Nghiên cứu thiết bị bay không người lái, chế tạo mô hình có điều khiển từ xa

Để đạt được mục tiêu là xem xét các tác động qua lại của các kênh điều khiển này, nhất là trong trường hợp có nhiễu ngoài tác động ( như gió cạnh , nhiễu điều khiển..) nội dung của chư[r]

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC QUẢN LÝ VÀ CÔNG NGHỆ HẢI PHÒNG

ISO 9001:2015

NGHIÊN CỨU THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI, CHẾ TẠO MƠ HÌNH CĨ ĐIỀU KHIỂN TỪ XA

ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐẠI HỌC HỆ CHÍNH QUY NGÀNH ĐIỆN TỰ ĐỘNG CÔNG NGHIỆP

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC QUẢN LÝ VÀ CƠNG NGHỆ HẢI PHỊNG

ISO 9001:2008

NGHIÊN CỨU THIẾT BỊ BAY KHƠNG NGƯỜI LÁI, CHẾ TẠO MƠ HÌNH CÓ ĐIỀU KHIỂN TỪ XA

ĐỒ ÁN TỐT NGHIỆP ĐẠI HỌC HỆ CHÍNH QUY NGÀNH ĐIỆN TỰ ĐỘNG CƠNG NGHIỆP

Sinh viên : Đồn Huy Hoàng

Người hướng dẫn : Th.S Nguyễn Đoàn Phong

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC QUẢN LÝ VÀ CƠNG NGHỆ HẢI PHỊNG

NHIỆM VỤ ĐỀ TÀI TỐT NGHIỆP

Sinh viên : Đoàn Huy Hoàng – MSV : 1512102045 Lớp : ĐC1901- Ngành Điện Tự Động Công Nghiệp

NHIỆM VỤ ĐỀ TÀI

1 Nội dung yêu cầu cần giải nhiệm vụ đề tài tốt nghiệp ( về lý luận, thực tiễn, số liệu cần tính tốn vẽ)

2 Các số liệu cần thiết để thiết kế, tính tốn

CÁC CÁN BỘ HƯỚNG DẪN ĐỀ TÀI TỐT NGHIỆP Người hướng dẫn thứ nhất:

Họ tên : Nguyễn Đoàn Phong Học hàm, học vị : Thạc sĩ

Cơ quan công tác : Trường Đại học Quản lý Cơng Nghệ Hải Phịng Nội dung hướng dẫn : Toàn đề tài

Người hướng dẫn thứ hai: Họ tên : Học hàm, học vị : Cơ quan công tác : Nội dung hướng dẫn :

Đề tài tốt nghiệp giao ngày tháng 07 năm 2019

Yêu cầu phải hoàn thành xong trước ngày 30 tháng 09 năm 2019 Đã nhận nhiệm vụ Đ.T.T.N

Sinh viên

Đoàn Huy Hoàng

Đã giao nhiệm vụ Đ.T.T.N Cán hướng dẫn Đ.T.T.N

Th.S Nguyễn Đoàn Phong

Hải Phòng, ngày tháng năm 2019 HIỆU TRƯỞNG

CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM Độc lập - Tự - Hạnh phúc

PHIẾU NHẬN XÉT CỦA GIẢNG VIÊN HƯỚNG DẪN TỐT NGHIỆP

Họ tên giảng viên: Đơn vị công tác: Họ tên sinh viên: Chuyên ngành: Đề tài tốt nghiệp:

Tinh thần thái độ sinh viên trình làm đề tài tốt nghiệp

1 Đánh giá chất lượng đồ án/khóa luận (so với nội dung yêu cầu đề

trong nhiệm vụ Đ.T.T.N mặt lý luận, thực tiễn, tính tốn số liệu…)

2 Ý kiến giảng viên hướng dẫn tốt nghiệp

Được bảo vệ Không bảo vệ Điểm hướng dẫn

Hải Phòng, ngày … tháng … năm Giảng viên hướng dẫn

CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM Độc lập - Tự - Hạnh phúc

PHIẾU NHẬN XÉT CỦA GIẢNG VIÊN CHẤM PHẢN BIỆN

Họ tên giảng viên: Đơn vị công tác: Họ tên sinh viên: Chuyên ngành: Đề tài tốt nghiệp: Phần nhận xét giáo viên chấm phản biện

Những mặt hạn chế

3 Ý kiến giảng viên chấm phản biện

Được bảo vệ Không bảo vệ Điểm hướng dẫn

Hải Phòng, ngày … tháng … năm Giảng viên chấm phản biện

(Ký ghi rõ họ tên)

LỜI CẢM ƠN

Sau thời gian ba tháng thực hiện, đồ án tốt nghiệp em với đề tài: “Nghiên cứu thiết bị bay không người lái, chế tạo mơ hình có điều khiển từ xa.” hồn thành thời gian quy định

Qua em xin bày tỏ lịng biết ơn đến thầy giáo khoa Điện – Tự động công nghiệp trường Đại học Quản lý Cơng nghệ Hải Phịng, người truyền thụ tri thức, kỹ năng, kinh nghiệm cho em suốt bốn năm học vừa qua Đó tảng cho việc thực đồ án tốt nghiệp

Đặc biệt, em xin gửi lời cảm ơn sâu sắc đến giáo viên hướng dẫn – thầy Nguyễn Đồn Phong, thầy ln theo dõi, dẫn, giúp đỡ tạo điều kiện tốt để em hoàn thành đồ án Trong thời gian thực đồ án, em phải khó khăn sai xót, thầy ln có phát gợi ý cho em tìm phương pháp khắc phục hoàn thiện đồ án

Em xin chân thành cảm ơn!

Hải Phòng, ngày…tháng…năm 2019

LỜI CAM ĐOAN

Chúng em xin cam đoan nội dung trình bày đồ án tốt nghiệp kết nghiên cứu thân Nội dung đồ án chúng em có tham khảo sử dụng tài liệu, thông tin đăng tải tạp chí, Webside theo danh mục tài liệu tham khảo đồ án phần cuối

MỤC LỤC

MỤC LỤC Error! Bookmark not defined.

DANH MỤC HÌNH ẢNH

LỜI CẢM ƠN

LỜI CAM ĐOAN

BẢNG KÊ CÁC CHỮ VIẾT TẮT VÀ MỘT SỐ KÝ HIỆU CHÍNH

CHƯƠNG 1: MỞ ĐẦU

1 Lý chọn đề tài

2 Đối tượng phạm vi nghiên cứu đồ án

3 Phương pháp nghiên cứu

4 Mục tiêu

CHƯƠNG 2: TỔNG QUAN VỀ UAV

2.1 Khái quát lịch sử phát triển ứng dụng UAV

2.1.1 Lịch sử phát triển UAV

2.1.2 Vai trò khả ứng dụng UAV

2.2 Tình hình nghiên cứu phát triển UAV giới 10

2.2.1 Phát triển UAV số nước giới 10

2.2.2 Phân loại UAV 14

2.3 Tình hình nghiên cứu phát triển UAV nước ta 19

2.3.1 Phát triển máy bay mơ hình Việt Nam 19

2.3.2 Nghiên cứu phát triển UAV 21

CHƯƠNG 3: CÁC VẤN ĐỀ CƠ BẢN VỀ CƠ HỌC BAY CỦA UAV 24

3.1 Các hệ tọa độ thường dùng 24

3.1.1 Hệ toạ độ mặt đất O0x0y0z0 24

3.1.2 Hệ trục toạ độ tốc độ Oxcyczc 24

3.1.3 Hệ trục toạ độ tốc độ thẳng đứng Oxyz 24

3.1.4 Hệ trục toạ độ liên kết Ox1y1z1 25

3.2 Các góc xác định trạng thái quỹ đạo bay 25

3.2.1 Góc α 26

3.2.2 Góc trượt cạnh β 26

3.2.4 Góc xoay quỹ đạo φ 27

3.2.5 Góc chúc ngóc 𝝑 28

3.2.6 Góc đổi hướng bay ψ 28

3.2.7 Góc nghiêng UAV γ 29

3.3 Các dạng chuyển động UAV 29

3.4 Các lực mơmen khí động học 30

3.4.1 Các lực tác dụng lên UAV 30

3.4.2 Các mômen tác dụng lên UAV 33

3.5 Khí nhiễu động khí 37

CHƯƠNG 4: HỆ PHƯƠNG TRÌNH CHUYỂN ĐỘNG CỦA UAV 38

4.1 Bài toán chuyển động UAV 38

4.1.1 Các giả thiết 38

4.1.2 Bài toán chuyển động UAV đối tượng điều khiển 39

4.2.Hệ phương trình chuyển động trọng tâm UAV 40

4.2.1 Các phương trình động lực học 40

4.2.2 Các phương trình động hình học 44

4.2.3 Hệ phương trình chuyển động trọng tâm UAV không gian 45

4.3 Hồn chỉnh hệ phương trình chuyển động UAV 46

CHƯƠNG 5: TỔNG HỢP, TỐI ƯU BỘ ĐIỀU KHIỂN ỔN ĐỊNH GÓC CHÚC NGÓC KHI CÓ NHIỄU GIÓ ĐỨNG 48

5.1 Đặt vấn đề 48

5.2 Khí nhiễu động khí 48

5.3 Bộ tự động điều chỉnh điều khiển – cấu trợ dẫn 50

5.3.1 Bộ tự động điều chỉnh điều khiển 50

5.3.2 Cơ cấu trợ dẫn 51

5.4 Mạch vòng ổn định góc chúc ngóc 51

5.4.1 Xây dựng mạch vịng điều khiển ổn định góc chúc ngóc 52

5.4.2 Lựa chọn, tính tốn thơng số hàm truyền điều khiển 52

KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ 59

PHỤ LỤC 60

DANH MỤC HÌNH ẢNH

Hình 2.1 Global Hawk RQ4 (Northrop Grumman) 15

Hình 2.2 Predator MQ-1 trang bị tên lửa chống tăng Hellfire 15

Hình 2.3 UAV bay siêu lâu Helios 16

Hình 2.5 UAV Cam-Copter S-100 17

Hình 2.6 UAV Cypher 17

Hình 2.7 UAV Pointer UAV Skylite B 18

Hình 2.8 UAV Black Widow UAV Micro Bat 18

Hình 2.9 Mục tiêu bay M94 20

Hình 2.10 Mục tiêu bay M96-A 20

Hình 2.11 Mục tiêu bay M100 21

Hình 2.12 Mục tiêu bay M100-CT 22

Hình 3.1 Các hệ trục tọa độ 25

Hình 3.2 Góc α 26

Hình 3.3 Góc trượt cạnh β 26

Hình 3.4 Góc nghiêng quỹ đạoθ 27

Hình 3.5 Góc xoay quỹ đạo 27

Hình 3.6 Góc chúc ngóc 28

Hình 3.7 Góc đổi hướng bay ψ 28

Hình 3.8 Góc nghiêng UAV γ 29

Hình 3.9 quan hệ Cy góc  31

Hình 3.10 Quan hệ Cx ,Cx0 với  M 32

Hình 3.11 Các lực tác dụng lên UAV 33

Hình 3.12 Momen dọc Mz 34

Hình 3.13 Momen ngang Mx 36

Hình Hình chiếu V  lên hệ trục tọa độ Oxyz 41

Hình Trọng lực G 42

Hình Hình chiếu lực đẩy P lực khí động tồn phần R hệ trục toạ độ tốc độ Oxcyczc 43

BẢNG KÊ CÁC CHỮ VIẾT TẮT VÀ MỘT SỐ KÝ HIỆU CHÍNH

KCB – Khí cụ bay

KCBTĐ – Khí cụ bay tự động UAV – Máy bay không người lái

 - Góc hướng bay

𝜗 - Góc chúc ngóc (cịn gọi góc chúc ngửng)

γ - Góc nghiêng (góc Cren)

 - Góc

β - Góc trượt cạnh

 - Góc nghiêng quỹ đạo

Ψ - Góc hướng quỹ đạo

w - Góc hướng gió

g - Gia tốc trọng trường

S – Diện tích đặc trưng UAV ( thường diện tích cánh có tính phần thân tiết diện ngang lớn thân)

H – Độ cao bay

TH – Nhiệt độ không khí ( độ cao H)

pH – Áp suất khơng khí ( độ cao H) v – Độ nhớt động học mơi trường khí

 , H – Khối lượng riêng khơng khí ( độ cao H)

V – Tốc độ bay so với mơi trường khơng khí chưa có nhiễu (không tốc)

VK – Tốc độ bay so với mặt đất (địa tốc)

Mth – Momen khí động tổng hợp

CR – Hệ số khí động tổng hợp

D – Đường kính thân UAV l – Chiều dài đặc trưng UAV

mth – Hệ số momen khí động học tổng hợp

m – Khối lượng UAV

Jx,Jy,Jz – Các momen quán tính UAV hệ tọa độ liên kết

M – Số Mach, đặc trưng cho tính chịu nén chất khí

Mx , My, Mz – Các momen khí động học tác dụng lên UAV hệ tọa độ liên kết

mx, my, mz – Các hệ số mô men Mx, My , Mz a – Tốc độ âm

P – Lực đẩy động

 - Góc cánh lái nói chung

c,l,h – Góc cánh lái độ cao, lái liệng lái hướng

Y,Ya – lực nâng hệ tọa độ liên kết hệ tọa độ tốc độ

Z, Za – Lực dạt sườn hệ tọa độ liên kết hệ tọa độ tốc độ

X, Xa – Lực cản hệ tọa độ liên kết hệ tọa độ tốc độ

Cx, Cxa, Cy, Cya, Cz, Cza – Các hệ số lực X, Xa, Y, Ya, Z, Za

H l

y y y,m ,m

m   - đạo hàm hệ số mô men hướng theo ,l,H

CHƯƠNG 1: MỞ ĐẦU

1 Lý chọn đề tài

Máy bay không người lái (UAV) loại khí cụ bay khơng người lái có điều khiển Từ đời đến UAV ngày sử dụng phổ biến nhiều lĩnh vực: chụp ảnh không, giám sát bộ, biển, chống bn lậu, kiểm sốt mơi trường, bảo vệ rừng, thăm dị địa chất, dịch vụ nơng – ngư nghiệp Tuy nhiên UAV sử dụng nhiều lĩnh vực an ninh quốc phòng Trong quân UAV sử dụng để thực nhiệm vụ trinh sát, chụp ảnh, giám sát chiến trường, thị mục tiêu Hơn đặc điểm có kích thước nhỏ, khó bị phát nên UAV dễ dàng xâm nhập không phận đối tượng để trinh sát gửi ảnh trung tâm tạo điều kiện cho lực lượng tiến cơng có hình ảnh xác mục tiêu thời gian thực

Về mặt kỹ thuật, UAV có nhiều điểm giống với máy bay có người lái Tuy nhiên chúng có điểm khác biệt như:

Chi phí cho nghiên cứu phát triển, chế tạo, vận hành, đảm bảo kỹ thuật thấp Không bị tổn thất phi công chiến đấu, không tốn cho huấn luyện phi công

Không bị hạn chế yếu tố tâm lý phi công

Với ưu điểm trên, với tiến nhanh chóng khoa học cơng nghệ, khoảng 10 năm trở lại diễn bùng nổ UAV

Cũng nước giới, Việt Nam nhu cầu sử dụng UAV thời điểm đa dạng:

Làm mục tiêu cho máy bay, tên lửa, pháo phịng khơng bắn tập

Sử dụng cho mục đích trinh sát quân sự: chụp ảnh, tuần tiễu biên giới, hải đảo nhiệm vụ an ninh quốc phòng kinh tế xã hội khác

2 Đối tượng phạm vi nghiên cứu đồ án

Do khối lượng thời gian hạn chế đồ án, chuyển động dọc UAV chuyển động phức tạp, liên quan trực tiếp đến điều khiển UAV theo quỹ đạo hành trình, đồ án sâu vào khảo sát, nghiên cứu, mô chuyển động UAV tổng hợp điều khiển ổn định thông số chuyển động có nhiễu gió đứng

Để đánh giá chất lượng hệ thống điều khiển chuyển động dọc tổng hợp, đồ án sử dụng mơ hình tốn học máy bay MiG – 21Bis

3 Phương pháp nghiên cứu

Phân tích, mơ chuyển động dọc UAV có ảnh hưởng nhiễu gió đứng

Nghiên cứu, tổng hợp hệ thống điều khiển ổn định thông số chuyển động dọc có nhiễu gió đứng

Đánh giá chất lượng hệ thống phầnmềm Matlab

4 Mục tiêu

Mô chuyển động dọc UAV

Tổng hợp hệ thống điều khiển ổn định thông số chuyển động dọc - Ổn định góc chúc ngóc

CHƯƠNG 2: TỔNG QUAN VỀ UAV 2.1 Khái quát lịch sử phát triển ứng dụng UAV 2.1.1 Lịch sử phát triển UAV

Phương tiện bay không người lái (UAV) thuật ngữ phương tiện bay điều khiển tự động theo chương trình định trước, điều khiển từ xa trạm mặt đất máy bay có người lái, thu hồi tự hủy sau hồn thành nhiệm vụ mà khơng cần phi công điều khiển trực tiếp

Từ đời đến UAV sử dụng phổ biến quân sự, chúng sử dụng cho nhiệm vụ huấn luyện, trinh sát, thông tin, tác chiến điện tử, chí trực tiếp tham gia chiến đấu Còn lĩnh vực khác, UAV sử dụng nhiệm vụ giám sát bờ biển, chống bn lậu, kiểm sốt mơi trường, hay đánh giá sản lượng nông sản

Phương tiện bay không người lái nghiên cứu, phát triển từ chiến lần thứ nhất, thiết bị biết đến Aerial Torpedoes Tiếp đó, ngày 12/09/1916 máy bay tự động Hewitt-Sperry, gọi “Flying Bomb” thử nghiệm thành công Năm 1917 máy bay tự động quân đội Mỹ phát triển sử dụng, tiền đề mở hướng nghiên cứu phát triển mơ hình máy bay tự động sau

Trong năm 1930, quân đội Anh với khả khoa học kỹ thuật vượt trội trọng nghiên cứu phát triển phương tiên bay tự động Trước hết máy bay điều khiển vơ tuyến để hiệu chỉnh súng pháo phịng khơng, điển hình số mục tiêu bay “Fairey Queen” phát hiển từ thủy phi “Fairey

IIIF” Bước phát hiển mục tiêu bay “DH82 Queen Bee” đời năm

1935

Thời gian này, quân đội Mỹ phát triển hàng loạt loại máy bay điều khiển vô tuyến Nổi bật sản phẩm Reginal Denny - người Anh di cư - RP-1, RP-2, RP-3, RP-4, đặc biệt máy bay điều khiển vô tuyến OQ-2 quân đội Mỹ đặt hàng 15000 vào năm 1940

Bước đột phá diễn chiến tranh giới lần thứ II khi quân đội Mỹ sử

chiến không quân Mỹ (USAAF - the us Army Air Forces) sử dụng hàng trăm mục tiêu bay loại PQ-8, hàng ngàn loại PQ-14 nhiều máy bay B-7, B-24 Thời gian đánh dấu đời loại UAV sử dụng động phản lực Pulsejet, điển hình loại mục tiêu T2D-1 Katydid sử dụng Hải quân Mỹ

Trải qua trình phát triển lâu dài, ngày vị trí UAV lĩnh vực quân thay Những bước tiến công nghệ lĩnh vực góp phần hồn thiện cơng nghệ chế tạo UAV, giúp chúng đóng vai trị ngày quan trọng tham gia tích cực vào nhiệm vụ mà trước khơng phương tiện khác đảm trách

2.1.2 Vai trò khả ứng dụng UAV

Những UAV phát triển với mục đích huấn luyện truyền phát thông tin, làm mồi bẫy làm mục tiêu bay, phục vụ việc hiệu chỉnh thiết bị phòng không Tuy nhiên ngày nhiệm vụ UAV ngày mở rộng, có điều ưu điểm vượt trội UAV so với phương tiện bay khác Những ưu điểm tóm tắt sau:

- Khơng cần phi cơng điều khiển trực tiếp, giảm thiểu thương vong, phí

đào tạo, bay liên tục nhiều trong trường hợp khẩn cấp

- UAV dễ dàng thay đổi đường bay khó bị đánh chặn tên lửa hành

trình, đồng thời hoạt động địa hình phức tạp

- Với ưu nhỏ, khó bị phát hiện, UAV hoạt động vùng nguy hiểm, xâm nhập vào không phận để trinh sát theo dõi đối phương, trực tiếp cơng mục tiêu cần thiết

Hiện nay, vai trò quan trọng UAV trinh sát, giám sát chiến trường, chuyển tiếp thông tin, tác chiến điện tử thị mục tiêu Được trang bị thiết bị đại như: Camera quang điện tử, hồng ngoại, rada, thiết bị vô tuyến, sensor phương tiện điện tử khác , liệu thu từ UAV tạo lợi đáng kể để xác định thông tin mục tiêu công cho loại vũ khí

5/2002 Mỹ, mở kỷ nguyên cho UCAV Điều hứa hẹn tương lai gần UCAV dằn thay máy bay chiến đấu có người lái

Trong chờ đợi UCAV hệ X-45, quân đội Mỹ trang bị vũ khí cho UAV làm nhiệm vụ trinh sát, biến chúng thành phương tiện công UAV Predator RQ1 trang bị hai tên lửa chống tăng Hellfire cánh tiêu diệt số thành viên Al-Qaeda chiến Afganistan

Trong hoạt động dân sự, UAV chứng tỏ vai trị nhiệm vụ chuyển tiếp thơng tin, quan sát bờ biển, giám sát môi trường, chống buôn lậu, cứu hộ cứu nạn Đặc biệt nhiệm vụ giám sát biên giới chống buôn lậu, biên phòng hải quan Mỹ sử dụng UAV Predator MQ-9 Reapers để giám sát biên giới Mỹ Mexico Kết quả, tháng UAV phát hon 2000 người nhập cư trái phép cần sa

2.2 Tình hình nghiên cứu phát triển UAV giới 2.2.1 Phát triển UAV số nước giới

Do ưu điểm lợi ích mà UAV mang lại, giới có nhiều quốc gia nghiên cứu phát triển UAV, chủ yếu để phục vụ cho mục đích qn sau số ứng dụng dân Các quốc gia đầu lĩnh vực gồm có Israel, Mỹ, Nga, Trung Quốc, Iran

a UAV Israel

Hiện nay, Israel coi nước tiên phong dẫn đầu giới lĩnh vực UAV Chính xung đột kéo dài nhiều năm với người Palestin dẫn tới q trình mở rộng vai trị UAV phát triển học thuyết tác chiến với phương tiện Không quân Israel (LAF - Israel Aerial Force) quan chịu trách nhiệm vận hành toàn số UAV tồn lực lượng quốc phịng Israel (IDF - Israel Defence Forces)

Bên cạnh phương tiện UAV làm nhiệm vụ trinh sát, IAF đưa chương trình Eitan nhằm phát triển UCAV Nổi bật số UAV Heron II có chuyến bay năm 2006 Các UAV cỡ nhỏ dùng cho lực lượng mặt đất IDF quan tâm Chương trình phát triển UAV loại IDF khởi xướng cuối năm 2006

Hiện nay, ngành công nghiệp UAV Israel đặt trọng tâm vào thị trường quốc tế Ngoài Mỹ, nơi UAV Israel thành công việc xâm nhập thị trường, năm gần đánh dấu bước tăng trưởng đáng ghi nhận lĩnh vực phân phối UAV Israel khắp giới Các công ty Israel dành hợp đồng phát triển UAV nhiều quốc gia, bật số việc công ty Elbit liên doanh với Thales Anh dành hợp đồng phát triển hệ thống Watchkeeper Anh, hay việc công ty IAI liên kết với EADS Dassault để phát triển máy bay EuroMALE Các công ty Israel chiếm lĩnh thị trường UAV tai Ấn Độ Châu Phi nơi lên thị trường tiềm

b UAV Mỹ

Cơng nghệ vấn đề then chốt đối đường mà Mỹ dự kiến cho việc phát triển ứng dụng UAV Người Mỹ đưa thuật ngữ “hệ thống phương tiện bay không người lái ” (UAS - Unmanned Aircraft System) để nhấn mạnh hệ thống bao gồm máy bay hãng thiết bị bảo đảm cho

Mỹ đặc biệt quan tâm đến việc phát triển phương tiện bay tí hon (MAV - Micro Aerial Vehicle) nhu cầu phải trang bị UAV xuống đến cấp trung đội Để thực hiện, người ta nghiên cứu ứng dụng công nghệ nano, mặt khác nghiên cứu giới côn trùng mô theo hoạt động bay chúng

chủ yếu UAV Mỹ điều kiện Trong số UAV trang bị vũ khí, làm nhiệm vụ máy bay chiến đấu không người lái Đây xu tất yếu tương lai không xa nữa, đặc biệt sau thành công chuyến bay thử nghiệm loại UCAV X-45 tháng 5/2005

Với nhiều dự án thực chuẩn bị áp dụng rộng rãi vào năm 2010, quân đội Mỹ có lực lượng UAV hùng hậu Đó sở để đưa phương pháp tác chiến dựa nhiều vào phương tiện

c UAV Châu Âu

Châu Âu đánh giá đứng thứ sau Israel Mỹ lĩnh vực nghiên cứu ứng dụng UAV.Hàng loạt quốc gia Châu Âu bắt đầu triển khai chương trinh nghiên cứu phát triển UAV hệ đặc biệt UCAV Điều thể nỗ lực lớn Châu Âu nhằm thực mong muốn sử dụng UAV thay cho máy bay có người lái Dự án phát triển UAV Watchkeeper quốc phòng Anh ví dụ Nước Anh chọn chọn công ty Elbit Israel kết hợp với Thales UK để thực dự án UAV theo mô tả có khả giám sát liên tục hàng tuần lễ, thời hạn đưa vào hoạt động vào khoảng năm 2009-2010

Ở Italia, công ty Alenia Aeronasutica Italia tiến hành chương trình phát triển máy bay UCAV gọi Sky-X, bay thử thành công vào tháng 5/2005 Công ty Galileo Avionics Italia đạt thành công định lĩnh vực thương mại với biến thể UAV cất, hạ cánh thẳng đứng Camcopter.Các UAV loại trang bị cho lực lượng quốc phòng Áo, Ai Cập, Đức, Anh Mỹ

Tại Đức, hai công ty Rheinmetall EMT, thiết kế phát triển UAV khách hàng họ lục qn Đức Trong bật UAV tầm gàn Luna EMT, hệ thống sử dụng tác chiến chiến trường Coxovo Apganixtan Ngồi cịn có dự án phát triển UAV Barrakuda công ty EADS Barrakuda có chuyến bay thử vào tháng 2/2006, UCAV tiên tiến có khả tàng hình

d UAV Nga

Nga nước lớn với sở công nghiệp hàng khơng vũ trụ phát triển.Tuy nhiên, cơng trình nghiên cứu Nga lĩnh vực UAV thụt lùi nhiều so với tất nước tích cực phát triển lĩnh vực này.Tuy nhiên chiến Chechnya, nỗ lực lấy lại vị vốn có quân thúc đẩy việc nghiên cứu sử dụng UAV Nga Những năm 1960, UAV Nga chủ yếu phòng nghiên cứu Tupolev phát triển, điển loại Tu-123, Tu-143, Tu-243 Đây lực lượng UAV nịng cốt khơng qn Nga đến tận năm 1990.Tuy nhiên, UAV hạng nặng, cồng kềnh, phức tạp, không linh hoạt mặt chiến thuật cần sở hạ tầng bảo đảm to lớn Khắc phục điểm yếu hệ thống UAV Nga, từ năm 1980 phòng thiết kế Yakovlev - Viện nghiên cứu Kulon bắt đầu cơng trình phát triển UAV cấp chiến thuật mang tên Pchela DPLA-60 Pchela bước tiến lớn thực tiễn chế tạo UAV Nga, sử dụng cấp đại đội nhằm bảo đảm chi viện cho cụm quân nhỏ chiến trường.Phiên tiên tiến DPLA-61 Shmel-1 sử dụng quy mô nhỏ vào cuối năm 1980

Từ thời điểm năm 1995 toàn hoạt động nghiên cứu UAV Nga bị đình lại thiếu kinh phí Tuy nhiên, lên số dự án phát triển nhiều triển vọng.IRKUT Corporation, công ty tiếp nhận phịng thiết kế Yakovlev năm 2004 có dự án phát triển UAV đáng ý IRKUT chủ trương sử dụng phương tiện bay có sẵn, đặt tập trung nghiên cứu công nghệ sensor nối mạng quan trọng, coi vấn đề cốt lõi UAV đại Nổi bật dự án chế tạo UAV Irkut 850 dựa hên tàu lượn có động Stremme S10-VT, hay dự án liên doanh với công ty Aermacchi Italia, phát triển UCAV dựa mẫu máy bay huấn luyện tiên tiến Yak130

tương xứng

e UAV Trung Quốc

Là nước sau, nhiên hoạt động nghiên cứu phát triển UAV Trung Quốc, theo chiều rộng lẫn chiều sâu, có quy mơ đáng kể Tồn ngành cơng nghiệp hàng không, viện nghiên cứu hàng không vũ trụ lẫn trường đại học nước tiến hành nghiên cứu chế tạo UAV

Những UAV sử dụng Trung Quốc mẫu thiết kế chép lại Mỹ Liên Xơ (cũ), sử dụng theo mục đích khác với thiết kế ban đầu Tuy nhiên, Trung Quốc nhanh chóng nhận tiềm to lớn UAV hai lĩnh vực quân dân sự, từ Trung Quốc tiến hành nhiều cơng trình nghiên cứu chế tạo UAV

Giữa năm 1990, Trung Quốc thành công việc chế tạo UAV làm nhiệm vụ giám sát chiến thuật đầu tiên.Đến năm 2002, đời UAV ASN-207 cho thấy lớn mạnh nhanh chóng UAV Trung Quốc Các trường đại học Trung Quốc tham gia tích cực vào nghiên cứu UAV, sản phẩm trường đại học chủ yếu UAV lên thẳng cỡ nhỏ Soar Bird Trường đại học Nam Kinh, M-22 Trường đại học Bắc Kinh

Gần đây, Trung Quốc bắt đầu xúc tiến nghiên cứu UCAV Nổi bật chương trình nghiên cứu WZ-2000 tập đồn đồn Hàng khơng Vũ trụ Quý Châu (QAIG), UAV cao tốc, sở để phát triển UCAV

2.2.2 Phân loại UAV

Có nhiều cách phân loại UAV Theo phương pháp bay UAV, có loại: trực thăng, cánh bằng, đĩa bay Phân loại theo loại động sử dụng: động phản lực, động pit-tông, động điện Theo nhiên liệu sử dụng: xăng, dầu, cồn, ắc quy Tuy nhiên theo phạm vi thời gian hoạt động, UAV giới quân Mỹ chia làm loại sau:

a UAV bay lâu - độ cao lớn (HALE- Hight Altitude Long Endurance)

Được trang bị camera quang, hồng ngoại rada, RQ4 gửi ảnh trung tâm, cung cấp cho huy chiến trường hình ảnh gần thực với độ phân giải cao qua kênh vệ tinh Giá Global Hawk ước tính khoảng 15 triệu USD

b UAV bay lâu - độ cao trung bình (MALEMedium Altitude Long Endurance)

UAV loại MALE có trần bay từ 2000m - 4000m Điển hình phải kể tới Predator RQ1 (hình 1.2) hãng General Atomic (Mỹ) chế tạo Rẻ nhỏ nhiều so với Global Hawk RQ4, Predator RQ1 cung cấp video thời gian gần thực ngày lẫn đêm qua kênh vệ tinh

Hình 2.2 Predator MQ-1 trang bị tên lửa chống tăng Hellfire

Sải cánh 12.7 m

Chiều dài 8.14 m

Trọng lượng mang tải 686 kg

Tốc độ hành trình 130 km/h

Trần bay 7600 m

Thời gian bay tối đa 24

Hình 2.1 Global Hawk RQ4 (Northrop Grumman)

Sải cánh 35.4 m

Chiều dài 13.5 m

Chiều cao 4.6 m

Trọng lượng rỗng 2850 kg

Trọng lượng mang

tải 10400 kg

Tốc độ hành trình 650 km/h

Trần bay 20000 m

Thời gian bay tối

Predator quân đội Mỹ sử dụng lần chiến trường Bosnia năm 1995, để trinh sát, cảnh giới, giám sát chiến trường Predator trang bị tên lửa chống tăng AGM-114 Hellfire chuyển thành máy bay công cần thiết

c UAV bay siêu lâu (ULE - Ultra Long Endurance)

Hình 2.3 UAV bay siêu lâu Helios

Hình 2.4 UAV Aerosonde

Hai UAV tiêu biểu cho loại phải kể đến Helios (hình 1.3) Aerosonde (hình 1.4) Tháng 8/2001, Helios thực chuyến bay thành công đầu tiên, bay độ cao 30000m, sử dụng pin mặt trời, thời gian hoạt động lên đến tháng, có tính tương đương với vệ tinh địa tĩnh Cịn Aerosonde có khả bay vượt Đại Tây Dương, ứng dụng nghiên cứu khí tượng

d UAV cất hạ cánh thẳng đứng (VTOL - Vertical Take-Off and Landing)

Hình 2.5 UAV Cam-Copter S-100

Đường kính cánh quạt

chính 3,09 m

Đường kính cánh quạt

đi 0,5 m

Chiều cao 0,8 m

Trọng lượng rỗng 43 Kg

Trọng lượng cất cánh 68 Kg

Tốc độ hành trình tối đa 90 km/h

Bán kính hoạt động 10 km

Thời gian bay tối đa

Cam-Copter S-100 công ty Galileo Avionics Italia nghiên cứu phát triển, sử dụng cho quân dân sự, cất cánh hạ cánh thẳng đứng cách tự động Cam-Copter S-100 lục quân tư lệnh thơng tin điện tử Mỹ sử dụng

Hình 2.6 UAV Cypher

Đường kính 1,89 m

Độ dài thân 0,55 m

Trọng lượng rỗng 75 Kg

Trọng lượng cất cánh tối đa 113 Kg

Tốc độ hành trình 130 km/h

Trần bay 2440 m

Bán kính hoạt động 30 km

Thời gian bay 2,5

Tuy nhiên, Cypher (hình 1.6) UAV loại VTOL biết đến nhiều nhất, chủ yếu sử dụng hoạt động cảnh giới an ninh nội địa, chống lại nhóm người khơng vũ trang Đây UAV hồn tồn tự động, tự cất cánh theo phương thẳng đứng Cypher trang bị camera thị tần, hồng ngoại, cảm biến hố học, cảm biến từ tính, âm vũ khí phi sát thương

Việc sử dụng UAV mini thức cơng bố lần đầu năm 2003 phi đội bảo vệ lực lượng viễn chinh không quân Mỹ triển khai phương tiện bay cảnh giới không bảo vệ lực lượng Afganistan Iraq Một loại UAV mini quân đội Mỹ sử dụng hai chiến trường Pointer (hình 1.7-trái) hãng Aero Vironment Loại UAV có trọng lượng 4kg, phóng tay, trang bị camera hồng ngoại quang học

Một UAV mini khác hay nhắc tới Skylite B (hình 1.7-phải) có sải cánh 240cm, thời gian bay 90 phút có độ cao hoạt động 300-2000 feet,nó thiết kế hoạt động điều kiện thời tiết xấu, kể điều kiện gió mạnh Skylite B nặng 650g, vận tốc bay 35 - 70 km/h

Hình 2.7 UAV Pointer UAV Skylite B f UAV tí hon (MAV - Micro Aerial Vihicles)

Sự tiến công nghệ nano cho phép người ta chế tạo MAV có kích thước cm, có trang bị camera, chí thiết bị phân biệt mùi Một số MAV mang theo mồi ga nhỏ để chuyển sang tiến công cần thiết Hiện hạn chế công nghệ, MAV chủ yếu giai đoạn thử nghiệm Tiêu biểu cho loại là: Black Widow, Kolibri, Micro Star, Micro Bat

Ngoài cách phân loại theo phạm vi thời gian hoạt động phân

loại theo mục đích sử dụng cách thức phổ biến Theo cách phân chia UAV chia thành loại:

• UAV làm nhiệm vụ trình sát thị mục tiêu: xu hướng chiến tranh từ xa, không tiếp xúc trực tiếp, UAV phương tiện chủ yếu để phát xác định xác tính chất mục tiêu đối phương mà không cần trực tiếp sử dụng người

• UAV làm nhiệm vụ sát thương: UAV trang bị vũ khí, phát trực tiếp cơng mục tiêu, thực nhiệm vụ tương đương với máy bay có người lái

• UAV thực tác chiến điện tử: thời đại chiến tranh thông tin, UAV xem phương tiện vô hiệu tham gia chế áp điện tử gây nhiễu cho đối phương.UAV cịn thực nhiệm vụ phát định vị mục tiêu xạ vô tuyến đối phương thông báo cho lực lượng hỏa lực công

• UAV đổi phó với hệ thống phịng khơng: với trận địa mà hệ thống phịng khơng đối phương bố trí theo nhiều tầng, nhiều lớp, nhờ ưu điểm kích thước nhỏ, khó phát hiện, UAV phương tiện vô lợi hại so với máy bay có người lái

2.3 Tình hình nghiên cứu phát triển UAV nước ta 2.3.1 Phát triển máy bay mơ hình Việt Nam

Ban đầu loại mục tiêu bay M94 (hình 2.9) Đây loại mục tiêu nhỏ dựa mơ hình máy bay dùng thể thao, khung chế tạo loại gỗ nhẹ bên dán phủ loại giấy nilơng để tạo độ phẳng khí động Nay kỹ thuật phát triển, trọng lượng M94 giảm đáng kể

Sải cánh 1,5 m

Chiều dài 1,4 m

Trọng lượng mang

tải kg

Tốc độ bay 70 km/h

Trần bay 300-400 m

Cự ly hoạt động 2000 m

Trước yêu cầu nâng cao chất lượng huấn luyện cho đội, từ năm 1994 Bộ Tư Lệnh Quân Chủng PKKQ đặt yêu cầu phải tạo loại mục tiêu có kích thước lớn hơn, tốc độ nhanh hơn, tương ứng với tính loại pháo phịng khơng, tên lửa vác vai tầm trung Nhóm nghiên cứu thuộc Ban nghiên cứu mục tiêu Quân chủng phối hợp với Trung tâm Polime trường đại học Bách khoa Hà Nội, tập trung nghiên cứu ứng dụng công nghệ vật liệu tổng hợp Composite vào lĩnh vực chế tạo thân vỏ Năm 1996, mục tiêu M96-A (hình 2.10) đưa vào sử dụng

Sải cánh 2,2 m

Chiều dài 1,55 m

Trọng luợng

mang tải 8kg

Tốc độ bay 90 km/h

Trần bay 500-700 m

Cự ly hoạt động 2000 m

Hình 2.9 Mục tiêu bay M94

Sau đó, để phục vụ huấn luyện bắn đạn thật cho loại tên lửa tầm trung, từ năm 1996 đến 1998, Quân chủng PKKQ chế tạo thử nghiệm thành cơng mục tiêu M-100 (hình 2.11).Đây loại mục tiêu có tốc độ bay nhanh hơn, độ cao lớn hơn, bay cự ly xa mục tiêu trước đây, bay đường bay dài thẳng

Sải cánh 2,8 m

Chiều dài 2,1 m

Trọng lượng mang tải 22 kg

Tốc độ bay 160 km/h

Trần bay 1200 m

Cự ly hoạt động 10000 m

Các loại mục tiêu bay M-94, M-96, M-100 nêu trên, đáp ứng tính kỹ chiến thuật loại vũ khí, khí tài phịng khơng, song có đặc điểm chung dẫn đường nhờ quan sát (bằng mắt thường thiết bị quang học), nên hạn chế là:

- Chỉ bay cự ly gần, tầm mắt phi công điều khiển mặt đất, phụ

thuộc nhiều vào điều kiện thời tiết, khí hậu, ngày, đêm.

- Khó điều khiển theo đường bay mong muốn, khơng đồng

chuyến bay đặc biệt phụ thuộc nhiều vào khả kinh nghiệm phi công mặt đất

- Chưa quản lý trạng thái, vị trí tham số máy bay nên rủi ro

trong bay khó kiểm sốt thường xun xảy

2.3.2 Nghiên cứu phát triển UAV

Để khắc phục nhược điểm loại UAV nói phát triển ứng dụng lĩnh vực khác, vào đầu năm 90, ý tưởng ban đầu việc xây dựng chương trình nghiên cứu UAV nhiều quan Nhà nước, Bộ Quốc phòng ấp ủ

Năm 1993, Quân chủng PKKQ đầu tư mua số tổ hợp UAV DF- 16 (Dragon Fly - 16) Israel Năm 2001, dự án “Thiết kế, chế tạo mục tiêu bay không người lái cho máy bay tên lửa bắn tập” bắt đầu triển khai

Hình 2.12 Mục tiêu bay M100-CT

Sải cánh

3,0 m

Chiều dài 2,3 m

Trọng lượng mang tải 32 kg

Tốc độ bay 180 km/h

Trần bay 2000 m

Cự ly hoạt động 30 km

Đến năm 2004, Ban Nghiên cứu mục tiêu (Viện KT QKKQ) công bố mục tiêu bay khơng người lái M100-CT (hình 1.12) bay theo chương trình định trước Sau đó, nhu cầu huấn luyện không quân, loại mục tiêu không người lái có trần bay cao hơn, tốc độ nhanh hơn, thời gian bay lâu đặt Cuối năm 2005, M400-CT (hình 1.13) thực chuyến bay thành công, thời gian bay tối đa khoảng 90 phút, tính khơng thua loại DF-16 mua Israel trước

Hình 2.13 Mục tiêu bay M400-CT

Sải cánh 3,2 m

Chiều dài 2,8 m

Trọng lượng mang tải 90 kg

Tốc độ bay 320 km/h

Trần bay 3000 m

CHƯƠNG 3: CÁC VẤN ĐỀ CƠ BẢN VỀ CƠ HỌC BAY CỦA UAV

3.1 Các hệ tọa độ thường dùng

Khi xem xét chuyển động phải xem xét hệ trục toạ độ định Việc chọn hệ trục toạ độ phù hợp giúp dễ dàng phân tích, tính tốn chuyển động UAV mặt phẳng không gian

Trong động lực học bay, người ta sử dụng hệ trục toạ độ sau: - Hệ trục toạ độ mặt đất

- Hệ trục toạ độ tốc độ - Hệ trục toạ độ liên kết

- Hệ trục toạ độ tốc độ thẳng đứng

3.1.1 Hệ toạ độ mặt đất O0x0y0z0

- Gốc toạ độ O0: điểm nằm mặt đất (thường chọn điểm bắt đầu chạy đà)

- Trục O0x0: nằm mặt phẳng ngang, có hướng tuỳ chọn

- Trục O0y0: vng góc với mặt phẳng ngang, có chiều hướng lên

- Trục O0z0: vng góc với mặt phẳng O0x0y0, có chiều tạo với Ox0, Oy0 hệ

tọa độ thuận

Ý nghĩa: Hệ tọa độ tốc độ mặt đất hệ tọa độ cố định sử dụng cần xác định độ cao quãng đường bay UAV

3.1.2 Hệ trục toạ độ tốc độ Oxcyczc

- Gốc toạ độ O: trùng với trọng tâm UAV

- Trục Oxc: hướng theo véc tơ tốc độ bay V



- Trục Oyc: vng góc với Oxc nằm mặt phẳng đối xứng UAV

- Trục Ozc: vng góc với mặt phẳng Oxcyczc tạo với trục Oxc, Oyc thành hệ tọa

độ thuận (Trục Ozc hướng sang cánh phải)

Ý nghĩa: Hệ tọa độ tốc độ hệ tọa độ di động gắn với UAV, sử dụng xem xét thành phần lực khí động

3.1.3 Hệ trục toạ độ tốc độ thẳng đứng Oxyz

- Gốc toạ độ O: trùng với trọng tâm UAV

- Trục Ox: hướng theo véc tơ tốc độ bay V

- Trục Oy: vng góc với Oxc nằm mặt phẳng thẳng đứng, chứa trục dọc UAV

- Trục Oz: vng góc với mặt phẳng Oxyz tạo với trục Ox, Oy thành hệ tọa độ thuận (Trục Oz hướng sang cánh phải)

3.1.4 Hệ trục toạ độ liên kết Ox1y1z1

- Gốc toạ độ O: trùng với trọng tâm UAV

- Trục Ox1: trùng với trục dọc UAV

- Trục Oy1: vng góc với Ox1 nằm mặt phẳng đối xứng UAV

- Trục Oz1: vng góc với mặt phẳng Ox1y1z1 tạo với trục Ox1, Oy1 thành hệ

tọa độ thuận (Trục Oz1 hướng sang cánh phải)

Ý nghĩa: Hệ tọa độ liên kết hệ tọa độ di động gắn với UAV, sử dụng nghiên cứu chuyển động quay UAV, xác định mơ men khí động UAV

Hình 3.1 Các hệ trục tọa độ

3.2 Các góc xác định trạng thái quỹ đạo bay

Để xác định trạng thái UAV với dòng khí quỹ đạo bay, ta cần biết số góc định: Góc tấn, góc trượt cạnh, góc nghiêng quỹ đạo, góc xoay quỹ đạo, góc chúc ngóc, góc đổi hướng bay, góc nghiêng UAV

z0

y0

z yC

y1 y

x1

x ≡xC

x0

zC z

O0

3.2.1 Góc α

Là góc trục dọc UAV hình chiếu véc tơ tốc độ UAV lên mặt phẳng đối xứng cửa UAV

Góc α > véc tơ V nằm

mặt phẳng đối xứng

Hình 3.2 Góc α

3.2.2 Góc trượt cạnh β

Là góc véc tơ tốc độ UAV mặt phẳng đối xứng UAV

Góc β> véc tơ V nằm bên phải mặt phẳng đối xứng

y1

x1

x

z1

β>0 Mp đối xứng

3.2.3 Góc nghiêng quỹ đạo θ

Là góc véc tơ tốc độ UAV mặt phẳng ngang (mặt phẳng Oxozo)

Góc θ > V nằm mặt phẳng ngang

3.2.4 Góc xoay quỹ đạo φ

Là góc hình chiếu véc tơ tốc độ UAV lên mặt phẳng ngang với trục Oxo

Góc φ> hình chiếu nằm bên trái trục Oxo

y0

x0

z0

y x,V

z φ<0 y0

x0

z0

y x,V

z θ>0

Hình 3.4 Góc nghiêng quỹ đạoθ

3.2.5 Góc chúc ngóc 𝝑

Là góc trục dọc UAV Ox1 mặt phẳng ngang (mặt phẳng Oxozo)

Góc 𝜗> véc tơ Ox1 nằm mặt phẳng ngang

3.2.6 Góc đổi hướng bay ψ

Là góc hình chiếu trục dọc UAV Ox1 mặt phẳng ngang với trục Oxo

Góc ψ > hình chiếu nằm bên trái trục Oxo

y0

x0

z0

y1

x1

z1

υ>0

y0

x0 z0

y1

x1

z1 ψ<0

Hình 3.6 Góc chúc ngóc

3.2.7 Góc nghiêng UAV γ

Là góc mặt phẳng đối xứng mặt phẳng thẳng đứng chứa trục dọc UAV.Góc γ> cánh phải UAV nghiêng xuống

Hình 2.8:

3.3 Các dạng chuyển động UAV

Khác với loại máy bay không điều khiển thường xét chuyển động tịnh tiến tâm khối, chuyển động UAV chuyển động tịnh tiến tâm khối phải xét chuyển động quay UAV so với hệ tọa độ nói Để phân tích định tính định lượng sơ bộ, người ta thường phân biệt số dạng chuyển động đây:

- Chuyển động (còn gọi chuyển động định trước) chuyển động theo quỹ

đạo định trước với tham số chuyển động cho trước

- Chuyển động ổn lập (còn gọi chuyển động xác lập thiết lập) chuyển

động có tham số động hình học, trước tiên tốc độ bay không thay đổi hay thay đổi không đáng kể

- Chuyển động cận ổn lập chuyển động coi ổn lập với sai số

định

- Chuyển động khơng ổn lập chuyển động có tham số động hình học thay

đổi tương đối nhanh, tốc độ bay độ cao bay

Khi phân tích định tính định lượng sơ người ta thường lấy chuyển động làm sở để tuyến tính hóa “đơng cứng” đặc trưng động học chuyển động thực UAV xung quanh chuyển động coi chuyển động cận ổn lập Tuy nhiên, ngày với phát triển mạnh mẽ công nghệ thông tin

y

z

z1 y1 γ>0

phương pháp số, giải trực tiếp tốn chuyển động UAV mà khơng thiết phải sử dụng phương pháp gần nói

Ở cần nhắc lại số kiến thức sở lý thuyết:

Điều kiện để trì chuyển động thẳng vật rắn tổng véc tơ hình chiếu tất ngoại lực xuống mặt phẳng pháp tuyến với quỹ đạo

Điều kiện để tạo chuyển động cong (với bán kính cong tức thời R) thiết

phải có lực pháp tuyến theo phương quỹ đạo Fn =𝑚𝑉

2

𝑅 để tạo gia tốc pháp tuyến

Wn = 𝐹𝑛

𝑚 = 𝑉2

𝑅 (1)

Gia tốc thường tính theo hệ số tải pháp tuyến nn = 𝑤𝑛

𝑔 g = 9,81 m/s

2

Từ (1) có: nn= 𝐹𝑛 ∗

𝑚𝑔= 𝐹𝑛∗

𝐺 , G trọng lượng vật chuyển động, 𝐹𝑛

∗ tổng

tất ngoại lực pháp tuyến không kể trọng lực Như vậy, ví dụ nói tên lửa

có m = 10kg (G≈100N) bay cong mặt phẳng ngang với tải pháp tuyến

10 phải hiểu tổng véc tơ tất lực pháp tuyến tác dụng lên tên lửa 1000N

Từ cơng thức (1) có nhận xét muốn tạo độ cong quỹ đạo (bán kính R) bay với tốc độ lớn gấp đơi cần phải có q tải pháp tuyến lớn gấp bốn lần

3.4 Các lực mơmen khí động học 3.4.1 Các lực tác dụng lên UAV

Cũng vật khác, UAV chuyển động không gian chịu tác dụng Lực mặt Lực khối

- Lực mặt: Lực khí động tồn phần R, lực đẩy động P

- Lực khối: trọng lực G

a Lực khí động toàn phần R

- Điểm đặt: trọng tâm O UAV

- Độ lớn: V .C .S

2 1

R   R

Trong đó: CR- hệ số lực khí động tồn phần

ρ- mật độ khơng khí S: diện tích cánh UAV

Khi chiếu R lên hệ trục toạ độ tốc độ Oxcyczc ta thành phần

+ Lực nâng Y (=Ryc): thành phần lực khí động tồn phần chiếu lên trục

S q C S V C

Y y y

2

2

  

+ Lực cản X (=Rxc): thành phần lực khí động tồn phần chiếu lên trục

Oxc, đặt trọng tâm UAV, ngược chiều với tốc độ bay

Độ lớn: S C q.S

2 V C

X x

2

x 

 

Với góc α nhỏ, ta có:

2 y xo

xi xo

x C C C AC

C    

Cymax

Cy

αo 0 αtd αth α

Hình 3.10 Quan hệ Cx ,Cx0 với  M

+ Lực cạnh Z (=Rzc): thành phần lực khí động tồn phần chiếu lên trục

S q C S V C

Z z

2

z 

 

Khi góc trược cạnh β = 0, R nằm mặt phẳng đối xứng Khi Rzc=0 hay

lực cạnh Z=0 Thơng thường tính tốn góc β nhỏ người ta bỏ qua tác dụng lực cạnh

b Lực đẩy động P

- Điểm đặt: trọng tâm O UAV

- Phương trùng với trục dọc UAV, chiều hướng theo chiều chuyển động UAV

- Độ lớn: Để xác định độ lớn lực đẩy P người ta dựa vào đồ thị đặc tính

của động cơ:

Cx

αo αth α

Cxo

Mth M M

+ Đặc tính tiết lưu

+ Đặc tính tốc độ- độ cao

c Trọng lực G

- Điểm đặt: trọng tâm O UAV

- Phương vng góc với mặt phẳng ngang, chiều hướng xuống - Độ lớn: G= mg

Trong đó: m- khối lượng UAV

g: gia tốc trọng trường

Trong trình bay, trọng lực giảm dần có tiêu hao nhiên liệu

s

C . g dt dG

Trong đó: Cs- suất tiêu hao nhiên liệu theo giây [kg/s]

Hình 3.11 Các lực tác dụng lên UAV

3.4.2 Các mômen tác dụng lên UAV a Mô men dọc Mz

- Khái niệm: Mô men dọc Mz mô men làm UAV quay quanh trục Oz1

Dấu Mz xác định theo quy tắc kim đồng hồ: nhìn từ đầu trục Oz1,

máy bay quay quanh trục Oz1 theo chiều kim đồng hồ Mz>

Tức Mz> làm UAV ngóc lên

yc

Y

P x1

xc

V G

zc

- Công thức xác định:

A z

z S.b

2 V m

M   (1)

Trong đó: mz- Hệ số mơ men dọc

bA- chiều dài dây cung khí động trung bình cánh

- Ngun nhân hình thành: Mơ men dọc Mz sinh

+ Tiêu điểm khí động khơng trùng với tâm áp + Nghiêng cánh lái độ cao

+ Các lực nâng, lực cản lực đẩy không qua trọng tâm UAV

Nếu xét trường hợp đơn giản, Mz xác định theo công thức:

Mz= Mz0+ MzY+ MzδB (2)

Trong đó: Mz0- Mô men dọc lực nâng

MzY- Mô men dọc lực nâng sinh

MzδB- Mô men dọc nghiêng cánh lái độ cao

Hình 3.12 Momen dọc Mz

Từ hình vẽ ta có:

 

B B.x

Y x

x Y M

Mz  z0 T  F    (3)

→ mz mz0 CyxF xTmzB.B (4)

Trong đó:

xT, xF- vị trí trọng tâm, tiêu điểm KĐ so với mép trước prôphin cánh

A F F A T T

b x x , b x

x  

δB- góc lệch cánh lái độ cao

y1

Y R

bA

xF

xT

MzY

Mz0

X

B

z

m - đạo hàm hệ số mô men theo δB

b Mô men ngang Mx

- Khái niệm: Mô men ngang Mx mô men làm UAV quay quanh trục Ox1

Dấu Mx xác định theo quy tắc kim đồng hồ: nhìn từ đầu trục Ox1,

UAV quay quanh trục Ox1 theo chiều kim đồng hồ Mx>

Tức Mx> làm UAV nghiêng sang phải

- Cơng thức xác định: l S V m M

2 x x



 (5)

Trong đó: mx- Hệ số mơ men ngang

l- Sải cánh UAV

- Nguyên nhân hình thành: Mơ men ngang Mx sinh do:

+ UAV bị trượt cạnh

+ UAV nghiêng cánh lái liệng + UAV nghiêng cánh lái hướng

Tức Mx xác định theo công thức:

H

l x

x x

x M M M

M       (6)

Trong đó: Mx- Mơ men ngang trượt cạnh

l

x

M  - Mô men ngang nghiêng cánh lái liệng

H

x

→ mx mx.mzl.lmxH.H (7) Trong đó:

H l,

, 

 - Góc trượt cạnh, góc nghiêng cánh lái liệng, cánh lái hướng

H l

y y y,m ,m

m   - đạo hàm hệ số mô men ngang theo ,l,H

c Mô men hướng My

- Khái niệm: Mô men hướng My mô men làm UAV quay quanh trục Oy1

Dấu My xác định theo quy tắc kim đồng hồ: nhìn từ đầu trục Oy1,

UAV quay quanh trục Oy1 theo chiều kim đồng hồ My>

Tức My> làm UAV quay đầu sang phải

- Công thức xác định: l S V m M

2 y y



 (5)

Trong đó: my- Hệ số mơ men hướng

l- Sải cánh UAV

- Nguyên nhân hình thành: Mô men hướng My sinh do:

+ UAV bị trượt cạnh

+ UAV nghiêng cánh lái liệng + UAV nghiêng cánh lái hướng

Mx

H M

x

y1

z1

DYF

ZH

V



H

Mxl Z

DYT

O z1

O Z

ZH

DXF

DXT

Mx H

My

Myl x1

Tức Mx xác định theo công thức:

H

l x

x x

x M M M

M       (6)

Trong đó: Mx- Mơ men hướng trượt cạnh

l

x

M  - Mô men hướng nghiêng cánh lái liệng

H

x

M  - Mô men hướng nghiêng cánh lái hướng

→ my my.myl.l myH.H (7)

Trong đó:

H l,

, 

 - Góc trượt cạnh, góc nghiêng cánh lái liệng, cánh lái hướng

H l

y y y,m ,m

m   - đạo hàm hệ số mô men hướng theo ,l,H

Thông thường, chênh lệch lực cảnh không lớn nghiêng cánh lái liệng, nên xác định mô men hướng bỏ qua thành phần

3.5 Khí nhiễu động khí

Khí lớp khí bao quanh trái đất Khối lượng riêng ρH khí giảm

rất nhanh theo độ cao H > 40Km bỏ qua ảnh hưởng khơng khí Nhiệt

độ khí TH giảm khoảng 6,50C tăng độ cao 1000m Theo khí

chuẩn quốc tế lên đến H = 11000m TH = 216,60K áp suất PH nhỏ lần so

với P mặt đất

Theo tài liệu khí tượng thơng thường gradient pH, ρH TH theo mặt

phẳng nằm ngang (Oxgzg) không đáng kể so với gradient theo chiều cao Oyg Vậy

sao “đời thường” người ta hay nói có “ổ gà” khơng? Đó thực nhiễu động khí gây Vì vậy, xét chuyển động UAV khí thiết phải xét đến nhiễu động

Nhiễu động khí thực chất chuyển động khối khơng khí, tức gió Trong trường hợp tổng quát véc tơ tốc độ gió W hàm phức tạp theo không gian thời gian:

W = W (x0, y0, z0, t)

Vectơ tốc độ gió trường hợp tổng quát có hướng tùy ý khơng

gian, phân tích thành phần Wxo, Wyo, Wzo (theo hệ tọa độ mặt đất

O0x0y0z0) Bản thân thành phần phụ thuộc theo không gian thời gian

Wxo = Wxo (xo, yo, zo, t) Wyo = Wyo (xo, yo, zo, t)

Wzo = Wzo (xo, yo, zo, t)

Góc hướng gió ψw góc trục Oxo với hình chiếu véc tơ tốc độ gió

ngược (-W) xuống mặt phẳng Oxozo Góc nghiêng gió θw góc véc tơ W với

CHƯƠNG 4: HỆ PHƯƠNG TRÌNH CHUYỂN ĐỘNG CỦA UAV

4.1 Bài toán chuyển động UAV 4.1.1 Các giả thiết

Trong phạm vi đồ án ta không xét đến vấn đề độ bền, biến dạng dao động kết cấu UAV Vấn đề quan tâm chuyển động tâm khối UAV chuyển động quay quanh tâm khối Vì vậy, giới hạn tốn phạm vi chuyển động vật rắn có bậc tự (3 chuyển động tịnh tiến chuyển động quay) Giả thiết phù hợp với thực tiễn phần lớn trường hợp tài liệu sử dụng Tuy nhiên, số trường hợp, xét dạng UAV có độ cứng vững không cao (cánh dài, thân dài ) xét tốn bố trí vị trí lắp đặt cảm biến quán tính (để khử ảnh hưởng dao động riêng kết cấu đàn hồi đến vòng điều khiển chuyển động UAV) thiết phải xét mơ hình UAV hệ đàn hồi Bài tốn vượt ngồi phạm vi nghiên cứu đồ án

Mơi trường khơng khí có nhiễu động, nhiên, quy mơ nhiễu động thơng thường có kích thước lớn nhiều lần so với kích thước UAV, có nghĩa thời điểm định xét ảnh hưởng nhiễu động khí trường gió đồng tác động lên tất phần UAV Ngồi ra, có gió mạnh bão UAV khơng sử dụng.Vì vậy, giả thiết biên độ W0

trường gió nhỏ nhiều so với tốc độ chuyển động UAV, tức 𝑊0

𝑉𝑘<<1 Ta không xét chuyển động UAV mơi trường pha (bay có mưa)

Độ cong bề mặt trái đất, tốc độ quay trái đất thay đổi gia tốc trọng trường g, đáng kể xét UAV với cự ly hoạt động lớn khoảng vài trăm km trở lên Trong phạm vi đồ án xét với UAV hoạt động khí với cự ly khơng q vài trăm km, coi bề mặt trái đất mặt phẳng cố định, gia tốc g =

const, hệ tọa độ mặt đất O0x0y0z0 hệ tọa độ quán tính phương thẳng đứng cục

Oyg gắn với tâm khối UAV song song với phương thẳng đứng Oy0 điểm xuất

phát Giả thiết dẫn đến sai số đáng kể xét độ cao bay so với mặt đất (sai số đến hàng trăm mét bay xa vài chục km) Tuy nhiên, riêng kênh điều khiển độ cao UAV bay chế độ ôtônôm vài chục km người ta bắt buộc

phải hiệu chỉnh độ cao quán tính (so với hệ tọa dộ O0x0y0z0) nguồn thông tin

bên ngồi (thiết bị đo cao vơ tuyến, đo cao khí áp thiết bị định vị thông tin từ GPS) Do giả thiết khơng dẫn đến sai số đáng kể Để toán xác định ta đặt

hệ tọa độ Oxg // O0x0 có nghĩa ba trục tương ứng song song với hệ tọa độ mặt đất

Trên UAV thường có hệ thống động lực Hệ thống ngồi lực đẩy có tác động lớn đến chuyển động UAV cịn có tác động phụ liên quan đến chuyển động quay UAV như:

- Momen quay cánh quạt, momen quay rôto động tuabin khí

(xuất có chuyển động quay UAV quanh trục khác với trục quay cánh quạt roto)

- Nhiên liệu lỏng UAV bị dao động (gây momen Cơriolis)

- Momen Côriolis luồng gây UAV có chuyển động quay quanh

trục khác với trục dọc

Trong phạm vi đồ án không xét đến tác động momen nói đến chuyển động UAV Giả thiết chấp nhận UAV thơng thường

có tốc độ góc wy, wz tương đối nhỏ (khơng q vài chục độ/s)

Các lực momen điều khiển phạm vi mơ hình khảo sát đề cập đến lực momen khí động học cánh lái tạo

Phân bố khối lượng UAV nói chung đối xứng momen qn tính Jx, Jy, Jz

quanh trục hệ tọa độ liên kết coi momen quanh trục quán tính

chính UAV bỏ qua momen quán tính Jxy, Jxz, Jyz

4.1.2 Bài toán chuyển động UAV đối tượng điều khiển

Với giả thiết nói toán chuyển động UAV đối tượng điều khiển đặt sau:

Cho trước yếu tố sau:

- Mơi trường khí quyển:

+ Các hàm khối lượng riêng, nhiệt độ, tốc độ âm độ nhớt động hình học phụ thuộc vào độ cao ρ(H), T(H), a(H), v(H)

+ Nhiễu động khí dạng tham số trường gió thay đổi theo khơng gian thời gian

- UAV vật rắn bậc tự do:

+ Có đặc trưng khí động lực học biết cho dạng bảng đồ thị + Có đặc trưng động biết

+ Có phân bố khối lượng cho trước phân bố biến đổi theo lượng nhiên liệu cịn lại UAV, từ thời điểm tính khối lượng m, vị trí tâm khối xt, momen quán tính Jx, Jy Jz

- Các cánh lái độ cao δc, cánh lái hướng δh, cánh liệng δl chuyển động theo

các hàm cho trước

Nhiệm vụ toán là:

- Xác định chuyển động tâm khối hệ tọa độ mặt đất: địa tốc Vk, độ cao

bay y0 = H, tọa độ x0, z0, góc nghiêng quỹ đạo θ, góc hướng quỹ đạo ψ

- Xác định chuyển động UAV quanh tâm khối: tốc độ góc ωx, ωy, ωz,

góc α, góc trượt β, góc nghiêng γ, γa, góc chúc ngóc, góc hướng ψ

4.2.Hệ phương trình chuyển động trọng tâm UAV 4.2.1 Các phương trình động lực học

Trong Vật lý ta nghiên cứu định luật Newton chuyển động, biểu thức định luật II Newton có dạng:

a . m F  

Trong đó: 

  n i i F

F  : tổng lực tác dụng lên vật

m: Khối lượng vật thể a



: Gia tốc chuyển động vật thể

Trong ĐLHB, để tránh trùng với ký hiệu tốc độ âm a, người ta ký hiệu gia tốc dt V d j  

 Tức UAV ta có phương trình:

   n i i F dt V d m   (1) Công thức (1) biểu thức định luật II Newton với máy bay xét hệ toạ độ mặt đất (cố định) O0x0y0z0 Để đơn giản q trình tính tốn thơng số

chuyển động máy bay, người ta thường sử dụng hệ toạ độ tốc độ thẳng đứng Oxyz Theo học lý thuyết, ta có cơng thức đổi hệ toạ độ sau:

V dt V d dt V d ~        

Trong đó:  - tốc độ góc quay hệ toạ độ Oxyz so với hệ toạ O0x0y0z0

(cũng tốc độ góc quay UAV)

dt V d

~



- gia tốc máy bay hệ tọa độ Oxyz Lúc phương trình (1) là:

               n i i ~ F V dt V d

m    (2)

Hình Hình chiếu V  lên hệ trục tọa độ Oxyz

* Hình chiếu V:

Vx= V; Vy= 0; Vz=

* Hình chiếu

Trong hình học phẳng ta biết vận tốc góc quay xác định thơng qua

góc chuyển động:

Với chuyển động UAV vận tốc góc quay xác định thông qua đạo

hàm góc quay quỹ đạo φ góc nghiêng quỹ đạo θ dt

d dt d dt

d     Ta thấy:

- Góc φ nằm mặt phẳng O0x0z0 nên

dt d

nằm trục O0y0

- Gócθnằm mặt phẳng O0xt Mà mp (O0xt) mp(Oxy) chứa Ox

mặt phẳng thẳng đứng nên chúng trùng góc θ nằm mặt phẳng Oxy Do

dt d

nằm trục Oz





dt d

  



Oo

yo

xo

zo

y

O

z

Quĩ đạo

φ θ

ωx

ωy

Vậy ta có: dt d cos dt d sin dt d z y x           

* Hình chiếu V:

z y x z y x V V V k j i

V   

         

Triển khai theo trục ta có:

   

   

 z  x y y x y x x z z x x z y y z z y x V k V V V V j V V V i V V V                                                     V dt d V dt dV j V dt d V dt dV j dt dV dt dV j x y z z x z y y x x cos      (3)

* Hình chiếu lực: + Trọng lực G:

Hình Trọng lực G y x, V G θ θ

//Ooxo

            0 G cos . G G sin . G G z y x (4)

+ Hình chiếu lực đẩy P lực khí động tồn phần R :

Trên hệ trục toạ độ tốc độ Oxcyczc ta có:

Hình Hình chiếu lực đẩy P lực khí động tồn phần R hệ trục toạ độ tốc độ Oxcyczc

          0 P sin P P cos P P zc yc xc          0 R Y R X R zc yc xc

Trên hệ trục toạ độ tốc độ thẳng đứng Oxyz ta có:

               sin cos sin cos cos yc z yc y xc x P P P P P P P P (5) O α P R Y X

V, xc

            sin cos Y R Y R X R R z y xc x (6)

Từ (3), (4), (5), (6) ta có biểu thức phương trình (2) chiếu lên trục hệ toạ độ tốc độ thẳng đứng Oxyz:

                  ) ( sin sin sin cos ) ( cos cos cos sin ) ( sin cos c Y a P dt d mV b G Y P dt d mV a G X P dt dV m           

4.2.2 Các phương trình động hình học

Các phương trình (a), (b), (c) cho phép ta xác định tính chất chuyển động V(t), θ(t), φ(t) cịn để xác định vị trí trọng tâm UAV không gian ta phải sử dụng phương trình động hình học

Thơng thường người ta xác định vị trí trọng tâm UAV khơng gian qua độ cao bay H, quãng đường bay L qua toạ độ UAV hệ toạ độ mặt đất

Hình 4 Quan hệ tọa độ trọng tâm với độ cao H quãng đường bay L zo

φ θ

xo

yo V

dH dL

dH= dS.sinθ dL= dS.cosθ Suy ra:   

 .cos

dt dS dt dL ; sin . dt dS dt dH ) e ( cos . V dt dL ) d ( sin V dt dH    

Mặt khác, ta có: dy0= dH dx0= dL.cosφ

dz0= dL.sinφ

Do đó: ) ( sin cos ) ( cos cos ) ( sin 0 i V dt dz h V dt dx g V dt dy        

Ngoài q trình bay, có tiêu hao nhiên liệu nên trọng lượng UAV giảm dần, để tính tốn tham số bay cần phải quan tâm đến phương trình là:

) (

.g f

C dt dG s  

Cs: suất tiêu hao nhiên liệu theo giây, [kg/s]

4.2.3 Hệ phương trình chuyển động trọng tâm UAV không gian

                              ) ( ) ( cos ) ( sin ) ( sin sin sin cos ( cos cos cos sin ) ( sin cos f g C dt dG e V dt dL d V dt dH c Y a P dt d mV b G Y P dt d mV a G X P dt dV m s             

Trong số trường hợp người ta sử dụng phương trình đầu dạng tải Chia hai vế phương trình đầu cho m thay m= G/g ta có hệ phương trình dạng q tải:

(a): cos sin gn sin  (a')

G X P g dt dV x              

(b): sin cos cos n cos cos  (b')

V g G Y P V g dt d

y  

              

(c): .sin ( ')

cos sin

sin

cos V n c

g G Y a P V g dt d y          

Hệ phương trình dạng toạ độ: thay phương trình (d) (e) phương trình (g), (h), (i)

4.3 Hồn chỉnh hệ phương trình chuyển động UAV

Ta có hệ phương trình chuyển động UAV sau:

1) m (𝑑𝑉

𝑑𝑡)= P cosα – X – G sinθ

2) mV(𝑑𝜃

𝑑𝑡)= P sinα cosγ + Ycosγ – G cosθ

3) –mV(𝑑ѱ

𝑑𝑡)cosθ = P sinα sinγ + Ysinγ

4) Jx(𝑑𝜔𝑥

𝑑𝑡 )= ΣMx – (Jz – Jy) ωyωz

5) Jy(𝑑𝜔𝑦

𝑑𝑡 )= ΣMy – (Jx -Jz) ωxωz

6) Jz(𝑑𝜔𝑧

𝑑𝑡 )= ΣMz – (Jy – Jx) ωxωy

7) 𝑑𝑥0

𝑑𝑡= V cosθ cosψ

8) 𝑑𝑦0

9) 𝑑𝑧0

𝑑𝑡= V cosθ sinψ

10) 𝑑𝜓

𝑑𝑡= (ωy cosγ – ωz sinγ) / cos𝜗

11) 𝑑ϑ

𝑑𝑡= ωy sinγ + ωz cosγ

12) 𝑑𝛾

𝑑𝑡= ωx - tg𝜗 (ωy cosγ – ωz sinγ)

13) Sinθ = sin𝜗 cosα cosβ - cos𝜗 cosγ sinα cosβ – cos𝜗 sinγ sinβ

14) Sinψ cosθ = sinψ cos𝜗 cosα cosβ + cosψ sinγ sinα cosβ

+ sinψ sin𝜗cosγ sinα cosβ – cosψ cosγ sinβ + sinψ sin𝜗 sinγ sinβ 15) Sinγa cosθ = sin𝜗 cosα sinβ – cos𝜗 cosγ sinα sinβ + cos𝜗 sinγ cosβ

16) 𝑑𝑚

𝑑𝑡= -𝑃(𝑡)

𝐽𝑒 Nhận xét:

- Hệ phương trình bao gồm 13 phương trình vi phân phương trình đại số

siêu việt

- 13 phương trình vi phân dễ dàng chuyển dang Cosy giải

phương pháp số, ví dụ phương pháp Runge-Kutte

- phương trình đại số siêu việt nói giải phương pháp đại

CHƯƠNG 5: TỔNG HỢP, TỐI ƯU BỘ ĐIỀU KHIỂN ỔN ĐỊNH GÓC CHÚC NGÓC KHI CÓ NHIỄU GIÓ ĐỨNG

5.1 Đặt vấn đề

Hệ thống điều khiển UAV bay phức tạp, bao gồm kênh là: kênh chúc ngóc, kênh lái liệng kênh lái hướng – chúng có quan hệ qua lại tác động lẫn Việc nghiên cứu phối hợp kênh điều khiển nâng cao hiệu điều khiển Trong qua trình điều khiển việc chịu ảnh hưởng nhiễu nội UAV ln chịu ảnh hưởng nhiễu bên ngồi, chủ yếu gió, sai số hạ cánh xuống đường băng lệch khỏi quỹ đạo bay lớn

Khi thực chuyến bay, để điều khiển chuyển động máy bay theo quỹ đạo định cần tác động lên kênh điều khiển UAV Để đạt mục tiêu xem xét tác động qua lại kênh điều khiển này, trường hợp có nhiễu ngồi tác động ( gió cạnh , nhiễu điều khiển ) nội dung chương tập trung vào việc khảo sát chuyển động dọc máy bay

5.2 Khí nhiễu động khí

Khí lớp khí bao quanh trái đất Khi độ cao thay đổi khối lượng

riêngH nhiệt độ khí TH thay đổi: H giảm nhanh theo độ cao nhiệt

độ TH giảm khoảng 6,5°C tăng độ cao 1000m Thông thường thành phần gradient

của H TH theo mặt phẳng nằm ngang (Oxgzg ) không đáng kể so với gradient theo

chiều cao Oyg.Tuy nhiên, thực tế xảy tượng “ổ gà” không

Nguyên nhân trường hợp nhiễu động khí gây Vì vậy, xét đến chuyển động UAV khí thiết phải xét đến nhiễu động

Nhiễu động khí thực chất chuyển động khối không khí, tức gió Trong trường hợp tổng qt vectơ tốc độ gió W hàm phức tạp [2] theo không gian thời gian: W=W(xo, yo, zo, t)

Véctơ tốc độ gió trường hợp tổng quát có hướng tùy ý khơng

gian Vì vậy, phân tích thành phần Wxo, Wyo, Wzo (theo hệ tọa độ mặt đất

Ooxoyozo):

Wxo = Wxo (xo, yo, zo, t), Wy0 = Wyo (xo, yo, zo, t), Wzo = Wzo (xo, yo, zo, t) (2.6)

Góc hướng gió Ψw góc trục Oxo với hình chiếu vectơ tốc độ gió

ngược (-W) xuống mặt phẳng ngang Oxozo Góc nghiêng gió w góc vectơ

W với mặt phẳng nằm ngang Oxozo Khi trường gió ngang đếu thổi theo hướng Ψw =

ngang có dạng:

Wxo= Wo cosw cosΨw , Wyo= Wo sinw =0 , Wzo= Wo cosw sinΨw

Khi trường gió biến đổi điều hịa theo thời gian khơng gian có biên độ Wo = const Các hình chiếu vectơ tốc độ gió xuống mặt phẳng ngang có dạng:

Wx0 = W0sin(2𝜋𝑥0

𝐿𝑥 )sin( 2𝜋𝑦0

𝐿𝑦 )sin(

2𝜋𝑧0 𝐿𝑧 )sin(

2𝜋𝑡 𝑇𝑤)

Wy0 = W0sin(2𝜋𝑥0

𝐿𝑥 + φxy)sin( 2𝜋𝑦0

𝐿𝑦 + φyy)sin( 2𝜋𝑧0

𝐿𝑧 + φzy)sin( 2𝜋𝑡

𝑇𝑤 + φty)

Wz0 = W0sin(2𝜋𝑥0

𝐿𝑥 + φxz)sin( 2𝜋𝑦0

𝐿𝑦 + φyz)sin( 2𝜋𝑧0

𝐿𝑧 + φzz)sin( 2𝜋𝑡

𝑇𝑤 + φtz)

Với W0 – biên độ gió, thơng thường từ vài m/s đến vài chục m/s, Lx, Ly, Lz – quy

mô nhiễu động thông thường vào khoảng 102

đến 104 m tùy theo địa hình bay , độ

cao bay thời tiết, φxy.φyy – độ lệch pha tương ứng theo chiều , Tw – chu kỳ thay

đổi gió thơng thường Tw = 10 10

3

giây tùy thuộc theo địa hình, độ cao bay thời tiết

Trường hợp biến đổi ngẫu nhiên ta tổng hợp từ trường gió cho tham số Wo,Lx,Ly,Lz, φxy, φyy thay đổi ngẫu nhiên theo hàm phân bố đó,

thơng thường hàm phân bố Gauss

Thơng thường quy mơ L nhiễu động có kích thước lớn nhiều so với kích thước thân UAV, có nghĩa thời điểm định ta xét ảnh hưởng nhiễu động khí trường gió đồng tác động lên tất phần tử UAV Đối với UAV, loại trừ trường hợp có gió bão lớn mưa

cịn trường hợp khác giả tiết biên độ W0 trường gió nhỏ

nhiều so với tốc độ chuyển động UAV tức W0

𝑉𝑘>>1

5.3 Hàm truyền từ cánh lái độ cao đến góc điều khiển

Hàm truyền góc chúc ngóc xác định bởi: 𝑊𝜗−𝛿𝑐(𝑝)= ∆𝜗−𝛿𝑐(𝑝)

∆(𝑝)

∆𝜗−𝛿𝑐(p) xác định từ phương trình đầu hệ phương trình (I) ta thay

vế phải vào cột ∆α(p) vế trái:

∆𝜗−𝛿𝑐(p) = [

𝑝 𝑎𝑦𝛼 0

0 𝑎𝑚𝛼𝑧 𝑎𝑚𝛿𝑐𝑧

−1 −1

] = 𝑎𝑚𝛿𝑐𝑧 (p - 𝑎

𝑦𝛼)

𝑊𝜗−𝛿𝑐(𝑝) = ∆𝜗−𝛿𝑐(𝑝)

∆(𝑝) =

𝑎𝑚𝑧𝛿𝑐(𝑝−𝑎𝑦𝛼)

(𝑝2+2𝜀

𝛼𝜔𝛼𝑝+𝜔𝛼2)𝑝 Đặt: 𝑎𝑚𝛿𝑐𝑧 = 𝑘

𝛼 𝛿𝑐𝜔

𝛼2

𝑇𝜃 = -

Suy hệ số truyền từ cánh lái δc đến góc chúc ngóc 𝜗 là: 𝑘𝜗 𝛿𝑐 = 𝑘𝛼𝛿𝑐

𝑇𝜃

Khi ta hàm truyền từ cánh lái δc đến góc chúc ngóc 𝜗 sau:

𝑊𝜗−𝛿𝑐(𝑝) = 𝑘𝜗𝛿𝑐(𝑇𝜃𝑝+1)𝜔𝛼2

(𝑝2+2𝜀𝛼𝜔𝛼𝑝+𝜔𝛼2)𝑝

Thực tương tự, ta hàm truyền từ δc đến góc α, hàm truyền

đốivới góc nghiêng quỹ đạo θ, độ cao H sau:

𝑊𝛼−𝛿𝑐(𝑝) = 𝑘𝛼𝛿𝑐𝜔𝛼2

(𝑝2+2𝜀𝛼𝜔𝛼𝑝+𝜔 𝛼 2)

∆θ = ∆𝛼

𝑇𝜃𝑝

= ∆𝜗

𝑇𝜃𝑝+1

∆H = 𝑉

𝑝 ∆θ

Từ kết ta dễ dàng lập sơ đồ cấu trúc từ cánh lái lên xuống đến độ cao thơng qua góc chúc ngóc góc

Tín hiệu –∆ δc đưa qua khâu

𝑘𝜗𝛿𝑐𝜔𝛼2(𝑇𝜃𝑝+1)

𝑝2+2𝜀𝛼𝜔𝛼𝑝+𝜔𝛼2 cho tín hiệu ωz, tiếp tục cho

qua khâu tích phân

𝑝 ∆𝜗, tín hiệu ∆𝜗 tiếp tục cho qua khâu quán tính

1 𝑇𝜃𝑝+1

được ∆θ, tín hiệu qua khâu tích phân 𝑉

𝑝 cho tín hiệu ∆H

5.4 Bộ tự động điều chỉnh điều khiển – cấu trợ dẫn

Các đặc tính ổn định điều khiển chuyển động UAV thay đổi theo độ cao tốc độ bay Qua thiết kế thực nghiệm cho thấy: thay đổi kết cấu khí động UAV khơng thể tạo UAV vượt âm có đặc tính ổn định điều khiển tốt cho chế độ bay khác Sự đời thiết bị tự động hệ thống điều khiển tự động góp phần đảm bảo đặc tính ổn định điều khiển mong muốn, đồng thời đơn giản hóa kỹ thuật lái chế độ bay, nâng cao độ an tồn bay, cho phép phát huy hết tính kỹ thuật chiến thuật UAV Thông thường người ta dùng tự động điều khiển điều chỉnh, tự động ổn định để thực mục tiêu

5.4.1 Bộ tự động điều chỉnh điều khiển

Công dụng tự động điều chỉnh điều khiển trì tỉ số gia số tải đứng gia số lực tác động vào cần lái số độ cao tốc độ

𝐾𝑛𝐹𝑦 = ∆𝑛𝑦

Để điều khiển UAV, người ta sử dụng phương pháp truyền tác động điều khiển từ cần lái đến cánh lái.Có thể điều khiển trực tiếp khơng qua cấu trợ dẫn gián tiếp qua cấu trợ dẫn

Để giữ hệ số truyền không đổi, người ta sử dụng cấu điều chỉnh điều khiển lắp từ cần lái đến xilanh Cơ cấu điều chỉnh điều khiển thay đổi hệ số truyền theo quy luật:

- Vùng I ứng với chế độ cất hạ cánh, Kđc = const có giá trị lớn

- Vùng II động áp tăng, Kđc giảm dần

- Vùng III ứng với động áp tác động lớn, cần dịch chuyển cần lái nhỏ

làm thay đổi tải đứng lớn nên Kđc = const nhỏ

5.4.2 Cơ cấu trợ dẫn

Cơ cấu trợ dẫn cấu chấp hành hệ thống điều khiển tự động có chức năng: cộng tín hiệu điều khiển (tín hiệu điều khiển tín hiệu phản hồi) khuếch đại tín hiệu để có cơng suất đủ lớn để điều khiển cánh lái

Cơ cấu trợ dẫn gồm phần: khuếch đại, máy lái mạch phản hồi

Bộ khuếch đại gồm có tầng khuếch đại từ ( vừa khuếch đại vừa cộng tín hiệu) tầng khuếch đại cơng suất (có nhiệm vụ khuếch đại cơng suất tạo chiều quay động máy lái, khuếch đại role)

Mạch phản hồi thông thường mạch phản hồi ngược cứng, để khử tín hiệu đầu vào, nghĩa vị trí cánh lái dừng lại vị trí tương ứng với tín hiệu đầu vào

Phản hồi ngược cúng có tín hiệu phản hồi tỉ lệ với tín hiệu đầu ra.Phản hồi ngược tốc độ lấy đạo hàm tín hiệu đầu làm tín hiệu phản hồi Phản hồi ngược có hàm

truyền tín hiệu phản hồi sau: Wph(p) = 𝑇𝑝

𝑇𝑝+1

Cơ cấu trợ dẫn điện có hàm truyền: WTD(p) =

𝐾𝑇𝐷

(𝑇𝑇𝐷𝑝+1)𝑝

Hàm truyền cấu trợ dẫn điện có khâu phản hồi ngược cứng có dạng:

∅𝑇𝐷(𝑝) = 𝐾𝑇𝐷 ′

(𝑇𝑇𝐷′ )2𝑝2+2(𝜀

𝑇𝐷𝑇𝑇𝐷′ )𝑝+1

với 𝐾𝑇𝐷′ =

𝐾𝑝ℎ𝑎𝑛 ℎ𝑜𝑖

Vì số thời gian 𝑇𝑇𝐷′ thông thường nhỏ 𝐾𝑝ℎ𝑎𝑛 ℎ𝑜𝑖 = hàm

truyền cấu trợ dẫn điện có phản hồi ngược cứng ∅𝑇𝐷(𝑝) =

5.5 Mạch vòng ổn định góc chúc ngóc

Việc ổn định điều khiển vị trí góc góc nghiêng, góc chúc ngóc, góc lệch hướng.Thơng thường kênh lái hướng dùng để khử góc trượt cạnh β giá trị khơng, mạch vịng tương ứng gọi mạch vịng ổn định góc trượt β

Trong phạm vi đồ án này, mạch vịng điều chỉnh góc chúc ngóc trình bày chi tiết

5.5.1 Xây dựng mạch vịng điều khiển ổn định góc chúc ngóc

Để xây dựng sơ đồ cấu trúc mạch vịng điều khiển ổn định góc chúc ngóc, ta sử dụng hàm truyền khâu mạch vòng điều khiển là:

- Hàm truyền cấu trợ dẫn có phản hồi ngược cứng: ∅𝑇𝐷(𝑝) =

- Hàm truyền máy bay từ cánh lái δc đến góc chúc ngóc 𝜗:

𝑊𝜗−𝛿𝑐(𝑝) = 𝑘𝜗𝛿𝑐(𝑇𝜃+1)𝜔𝛼2

(𝑝2+2𝜀𝛼𝜔𝛼𝑝+𝜔𝛼2)𝑝

Sơ đồ cấu trúc ổn định góc chúc ngóc cho trước thể hình vẽ sau:

Hình Sơ đồ cấu trúc mạch vịng điều khiển ổn định góc chúc ngóc

Hàm truyền hệ hở:

𝐹0(𝑝) = ∅𝑇𝐷(𝑝) 𝑊𝜗−𝛿𝑐(𝑝) = 𝑘𝜗𝛿𝑐(𝑇𝜃𝑝+1)𝜔𝛼2

(𝑝2+2𝜀𝛼𝜔𝛼𝑝+𝜔𝛼2)𝑝

= 𝑘𝜗

𝛿𝑐(𝑇

𝜃𝑝+1)𝜔𝛼2

(𝑝2+2𝜀

𝛼𝜔𝛼𝑝+𝜔𝛼2)𝑝

5.5.2 Lựa chọn, tính tốn thơng số hàm truyền điều khiển

Bộ thông số lựa chọn tra bảng:

S = 23 𝑚2

𝐽𝑧 = 62 000 𝑁𝑚2

l = 7,1 m

𝐶𝑦𝛿𝑐 = 0,017

m = 5600 kg H = 11000 m M= 0,8

𝐶𝑦𝛼 = 0,056

𝜌 = 0,315 𝑘𝑔/𝑚2

a = 295m/s

V = M.a = 0,8.295 = 236 m/s

a Khi chưa có nhiễu tác động

𝑎𝑦𝛼 = −𝑌 − 𝑃 cos 𝛼

𝑚𝑉 = −

𝐶𝑦𝛼 𝜌𝑉2

2 𝑆 + 𝑃

𝑚𝑉

= −0.056

0.315 ∗2362∗ 23

2 + 30000

5600 ∗ 236

= -0.031

𝑎𝑚𝛼𝑧 = −𝑀𝑧

𝛼

𝐽𝑧 = −

𝑚𝑧𝛼 𝜌𝑉2 𝑆 𝑙

𝐽𝑧 = −

−0.05 0.315∗2362∗23∗7.1

2

62000 = 1.155

𝑎𝑚𝜔𝑧𝑧 = −𝑀𝑧 𝜔𝑧 𝐽𝑧 = − 𝑚𝑧𝜔𝑧 𝑙 𝑉 𝜌𝑉2

2 𝑆 𝑙

𝐽𝑧 = −

−2.4 7.1

236

0.135∗2362

2 ∗ 23 ∗ 7.1

62000 = 1.668

𝑎𝑚𝛿𝑐𝑧 = −𝑀𝑧

𝛿𝑐 𝐽𝑧 = −

𝑚𝑧𝛿𝑐𝜌𝑉2

2 𝑆 𝑙

𝐽𝑧 = −

−0.0055 0.135∗2362

2 ∗ 23 ∗ 7.1

62000 = 0.127

2𝜀𝛼𝜔𝛼 = 𝑎𝑚𝜔𝑧𝑧 − 𝑎

𝑦

𝛼 = 1.668 + 0.031 = 1.699

𝜔𝛼2 = 𝑎𝑚𝛼𝑧 − 𝑎𝑦𝛼𝑎𝑚𝜔𝑧𝑧 = 1.155 + 0.031 ∗ 1.668 = 1.207

𝜀𝛼 = 𝑎𝑚𝑧

𝜔𝑧 − 𝑎

𝑦𝛼

2 √𝑎𝑚𝛼𝑧 − 𝑎𝑦𝛼 𝑎𝑚𝑧

𝜔𝑧

= 1.699

2 √1.207 = 0.773 𝑇𝜃 = −

𝑎𝑦𝛼 = −

1

−0.031= 32.258

𝑘𝛼𝛿𝑐 =𝑎𝑚𝑧

𝛿𝑐

𝜔𝛼2 =

0.127

1.207 = 0.015 𝑘𝜗𝛿𝑐 =𝑘𝛼

𝛿𝑐 𝑇𝜃 =

0.015

32.258= 2.36 ∗ 10

Hàm truyền hệ hở là:

𝐹0(𝑝) = 𝑘𝜗

𝛿𝑐(𝑇

𝜃𝑝+1)𝜔𝛼2

(𝑝2+2𝜀

𝛼𝜔𝛼𝑝+𝜔𝛼2)𝑝 =

2.36∗10−3(32.258𝑝+1)∗1.207

(𝑝2+1.699𝑝+1,207)𝑝

= 2.85∗10

−3(32.258𝑝+1)

(𝑝2+1.699𝑝+1.207)𝑝 =

0.092𝑝+0.0029

(𝑝2+1.699𝑝+1.207)𝑝

Sử dụng phương pháp cho trước điểm cực, ta gán ba nghiệm cực cho hệ thống: p1=-5.94, p2=-0.019, p3=-0.371

Phương trình đặc tính mong muốn: (p-p1).(p-p2).(p-p3)=0

 (p + 5.94).( p + 0.019).(p+0.371)=0

 p3+6.324p2+2.318p+0.04=0

1.451p3+9.183p2+3.368p+0.061=0 (*)

Phương trình đặc tính hệ kín: 1+Gc(p).G(p)=0

 207 699 0029 092

1 2 

                 p p p p k p k

k i D

p  207 699 ) 092 0029 )( (

1 3 2

2                p p p p p k k pkp i d

0 207 699 092 0029 092 0029 092 0029 207 699 3 2                     p p p k p k p pk k k p pk p p

p p p i i d d

p3+1.699p2+1.207p+0.0029pkp+0.092p2kp+0.0029ki+0.092pki+0.0029p2kd+0.092p3kd=0

Đồng hệ số (*)và (**) ta được:                       03 21 19 81 368 092 0029 207 183 0029 092 699 451 092 D i p i p d p D k k k k k k k k { Nhận xét:

- Từ việc sử dụng công cụ tối ưu hóa để tối ưu hệ thống ta thu được:kp=132.24,

ki=51.07, kd=22.59

- Thời gian độ giảm khoảng 2.8s

- Độ điều chỉnh 18%

b Khi có ảnh hưởng nhiễu gió theo hàm bậc thang

W = { 𝑘ℎ𝑖 𝑥 ≤ 𝑘ℎ𝑖 𝑥 >

𝑎𝑦𝛼 = −𝑌 − 𝑃 cos 𝛼

𝑚(𝑉 + 𝑊) = −

𝐶𝑦𝛼 𝜌(𝑉2+𝑊2)

2 𝑆 + 𝑃

𝑚(𝑉 + 𝑊)

= −0.056

0.315∗(2362+52)∗ 23

2 + 30000

5600 ∗ (236 + 5) = −0.031

𝑎𝑚𝛼𝑧 = −𝑀𝑧

𝛼

𝐽𝑧 = −

𝑚𝑧𝛼 𝜌(𝑉2+𝑊2) 𝑆𝑙

𝐽𝑧

= −−0.05

0.315∗(2362+52)∗23∗7.1 62000 = 1.156 𝑎𝑚𝜔𝑧𝑧 = −𝑀𝑧 𝜔𝑧 𝐽𝑧 = − 𝑚𝑧𝜔𝑧 𝑙 𝑉

𝜌(𝑉2+𝑊2) 𝑆𝑙

𝐽𝑧

= −−2.4

7.1 236+5

0.135∗(2362+52)

2 23 ∗ 7.1

𝑎𝑚𝛿𝑐𝑧 = −𝑀𝑧

𝛿𝑐 𝐽𝑧 = −

𝑚𝑧𝛿𝑐𝜌(𝑉2+𝑊2)

2 𝑆𝑙

𝐽𝑧 = −−0.0055

0.135∗(2362+52)

2 23 ∗ 7.1

62000 = 0.127

2𝜀𝛼𝜔𝛼 = 𝑎𝑚𝜔𝑧𝑧 − 𝑎

𝑦

𝛼 = 1.634 + 0.031 = 1.665

𝜔𝛼2 = 𝑎 𝑚𝑧

𝛼 − 𝑎 𝑦 𝛼𝑎

𝑚𝑧

𝜔𝑧 = 1.156 + 0.031 ∗ 1.634 = 1.207

𝜀𝛼 = 𝑎𝑚𝑧

𝜔𝑧 − 𝑎

𝑦 𝛼

2 √𝑎𝑚𝛼𝑧 − 𝑎 𝑦 𝛼𝑎

𝑚𝑧

𝜔𝑧

= 1.665

2 √1.207= 0.756

𝑇𝜃 = − 𝑎𝑦𝛼 =

1

0.031 = 32.258

𝑘𝛼𝛿𝑐 =𝑎𝑚𝑧

𝛿𝑐

𝜔𝛼2 =

0.127

1.207 = 0.015

𝑘𝜗𝛿𝑐 =𝑘𝛼

𝛿𝑐 𝑇𝜃 =

0.015

32.258= 2.36.10

−3

Hàm truyền hệ hở là:

𝐹0(𝑝) = 2.36 10−3∗1.207∗(32.258𝑝+1)

(𝑝2+1.665𝑝+1.207)𝑝 =

2.85∗10−3(32.258𝑝+1)

(𝑝2+1.665𝑝+1.207)𝑝

Sử dụng phương pháp cho trước điểm cực, ta gán ba nghiệm cực cho hệ thống: p1=-0.02, p2=-1.824, p3=-0.657

=>Phương trình đặc tính mong muốn:` (p-p1).(p-p2).(p-p3)=0

 (p + 0.02).( p + 1.824).(p+0.657)=0

 p3+2.4962p2+1.25p+0.0243=0

Phương trình đặc tính hệ kín: 1+Gc(p).G(p)=0  207 665 0029 092

1 2 

                 p p p p k p k

k i D

p  207 665 ) 092 0029 )( (

1 3 2

2                p p p p p k k pkp i d

0 207 665 092 0029 092 0029 092 0029 207 665 3 2                     p p p k p k p pk k k p pk p p

p p p i i d d

p3+1.665p2+1.207p+0.0029pkp+0.092p2kp+0.0029ki+0.092pki+0.0029p2kd+0.092p3kd=0

(1+0.092kd).p3+(1.665+0.092kp+0.092kd).p2+(1.207+0.0029kp+0.092ki)p+0.0029ki=0 (2)

Đồng hệ số (1)và (2) ta được:

Nhận xét :

- Khi có điều khiển, góc chúc ngóc ổn định giá trị đặt

- Thời gian độ khoảng 5s

- Độ điều chỉnh nhỏ

Từ đặc tính độ ta sử dụng công cụ Check Step Response Characteristics

trong Simulink để tối ưu hoá hệ thống

Nhận xét:

- Từ việc sử dụng công cụ tối ưu hóa để tối ưu hệ thống ta thu được: kp=77.22,

ki=52.72, kd=29.17

- Thời gian độ giảm 2s

- Độ điều chỉnh nhỏ

KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ

Sau thời gian nghiên cứu thực đồ án, chúng em thu nhiều kiến thức lịch sử phát triển, ứng dụng UAV lĩnh vực nước giới kiến thức học bay, yếu tố ảnh hưởng đến trình bay việc tổng hợp điều khiển cho UAV Cụ thể:

- Tìm hiểu lịch sử phát triển UAV

- Ứng dụng cách phân loại UAV

- Các hệ phương trình chuyển động UAV

- Các yếu tố ảnh hưởng đến trình bay

- Mơ hình hóa mơ chuyển động yếu tố ảnh hưởng đến chuyển

động UAV

- Tổng hợp tối ưu điều khiển ổn định góc chúc ngóc

Do thời gian kiến thức hạn hẹp nên q trình thực cịn mặt hạn chế như:

- Không sâu vào tất chuyển động nên nghiên cứu

phần nhỏ chuyển động (chuyển động dọc)

- Chỉ tổng hợp điều khiển thuật toán điều khiển tuyến

PHỤ LỤC

Bảng P1: Các tham số khí động máy bay MiG-21Bis

Lực đẩy P,N Khối lượng m,kg Diện tích cánh S,m2 Dây cung khí động trung bình cánh b, m Sải cánh L,m Mơ men qn tính theo trục z Jz,Nm Mơ men qn tính theo trục x Jx,Nm Mơ men qn tính theo trục y Jy,Nm

Hệ số đạo hàm lực nâng theo

góc cánh lái Cy

ɣ

30000 5600 23 7,1 62000 4500 62000 0.017

Bảng P2 : Các tham số nội suy theo số M

Số M -0.05 0.6 0.8 0.93 1.05 1.3 1.7 2.0 2.2

Hệ số tính lực cản cảm ứng A

0.23 0.23 0.235 0.241 0.249 0.263 0.279 0.58 0.9 Hệ số lực cản Cx0 0.017 0.017 0.0185 0.0225 0.0397 0.036 0.0352 0.32 0.032

Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc CY

0.053 0.053 0.056 0.06 0.06 0.055 0.048 0.04 0.038

Đạo hàm hệ số mơ men chúc ngóc theo góc mz

-0.05 -0.05 -0.05 -0.55 -0.06 -0.14 -0.25 -0.25 -0.25

Đạo hàm hệ số mô men chúc ngóc theo zmzz

-2.2 -2.3 -2.4 -2.9 -3.5 -3.2 -2.8 -2.7 -2.6

Đạo hàm hệ số mơ men chúc ngóc theo góc cánh lái lên xuống mzLx

- 0.005 -0.0052 -0.0055 -0.0045 -0.0033 -0.0029 -0.0025 -0.0020 -0.0015

Đạo hàm hệ số mô men dọc theo x mxx

Đạo hàm hệ số mô men dọc theo y mxy

-0.12 -0,123 -0.134 -0.15 -0.16 -0.18 -0.13 -0.12 -0.115

Đạo hàm hệ số mô men dọc theo cánh lái hướng mxH

-.00045 -.00045 - 0005 - 0004 - 00035 - 0003 - 00025 - 0002 - 0002 Đạo hàm hệ số

mô men dọc theo cánh lái liệng mxL

- 0014 - 0014 -.00145 -.00135 - 0012 - 001 - 0007 - 0006 - 0005 Đạo hàm hệ số

mô men dọc theo góc trượt cạnh mx β

-.0008 -.0008 -.0009 -.0011 -.0012 -.0015 -.0014 -.0009 -.0008

Đạo hàm hệ số mô men hướng theo y myy

-0.5 -0.5 -.055 -0.6 -0.7 -0.8 -0.6 -0.5 -0.45

Đạo hàm hệ số momen hướng theo góc trượt cạnh myβ

-.0025 -.0026 -.0027 -.0032 -.0035 -.0037 -.002 -.0017 -.0015

Đạo hàm hệ số moomen hướng theo góc cánh lái hướng myH

-.0015 -.0015 -.0015 -.0016 -.0019 -.0015 -.0008 -.0007 -.0006

Đạo hàm hệ số lực cạnh theo góc cánh lái hướng CzH

-.002 -.002 -.002 -.0019 -.0018 -.0015 -.0008 -.0006 -.0005

Đạo hàm hệ số lực cạnh theo góc trượt cạnh Cz

β

Bảng P3: Các tham số nội suy theo độ cao H

Độ cao H ,mét Mật độ không khí (kg/m3) 

H Tốc độ âm (m/s) aH

100 1.22 340

1000 1.11 336

2000 1.01 332

3000 0,908 328

4000 0.818 325

5000 0.736 321

6500 0.623 314

8000 0.525 308

9500 0.439 302

11000 0.365 295

13000 0.265 295

15000 0.194 295

17000 0.142 295

20000 0.094 295

TÀI LIỆU THAM KHẢO

1 Nguyễn Đức Cương (2002), Mơ hình hóa mơ chuyển động khí cụ bay

tự động, Sách chuyên khảo Trung tâm Khoa học Kỹ thuật – Công nghệ quân sự, NXB

Quân đội nhân dân, Hà Nội

2 Nguyễn Đức Cương (2015), thiết bị bay có điều khiển tên lửa hành trình đối hải,

Sách chuyên khảo Viện Khoa học công nghệ quân sự, NXB Quân đội nhân dân, Hà Nội

3 Vũ Ngọc Hịe, Bài giảng Khí động lực học bay, Học viện phịng khơng khơng qn-

Khoa Kỹ thuật hàng không

4 Phạm Công Ngô (2001), Lý thuyết điều khiển tự động, Nhà xuất khoa học kĩ

thuật

5 Nguyễn Phùng Quang, MATLAB & SIMULINK dành cho kĩ sư điều khiển tự động,

Nhà xuất khoa học kĩ thuật Các Website:

http://tailieu.vn

http://tailieu.vn http://luanvan.net.vn http://codientu.org