2.4  : Đồ thị hệ số lực cản C d theo góc tấn α

H nh 2.5  : Đồ thị hệ số mô men dọc C m theo góc tấn α

H nh 2.6  : Đồ thị hệ số chất lượng khí động C l /C d theo góc tấn α

H nh 2.7  : Profil Naca 0006 với các thông số hnh học: độ dày tương đối c tb =

6%, độ cong tương đối f tb =0%

H nh 2.8  : Đồ thị hệ số lực nâng C l theo góc tấn α

H nh 2.9  : Đồ thị hệ số lực nâng C d theo góc tấn α

H nh 2.10  : Đồ thị hệ số mô men dọc C m theo góc tấn α

H nh 2.11  : Đồ thị hệ số chất lượng khí động C l /C d theo góc tấn α

Các thông số h nh họ ủ ánh c c a c

H nh 2.12:  Cánh máy bay D -96

- Cánh của máy bay D-96 (H nh 2. 12) được thi t k vế ế ới hnh dạng kiểu hnh chữ nh t, profil l i hai m t d ng NACA 2412 Sậ ồ ặ ạ ải cánh có độ dài Lc = 2100mm, diện tích cánh Sc = 0.63 m2, độ dãn dài =7, độ thu h p =1 Phẹ  ần cốt được s ử

d ng b ng v t li u x p nhụ  ậ ệ ố ựa đảm bảo yêu cầu nh ẹ và định hnh tốt, phần v  ngoài dùng vật liệu composite với độ dày 1mm có tăng cường thêm xương dầm bng hộp nhôm kích thước 20×12 mm dày 2mm đảm bảo độ cứng, chống các momen uốn và xoắn sinh ra trong quá trnh bay

Trên cánh có bố trí 2 cánh liệng đối xứng ở mép sau gần mút hai bên cánh có chức năng điều khiển máy bay chuyển động quay quanh trục OX của nó

2.1.3. Đuôi máy bay

Đuôi máy bay D 96 đượ- c th hi n H nh 2.13, g m hai phể ệ ở  ồ ần: đuôi đứng và đuôi ngang

H nh 2.13:  Đuôi máy bay a) Đuôi đứ ng

Đuôi ngang máy bay D-96 có hnh dạng tam giác, profil đố ứi x ng d ng NACA ạ

0006 Đuôi ngang g m hai ph n: ph n c nh (t m n đồ ầ ầ ố đị ấ ổ ịnh ngang) và phần di động