Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV

Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV luận văn tốt nghiệp,luận văn thạc sĩ, luận văn cao học, luận văn đại học, luận án tiến sĩ, đồ án tốt nghiệp luận văn tốt nghiệp,luận văn thạc sĩ, luận văn cao học, luận văn đại học, luận án tiến sĩ, đồ án tốt nghiệp

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

-

PHẠM NGỌC KHÁNH

NGHIÊN CỨU THIẾT KẾ HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN TRÊN

THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI UAV

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA

Hà Nội – năm 2017

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

-

PHẠM NGỌC KHÁNH

NGHIÊN CỨU THIẾT KẾ HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN TRÊN

THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI UAV

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:

TS BÙI ĐĂNG THẢNH

Hà Nội – năm 2017

LỜI CAM ĐOAN

Tôi xin cam đoan bản luận văn thạc sĩ khoa học: “Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV” do tôi tự thiết kế dưới sự

hướng dẫn của thầy giáo TS Bùi Đăng Thảnh Các số liệu và kết quả là hoàn toàn

đúng với thực tế

Để hoàn thành luận văn này, tôi chỉ sử dụng những tài liệu được ghi trong danh mục tài liệu tham khảo và không sao chép hay sử dụng bất kỳ tài liệu nào khác Nếu phát hiện có sự sao chép tôi xin chịu hoàn toàn trách nhiệm

Hà Nội, ngày tháng năm 2017

Tác giả luận văn

Phạm Ngọc Khánh

MỤC LỤC

DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT iv

DANH MỤC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ v

DANH MỤC BẢNG BIỂU viii

Chương 1 TỔNG QUAN VỀ THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI (UAV- Unmanned Aerial Vehicle) 4

1.1 Giới thiệu 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 dụng 6

1.2 Cấu trúc của hệ thống UAV 7

1.2.1 Bộ xử lý trung tâm 8

1.2.2 Hệ thống cảm biến 8

1.2.3 Hệ thống Radar 9

1.2.4 Hệ thống Camera giám sát 9

1.2.5 Hệ thống dù, túi khí 10

1.2.6 Hệ thống tiết sáng hồng ngoại 10

1.2.7 Hệ thống định vị 10

1.2.8 Hệ thống Servo 13

1.2.9 Máy thu lệnh điều khiển 13

1.2.10 Hệ thống truyền dữ liệu 15

1.2.11 Trạm điều khiển mặt đất (GCS - Ground Control Station) 15

1.2.12 Hệ thống bám sát (Auto tracking) 15

1.2.13 Bệ phóng 15

1.2.14 Thiết bị hỗ trợ 16

1.3 Giới thiệu về UAV cánh bằng 16

1.3.1 Cấu tạo của máy bay cánh bằng 16

1.3.2 Nguyên lý hoạt động của máy bay cánh bằng 17

1.4 Kết luận chương 22

CHƯƠNG 2 TÌM HIỂU VỀ MÁY BAY CÁNH BẰNG D-96, KHẢO SÁT

ĐỘNG HỌC VÀ ĐỘNG LỰC HỌC MÁY BAY D-96 23

2.1 Tổng quan về máy bay D-96 23

2.1.1 Thân máy bay 23

2.1.2 Cánh máy bay 24

2.1.3 Đuôi máy bay 28

2.1.4 Các cánh lái điều khiển 30

2.1.5 Càng máy bay 31

2.1.6 Thiết bị động lực 32

2.1.7 Hệ thống nhiên liệu 33

2.2 Khảo sát động học và động lực học của máy bay D-96 34

2.3 Kết luận chương 38

Chương 3 THIẾT KẾ HỆ THỐNG ĐIỀU KHIỂN TRÊN THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI 39

3.1 Cơ sở thiết 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 định vị vệ tinh 42

3.2.3 Con quay hồi chuyển vi cơ 44

3.2.4 Modem thu RF 47

3.2.5 Cơ cấu chấp hành (Động cơ Servo) 47

3.2.6 Khối giao tiếp dữ liệu với máy tính 48

3.2.7 Khối giao tiếp với động cơ Servo 49

3.2.8 Khối điều khiển mở rộng 49

3.2.9 Khối nguồn 50

3.3 Thiết kế phần mềm điều khiển 52

3.2.1 Lý thuyết chung về thuật toán PID số 52

3.2.2 Lưu đồ thuật toán chương trình điều khiển 58

3.4 Kết luận chương 67

Chương 4 KẾT QUẢ VÀ BÀN LUẬN 68

4.1 Thử nghiệm trong phòng thí nghiệm 68

4.1.1 Phương pháp tiến hành 68

4.1.2 Kết quả thử nghiệm 73

4.2 Thử nghiệm bằng việc kiểm tra bay thực tế 80

DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT

TỪ

VIẾT

TẮT

NGHĨA TIẾNG ANH NGHĨA TIẾNG VIỆT

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

RSSI Received Signal Strength

Indicator

Chỉ thị cường độ tín hiệu nhận được

UAV Unmanned Aerial Vehicle Phương tiện bay không người lái

DANH MỤC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ

Hình 1.1: Sơ đồ cấu trúc hệ thống UAV 7

Hình 1.2: Cấu tạo máy bay cánh bằng D-96 18

Hình 1.3: Động cơ máy nổ 19

Hình 1.4: Động cơ điện 19

Hình 1.5: Cánh lái đuôi Elevator 20

Hình 1.6: Nguyên lý hoạt động của cánh lái đuôi 20

Hình 1.7: Rudder: kênh cánh lái đuôi đứng 20

Hình 1.8: Nguyên lý kênh cánh lái đuôi đứng 21

Hình 1.9: Cánh liệng Aileron 21

Hình 2.1: Thân máy bay D-96 24

Hình 2.2: Profil Naca 2412 với các thông số hình học: độ dày tương đối ctb= 12%, độ cong tương đối ftb=2% 24

Hình 2.3: Đồ thị hệ số lực nâng Cl theo góc tấn α 25

Hình 2.4: Đồ thị hệ số lực cản Cd theo góc tấn α 25

Hình 2.5: Đồ thị hệ số mô men dọc Cm theo góc tấn α 25

Hình 2.6: Đồ thị hệ số chất lượng khí động Cl/Cd theo góc tấn α 26

Hình 2.7: Profil Naca 0006 với các thông số hình học: độ dày tương đối ctb= 6%, độ cong tương đối ftb=0% 26

Hình 2.8: Đồ thị hệ số lực nâng Cl theo góc tấn α 26

Hình 2.9: Đồ thị hệ số lực nâng Cd theo góc tấn α 27

Hình 2.10: Đồ thị hệ số mô men dọc Cm theo góc tấn α 27

Hình 2.11: Đồ thị hệ số chất lượng khí động Cl/Cd theo góc tấn α 27

Hình 2.12: Cánh máy bay D-96 28

Hình 2.13: Đuôi máy bay 29

Hình 2.14: Càng trước 31

Hình 2.15: Càng sau 32

Hình 2.16: Động cơ Zenoah 26 CC 33

Hình 2.17: Cánh quạt máy bay D-96 33

Hình 2.18: Hệ thống nhiên liệu 34

Hình 2.19: Hệ trục tọa độ máy bay 35

Hình 3.1: Sơ đồ chức năng hệ thống điều khiển UAV 40

Hình 3.2: Sơ đồ nguyên lý của khối vi xử lý trung tâm 42

Hình 3.3: Module GPS FGPMMOPA6H 43

Hình 3.4: Sơ đồ nguyên lý GPS 43

Hình 3.5: Hệ trục thân PTBKNL 44

Hình 3.6: Cảm biến gia tốc MPU-6000 (a), sơ đồ chân (b) và cấu trúc cảm biến (c) 45

Hình 3.7: Sơ đồ nguyên lý cảm biến MPU-6000 46

Hình 3.8: Modem thu RF R617FS 47

Hình 3.9: Động cơ Servo, đòn bẩy và mô hình điều khiển qua điều biến độ rộng xung PWM 48

Hình 3.10: Sơ đồ nguyên lý khối giao tiếp với máy tính 48

Hình 3.11: Sơ đồ nguyên lý khối giao tiếp với động cơ Servo 49

Hình 3.12: Sơ đồ nguyên lý khối giao tiếp mở rộng 50

Hình 3.13: Sơ đồ nguyên lý khối khối nguồn 50

Hình 3.14: Pin máy bay 51

Hình 3.15: Sơ đồ khối của bộ điều khiển PID 53

Hình 3.16: Đồ thị PV theo thời gian, ba giá trị Kp (Ki và Kd là hằng số) 53

Hình 3.17: Đồ thị PV theo thời gian, tương ứng với 3 giá trị Ki (Kp và Kd không đổi) 54

Hình 3.18: Đồ thị PV theo thời gian, với 3 giá trị Kd (Kp và Ki không đổi) 55

Hình 3.19: Xấp xỉ đạo hàm của biến sai số e 56

Hình 3.20: Xấp xỉ tích phân của biến sai số e 57

Hình 3.21: Vòng điều khiển cân bằng theo trục Roll 58

Hình 3.22: Vòng điều khiển cân bằng theo trục Pitch 58

Hình 3.23: Lưu đồ thuật toán chính 59

Hình 3.24: Lưu đồ thuật toán sử dụng giải thuật PID để đưa UAV về vị trí cân bằng 61

Hình 3.25: Lưu đồ thuật toán chỉnh định hệ số PID bằng phương pháp thực nghiệm 62

Hình 3.26: Bộ lọc bù 63

Hình 3.27: Công thức tính góc nghiêng từ gia tốc góc theo các trục 64

Hình 3.28: Lưu đồ thuật toán đọc giá trị cảm biến sử dụng bộ lọc bù 65

Hình 3.29: Lưu đồ thuật toán thực hiện các hàm 66

Hình 4.1: Sơ đồ kết nối hệ thống mô phỏng 68

Hình 4.2: Cấu hình cổng UDP trên phần mềm X-Plane khi kết nối với phần mềm

trạm điều khiển 69

Hình 4.3: Lựa chọn tốc độ truyền dữ liệu và các tham số phần mềm X-Plane xuất sang phần mềm trạm điều khiển 70

Hình 4.4: Cấu hình phần mềm trạm điều khiển ở chế độ mô phỏng khi kết nối với phần mềm mô phỏng X-Plane 71

Hình 4.5: Chu trình kiểm tra khí động máy bay và mạch điều khiển trung tâm 72

Hình 4.6: Chức năng điều chỉnh hệ số PID phần mềm trạm điều khiển 74

Hình 4.7: Giao diện phần mềm trạm điều khiển máy bay ở chế độ tự động cân bằng 75

Hình 4.8: Điều chỉnh hệ số PID trong phần mềm trạm điều khiển 75

Hình 4.9: Máy bay D-96 chuẩn bị cất cánh trên đường băng trong giao diện mô phỏng phần mềm X-Plane 76

Hình 4.10: Máy bay D-96 bay trong giao diện mô phỏng phần mềm X-Plane 76

Hình 4.11: Đường bay của máy bay D-96 trong giao diện mô phỏng phần mềm X-Plane 77

Hình 4.12: Đồ thị đáp ứng điều khiển của hai kênh Roll và Pitch trong giao diện phần mềm trạm điều khiển 78

Hình 4.13: Đồ thị đáp ứng điều khiển của kênh Roll 79

Hình 4.14: Đồ thị đáp ứng điều khiển của kênh Pitch 79

Hình 4.15: Quá trình bay thử nghiệm theo file Log trong chế độ bay tự động 80

Hình 4.16: Đáp ứng điều khiển của kênh Roll và kênh Pitch ở chế độ bay tự động cân bằng 81

DANH MỤC BẢNG BIỂU

Bảng 3.1: Các tham số chính của Module GPS 43Bảng 3.2: Các tham số của Pin LifePo4 51

MỞ ĐẦU

 Lý do chọn đề tài:

Ngày nay, các nghiên cứu và phát triển thiết bị bay không người lái đang rất phát triển trong các trường Đại học, Viện 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 được sử dụng rộng rãi trong rất nhiều lĩnh vực kinh tế - xã hội, đặc biệt trong lĩnh vực quân

sự - Quốc phòng Bên cạnh ưu thế trong việc thực hiện các nhiệm vụ nguy hiểm, hạn chế tổn thất về con người, MBKNL còn có các ưu điểm mà các loại phương tiện khác không có như: kích thước và tiếng ồn thấp, khó bị phát hiện, triển khai và thu hồi nhanh, đặc biệt có thể tự biến thể từ trinh sát thành một đơn vị tác chiến độc lập với tầm tác chiến hàng trăm kilomet

Tại Viện Kỹ thuật Phòng Không - Không Quân, MBKNL được chế tạo ngoài nhiệm vụ trinh sát còn được chế tạo làm mục tiêu bay phục vụ bắn và diễn tập cho các loại khí tài thuộc biên chế của Quân chủng nói riêng và Bộ Quốc phòng nói chung Tính đa dạng của các loại khí tài và việc đưa vào trang bị những loại khí tài mới như Su-30MK2, tên lửa Spider, các chiến hạm đặt ra yêu cầu liên tục nghiên cứu phát triển các mẫu MBKNL mới, đa dạng về tính năng, hoàn chỉnh về khí động, kết cấu và điều khiển Nhu cầu này đi kèm với một quy trình khoa học, có tính hệ thống cao nhằm làm giảm thời gian nghiên cứu, chi phí rủi ro trong quá trình thử nghiệm và đặc biệt hơn là nguyên tắc an toàn trong việc thử nghiệm kỹ thuật Hàng không

Xuất phát từ tình hình thực tế, là một quân nhân trong Quân đội làm việc trong lĩnh vực MBKNL, được học tập và lĩnh hội kiến thức tại trường Đại học Bách khoa

Hà Nội, với mong muốn học hỏi nâng cao về kiến thức chuyên môn phục vụ công việc thực tế của đơn vị và được sự đồng ý của thầy giáo hướng dẫn TS Bùi Đăng

Thảnh, tôi đã chọn đề tài “Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay 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 được tại trường

để học hỏi và tiếp cận với các công nghệ đã có tại đơn vị, làm cơ sở tiếp cận các công nghệ tiến tiến của các nước trên thế giới, góp phần tích cực vào công tác nghiên cứu phát triển của đơn vị Đối tượng và phạm vi nghiên cứu chủ yếu là hướng tới lĩnh vực MBKNL trong nước và dần tiếp cận với công nghệ MBKNL trên thế giới

 Các luận điểm cơ bản và đóng góp mới:

Đến thời điểm hiện tại, trong lĩnh vực MBKNL trên thế giới cũng như tại Việt Nam đã có rất nhiều nghiên cứu thu được thành tựu lớn Tuy nhiên, các nghiên cứu trên thế giới chủ yếu tập chung vào các loại MBKNL cỡ lớn với chi phí cao và không phù hợp với điều kiện tại Việt Nam, các nghiên cứu trong nước chủ yếu tập chung vào các loại MBKNL với quy mô nhỏ, phục vụ chủ yếu cho việc trinh sát, chụp ảnh hay mục đích thương mại

Với đề tài “Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV”, tập chung nghiên cứu trên loại MBKNL cụ thể là mục tiêu D-96

có chức năng làm mục tiêu bay phục vụ diễn tập bắn đạn thật cho các đơn vị chiến

đấu Pháo và tên lửa Phòng Không trong Quân đội

 Phương pháp nghiên cứu:

Nghiên cứu, tìm hiểu rõ về đối tượng điều khiển là thiết bị bay không người lái (UAV) Cụ thể, trong nội dung luận văn sẽ nghiên cứu về mẫu máy bay cánh bằng D-96, từ đó nắm được cấu tạo các thành phần của máy bay, nguyên lý hoạt động, khảo sát động học và động lực học của máy bay, đưa ra được 12 phương trình chuyển động đặc trưng cho đối tượng điều khiển, làm cơ sở để xây dựng thuật toán điều khiển và phần cứng phù hợp Sử dụng thuật toán điều khiển xây dựng được kết hợp với bộ hệ số PID theo kinh nghiệm thực tế áp dụng cho đối tượng điều khiển là máy bay D-96, dùng công nghệ “Hardware in the Loop Simulation” kết hợp với phần mềm X-Plane để thử nghiệm và kiểm chứng Kết quả của quá trình thử nghiệm này sẽ cho ra một bộ hệ số PID phù hợp với mô hình khí động 3D của máy

bay D-96 Bước cuối cùng sẽ được kiểm chứng và kết luận bằng việc bay kiểm tra thực tế trên mẫu máy bay D-96 do phòng N.C phương tiện bay không người lái phối hợp và giúp đỡ

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

- Chương 1: Tìm hiểu tổng quan về thiết bị bay không người lái, cấu tạo các

thành phần, nguyên lý hoạt động của UAV cánh bằng Từ đó, xác định định hướng nghiên cứu của luận văn

- Chương 2: Tìm hiểu về máy bay D-96, khảo sát động học và động lực học của máy bay D-96

- Chương 3: Thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái

- Chương 4: Kết quả và bàn luận

 Kết luận:

Quá trình nghiên cứu có thể thực hiện bằng nhiều phương pháp khác nhau, trong đó có phương pháp sử dụng các kết quả của quá trình tích lũy kinh nghiệm thực tế kết hợp với kiến thức đã được học trong trường để kiểm chứng lại các kết quả của quá trình nghiên cứu Qua đây, tác giả sẽ trình bày nội dung luận văn theo phương pháp đã nêu trên, mong được sự đóng góp và ủng hộ của hội đồng cũng như các độc giả

Tôi xin chân thành cảm ơn!

Hà Nội, ngày tháng 12 năm 2017

Tác giả luận văn

Phạm Ngọc Khánh

Chương 1 TỔNG QUAN VỀ THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI

(UAV- Unmanned Aerial Vehicle) 1.1 Giới thiệu chung

1.1.1 Lịch sử phát triển

UAV là tên gọi chỉ chung cho các loại máy bay mà không có phi công ở buồng lái và được điều khiển từ xa từ trung tâm UAV có thể có nhiều hình dạng, kích thước và phục vụ nhiều mục đích khác nhau Từ khi ra đời đến nay UAV đã được

sử dụng phổ biến trong quân sự, chúng được sử dụng cho các nhiệm vụ huấn luyện, trinh sát, thông tin, tác chiến điện tử, và thậm chí trực tiếp tham gia chiến đấu Còn trong các lĩnh vực khác, UAV được sử dụng trong các nhiệm vụ như giám sát bờ biển, chống buôn lậu, kiểm soát môi trường, hay đánh giá sản lượng nông sản Phương tiện bay không người lái được nghiên cứu, phát triển từ thế chiến lần thứ nhất, thiết bị đầu tiên được biết đến là Aerial Torpedoes Tiếp đó, ngày 12/09/1916 máy bay tự động Hewitt-Sperry, còn được gọi là “Flying Bomb” được thử nghiệm thành công Năm 1917, các máy bay tự động đã được quân đội Mỹ phát triển và sử dụng, đây chính là tiền đề mở ra những hướng nghiên cứu và phát triển các mô hình máy bay tự động sau này

Trong những năm 1930, quân đội Anh với khả năng về khoa học kỹ thuật vượt trội đã chú trọng nghiên cứu và phát triển các phương tiện bay tự động Trước hết là những máy bay điều khiển bằng vô tuyến để hiệu chỉnh súng pháo phòng không, điển hình trong số đó là mục tiêu bay “Fairey Queen” phát triển từ thủy 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 tuyến Nổi bật nhất là các sản phẩm của Reginal Denny (một người Anh di cư) như RP-1, RP-2, RP-3, RP-4, và đặc biệt nhất là máy bay điều khiển vô tuyến OQ-2 được quân đội Mỹ đặt hàng 15000 chiếc vào năm 1940

Bước đột phá diễn ra trong chiến tranh thế giới lần thứ II khi quân đội Mỹ sử dụng những chiếc máy bay điều khiển vô tuyến TDR-1 mang theo bom và ngư lôi

tấn công các tàu của hải quân Nhật đang rời khỏi quần đảo Solomon Cũng trong cuộc chiến này không quân Mỹ (USAAF - the US Army Air Forces) đã sử dụng 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 sự ra đời của các loại UAV sử dụng động cơ phản lực Pulsejet, điển hình là loại mục tiêu T2D-1 Katydid được sử dụng trong Hải quân Mỹ

Chiến tranh thế giới lần thứ II kết thúc, những nghiên cứu trong lĩnh vực UAV không ngừng lại mà còn có những bước phát triển mới theo đòi hỏi của cuộc chạy đua vũ trang Việc sử dụng UAV làm mồi bẫy bắt đầu từ những năm 1950, điển hình là các sản phẩm của hãng Northrop Crossbow Để theo kịp tốc độ của máy bay chiến đấu với tốc độ vượt âm thanh, hãng Northrop đã thiết kế ra loại Q-4 với động

cơ phản lực tua - bin, sau phát triển thành AQM-35 với động cơ phản lực tua bin

GE J85

UAV được sử dụng cho nhiệm vụ do thám, tình báo vào cuối những năm 50 Đi đầu trong lĩnh vực này lại là quân đội Mỹ với UAV “Aerojet- General MQM-58 Oversere” được trang bị các loại sensor trinh sát hết sức tinh vi Từ đó, hướng nghiên cứu này ngày càng phát triển, đồng thời rất nhiều UAV làm nhiệm vụ giám sát, tình báo được quân đội Mỹ đưa vào sử dụng Điển hình là loại Model 147 Lighting Gug và Model 154 của Ryan, Compass Copes của Boeing, D21 của Lockheed được sử dụng trong chiến tranh Việt Nam, Trung Quốc và Bắc Triều Tiên vào những năm 1960 và đầu 1970 Cũng trong thời kỳ này, Liên Xô đã nghiên cứu và phát triển thành công nhiều loại máy bay do thám, trinh sát chống lại hoạt động của quân đội Mỹ và đồng minh. [1]

Qua quá trình phát triển lâu dài, ngày nay UAV đã chiếm một vị trí và vai trò rất quan trọng trong nhiều lĩnh vực mà đặc biệt là trong lĩnh vực quân sự là không thể thay thế Những bước tiến về khoa học công nghệ đã góp phần đáng kể vào việc hoàn thiện công nghệ chế tạo UAV

1.1.2 Phân loại UAV

Có nhiều cách phân loại UAV khác nhau nhưng có một số cách chủ yếu sau: Phân loại theo phương pháp bay của UAV có các loại: trực thăng, cánh bằng Phân loại theo loại động cơ sử dụng: động cơ phản lực, động cơ pit-tông, động

cơ điện

Phân loại theo nhiên liệu sử dụng: xăng, dầu, cồn, ắc quy

Phân loại theo cách thức vận hành có thể chia thành các loại là máy bay tự hành (hiện ít xuất hiện trong thực tế vì các lý do an toàn), máy bay điều khiển từ xa (xuất hiện phổ biến hơn) hoặc kết hợp cả hai

1.1.3 Vai trò và khả năng ứng dụng

Hệ thống UAV có những ưu điểm vượt trội trong lĩnh vực quân sự như:

Không cần phi công điều khiển trực tiếp trong buồng lái, do đó giảm thiểu thương vong, giảm chi phí đào tạo, có thể bay liên tục trong nhiều giờ trong các trong các trường hợp khẩn cấp

UAV dễ dàng thay đổi đường bay do đó khó bị đánh chặn hơn các tên lửa hành trình, đồng thời có thể hoạt động ở các địa hình phức tạp

Với ưu thế kích thước nhỏ, khó bị phát hiện, UAV có thể hoạt động ở những vùng nguy hiểm, xâm nhập vào không phận để trinh sát và theo dõi đối phương, thậm chỉ có thể trực tiếp tấn công các mục tiêu khi cần thiết

Trong lĩnh vực khác, UAV cũng thể hiện ưu điểm với khả năng tự hành, nhiều kích thước khác nhau, thích hợp với môi trường khắc nghiệt, nguy hiểm mà con người không thể tới được

Tuy nhiên, nhược điểm của UAV là: giá thành cao, đòi hỏi hàm lượng kiến thức

về khoa học – kỹ thuật cao trong quá trình chế tạo

Với những ưu thế trên, UAV được ứng dụng trong cả quân sự và phi quân sự:

Quân sự

- Bay giám sát, hỗ trợ lực lượng mặt đất

- Theo dõi mục tiêu trên không, truyền hình ảnh video trực tiếp về căn cứ

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

- Công tác huấn luyện bay

- Rà soát, phát hiện, hỗ trợ tháo gỡ bom mìn (Lào đang áp dụng)

Phi quân sự

- Phục vụ giao hàng tận nơi

- Dự báo thời tiết, thu thập thông tin khí tượng (NASA và cơ quan thời tiết Hoa Kỳ đã sử dụng)

- Hỗ trợ quay phim, chụp ảnh từ trên không

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

- Bảo vệ động vật hoang dã (một vài khu bảo tồn tại Mỹ và Sumatra, Indonesia đã bắt đầu áp dụng)

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

- Công tác tìm kiếm, cứu nạn

1.2 Cấu trúc của hệ thống UAV

Một hệ thống UAV hoàn chỉnh thông thường bao gồm các thành phần chính như: UAV, máy phát lệnh điều khiển (TX), hệ thống truyền dữ liệu (Data link), trạm điều khiển mặt đất (GCS), hệ thống bám sát (Auto tracker), bệ phóng, các thiết

bị hỗ trợ, các thiết bị vận chuyển…được trình bày trên Hình 1.1:

Hình 1.1: Sơ đồ cấu trúc hệ thống UAV

1.2.1 Bộ xử lý trung tâm

Có thể nói đây là bộ não của UAV giữ vai trò điều khiển toàn bộ hoạt động của UAV, quản lý toàn bộ hành trình bay, các tham số tức thời của UAV, tọa độ, trạng thái hoạt động của UAV, thực hiện chức năng của các bộ điều khiển UAV theo các thuật toán điều khiển nó tiếp nhận, xử lý và tính toán mọi lệnh điều khiển từ trạm điều khiển mặt đất, mọi thông tin dữ liệu từ các hệ thống: Cảm biến, Radar, Camera giám sát rồi từ đó đưa ra các lệnh điều khiển đến các cơ cấu chấp hành để UAV bay theo đúng quỹ đạo đặt trước, hoặc theo đúng tín hiệu điều khiển của trạm mặt đất Phần trung tâm của hệ thống điện tập chung chủ yếu tại “Bộ xử lý trung tâm”, đây

là nơi nhận, xử lý các tín hiệu và xuất ra các lệnh điều khiển đến mọi cơ cấu chấp hành Sau khi nhận được các tín hiệu báo về, “Bộ xử lý trung tâm” sẽ tính toán, xử

lý các tín hiệu này và đưa ra các lệnh điều khiển đến các cơ cấu chấp hành theo từng chế độ và theo chương trình cài đặt trước Các tín hiệu nhận được bao gồm: Tín hiệu từ mạch điều khiển động cơ (ECU- Electronic Control Unit), tín hiệu từ “Máy thu lệnh điều khiển”, tín hiệu từ “Thiết bị truyền số liệu”, tín hiệu từ “Thiết bị định

vị vệ tinh”

1.2.2 Hệ thống cảm biến

Giống như cơ thể con người, hệ thống cảm biến là các giác quan của UAV có chức năng cảm nhận, đo đạc các tham số cần thiết rồi truyền dữ liệu về cho bộ xử lý trung tâm xử lý Hệ thống cảm biến phản ánh các tham số động học của 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, chỉ số các nguồn cung cấp Các loại cảm biến cơ bản của UAV gồm: Cảm biến gia tốc, cảm biến góc quay (IMU- Inertial Measurement Unit), cảm biến khí áp, cảm biến nhiệt độ…IMU là loại cảm biến rất quan trọng quyết định trạng thái bay của UAV Trước hết, một module IMU sẽ bao gồm hai cảm biến: cảm biến gia tốc (accelerometer) và cảm biến quay (gyroscope):

Accelerometer (gọi tắt là accel): Là một cảm biến đo gia tốc của bản thân module và thường sẽ có 3 trục xyz ứng với 3 chiều không gian (loại 1 và 2 trục ít

dùng) Lưu ý là accel đo cả gia tốc của trọng lực nên giá trị thực khi đo sẽ bao gồm

cả trọng lực Accel luôn có offset trên mỗi trục làm cho giá trị đo được thường lệch

đi so với thực tế một chút Ngoài ra, giá trị đó được theo accel thường khá nhiễu khiến cho việc đọc dữ liệu trở nên khó khăn

Gyroscope (gọi tắt là gyro): Là một loại cảm biến đo tốc độ quay của nó quanh một trục Tương tự với accel, gyro cũng thường có 3 trục xyz Cũng như accel, gyro cũng có offset (hay còn gọi là bias) làm lệch các giá trị đo

Một vấn đề khác nữa có thể gặp phải của gyro là drift, có nghĩa là bias cũng thay đổi chậm theo thời gian Dù vậy, điểm cộng là gyro lại ít bị nhiễu hơn accel Một module IMU đầy đủ sẽ được gọi là 6-DOF (6 Degrees Of Freedom) tức

là 6 trục độc lập (3 của accel và 3 của gyro)

1.2.3 Hệ thống Radar

Đây là một hệ thống sử dụng để định vị và đo khoảng cách và lập bản đồ các vật thể như máy bay hay mưa Radar hoạt động ở tần sô vô tuyến siêu cao tần, có bước sóng cực ngắn, dưới dạng xung được phát theo một tần số lập xung nhất định Nhờ vào ănten, sóng radar tập trung thành một luồng hẹp phát vào trong không gian Trong quá trình lan truyền, sóng radar gặp bất kỳ mục tiêu nào thì nó bị phản

xạ trở lại Tín hiệu phản xạ trở lại được chuyển sang tín hiệu điện Nhờ biết được vận tốc sóng, thời gian sóng phản xạ trở lại nên có thể biết được khoảng cách từ máy phát đến mục tiêu Sóng radio có thể dễ dàng tạo ra với cường độ thích hợp, có thể phát hiện một lượng sóng cực nhỏ và sau đó khuếch đại vài lần Vì thế radar thích hợp để định vị vật ở khoảng cách xa mà các sự phản xạ khác như của âm thanh hay của ánh sáng là quá yếu không đủ để định vị Tuy nhiên, sóng radio không truyền xa được trong môi trường nước, do đó, dưới mặt biển, người ta không dùng được radar để định vị mà thay vào đó là máy sonar dùng siêu âm

1.2.4 Hệ thống Camera giám sát

Hệ thống này là một lựa chọn mở rộng cho UAV đặc biệt là các UAV trinh sát

Hệ thống này được trang bị một camera quan sát có tác dụng quay và chụp hình các mục tiêu theo lệnh điều khiển kết hợp với một hệ thống bám sát mục tiêu cố định

hay di động tại mặt đất Tín hiệu camera thu được liên tục truyền tín hiệu về trạm điều khiển mặt đất và được lưu lại trên thẻ nhớ phục vụ quá trình kiểm tra giám sát tại mặt đất

1.2.5 Hệ thống dù, túi khí

Đây là hệ thống bảo đảm cho quá trình hạ cánh của UAV được an toàn và giảm thiểu thiệt hại trong những địa hình phức tạp không có đường băng cất hạ cánh hoặc trong các trường hợp yêu cầu UAV phải hạ cánh khẩn cấp Hệ thống dù giúp UAV giảm được vận tốc và gia tốc khi rơi tự do, hệ thống túi khí giúp cho UAV giảm được xung lực và phản lực của mặt đất lên UAV khi UAV tiếp đất từ đó giảm được thiệt hại đáng kể cho UAV Hệ thống dù và túi khí có thể được điều khiển và kích hoạt trực tiếp từ lệnh điều khiển trên tay của phi công điều khiển mặt đất hoặc được điều khiển từ trạm điều khiển mặt đất

1.2.6 Hệ thống tiết sáng hồng ngoại

Là hệ thống được phát triển đặc biệt từ các yêu cầu và mục đích quân sự và được sử dụng trên các UAV làm mục tiêu luyện tập cho bộ đội Khi hệ thống này được điều khiển kích hoạt, các hệ thống radar của máy bay chiến đấu hay của các hệ thống phòng thủ mặt đất: tên lửa, pháo sẽ thu được tín hiệu của UAV phát ra, từ đó định vị, theo dõi và giám sát được vị trí của UAV để khống chế hay tiêu diệt mục tiêu theo yêu cầu nhiệm vụ đặt ra

1.2.7 Hệ thống định vị

Có chức năng luôn luôn báo chính xác vị trí, tọa độ của UAV Các thông tin này được đưa vào “Bộ xử lý trung tâm”, qua quá trình xử lý thông tin và gửi về màn hình trạm điều khiển mặt đất cho người điều khiển giúp người điều khiển luôn kiểm soát chặt chẽ và làm chủ được UAV Trên UAV thường có 02 hệ thống định vị: Hệ thống định vị toàn cầu (GPS- Global Positioning System) và hệ thống dẫn đường quán tính (INS- Inertial navigation System)

GPS: Là hệ thống xác định vị trí dựa trên vị trí mạng lưới của 24 vệ tinh nhân tạo Trong cùng một thời điểm, tọa độ của một điểm trên mặt đất sẽ được xác định nếu xác định được khoảng cách từ điểm đó đến ít nhất ba vệ tinh Các vệ tinh GPS

bay vòng quanh Trái Đất hai lần trong một ngày theo một quỹ đạo rất chính xác và phát tín hiệu có thông tin xuống Trái Đất Các máy thu GPS nhận thông tin này và bằng phép tính lượng giác tính được chính xác vị trí của người dùng Về bản chất máy thu GPS so sánh thời gian tín hiệu được phát đi từ vệ tinh với thời gian nhận được chúng Sai lệch về thời gian cho biết máy thu GPS ở cách vệ tinh bao xa Rồi với nhiều khoảng cách đo được tới nhiều vệ tinh máy thu có thể tính được vị trí của người dùng và hiển thị lên bản đồ điện tử của máy Máy thu phải nhận được tín hiệu của ít nhất ba vệ tinh để tính ra vị trí hai chiều (kinh độ và vĩ độ) và để theo dõi được chuyển động Khi nhận được tín hiệu của ít nhất 4 vệ tinh thì máy thu có thể tính được vị trí ba chiều (kinh độ, vĩ độ và độ cao) Một khi vị trí người dùng đã tính được thì máy thu GPS có thể tính các thông tin khác, như tốc độ, hướng chuyển động, bám sát di chuyển, khoảng hành trình, quãng cách tới điểm đến, thời gian Mặt Trời mọc, lặn và nhiều thứ khác nữa Các vệ tinh GPS phát hai tín hiệu vô tuyến công suất thấp dải L1 và L2 (dải L là phần sóng cực ngắn của phổ điện từ trải rộng từ 0,39 tới 1,55 GHz) GPS dân sự dùng tần số L1 1575.42 MHz trong dải UHF Tín hiệu truyền trực thị, có nghĩa là chúng sẽ xuyên qua mây, thuỷ tinh 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) Mỗi một vệ tinh có một mã truyền dẫn nhất định, cho phép máy thu GPS nhận dạng được tín hiệu Mục đích của các mã tín hiệu này là để tính toán khoảng cách từ vệ tinh đến máy thu GPS

Tín hiệu GPS chứa ba mẫu thông tin khác nhau – mã giả ngẫu nhiên, dữ liệu thiên văn và dữ liệu lịch Mã giả ngẫu nhiên đơn giản chỉ là mã định danh để xác định được quả vệ tinh nào là phát thông tin nào Có thể nhìn số hiệu của các quả vệ tinh trên trang vệ tinh của máy thu Garmin để biết nó nhận được tín hiệu của quả nào

Dữ liệu thiên văn cho máy thu GPS biết quả vệ tinh ở đâu trên quỹ đạo ở mỗi thời điểm trong ngày Mỗi quả vệ tinh phát dữ liệu thiên văn chỉ ra thông tin quỹ đạo cho

vệ tinh đó và mỗi vệ tinh khác trong hệ thống Dữ liệu lịch được phát đều đặn bởi

mỗi quả vệ tinh, chứa thông tin quan trọng về trạng thái của vệ tinh (lành mạnh hay không), ngày giờ hiện tại Phần này của tín hiệu là cốt lõi để phát hiện ra vị trí

INS: Là hệ thống sử dụng phương pháp dẫn đường quán tính dựa vào vị trí, vận tốc và động thái ban đầu đã biết của phương tiện Từ đó, xác định hướng và đo gia tốc rồi dùng phương pháp tích phân để tìm ra vị trí của phương tiện Đây là phương pháp dẫn đường duy nhất không dựa vào thiết bị bảo đảm vị trí bên ngoài Nếu các phương pháp dẫn đường vô tuyến bao gồm cả định vị vệ tinh chịu ảnh hưởng của sóng vô tuyến điện và không sử dụng được trong những khu vực không

có sóng hoặc gián đoạn trong một thời gian thì phương pháp dẫn đường quán tính

có thể khắc phục được Tuy nhiên, sau một thời gian do ảnh hưởng của nhiều yếu

tố, dẫn đường quán tính sẽ xuất hiện sai lệch trong việc xác định vị trí, nếu không

có sự điều chỉnh nhất định Hệ thống dẫn đường quán tính INS có hai ưu điểm nổi bật khi so sánh với các hệ thống dẫn đường khác: Khả năng hoạt động tự trị và độ chính xác cao trong những khoảng thời gian ngắn Lỗi nghiêm trọng nhất của hệ thống INS là do các cảm biến quán tính gây ra Chính vì thế trong những ứng dụng thời gian dài thì hệ thống INS thường sử dụng với các hệ thống hỗ trợ khác như hệ thống dẫn đường vô tuyến (Loran, Omega và Tacan), hệ thống dẫn đường vệ tinh (GPS, GLONASS, GALILEO…), JTIDS, DME…Các hệ thống này hoạt động ổn định theo thời gian và vì thế cần tích hợp INS và các hệ thống hỗ trợ này Sự kết hợp GPS và INS là lý tưởng nhất vì hai hệ thống này có khả năng bù trừ nhau hiệu quả Trái tim của hệ thống tích hợp này chính là bộ lọc Kalman Về bản chất, bộ lọc Kalman là một bộ biểu thức toán học cung cấp một hiệu quả đệ quy, có nghĩa là ước lượng trạng thái của một quá trình, theo một mức độ rằng cực tiểu hóa sai số bình phương trung bình Bộ lọc có nhiều ưu điểm trong nhiều khía cạnh: nó hỗ trợ các trạng thái ước lượng của quá khứ, hiện tại và sự kiện tương lai [2]

Trong hai hệ thống trên thì mỗi một hệ thống đều có những ưu, nhược điểm khác nhau nên UAV trong thực tế thường sử dụng kết hợp 2 hệ thống với nhau để nâng cao tính chính xác và hiệu quả Độ chính xác của hệ thống tích hợp GPS/INS được chứng minh cao hơn độ chính xác của hệ thống GPS hay INS khi hoạt động độc lập Độ

chính xác này sẽ được tăng lên nếu tăng số trạng thái của bộ lọc Kalman và mô hình hoá được các tác nhân gây lỗi khác nữa của cảm biến quán tính INS

1.2.8 Hệ thống Servo

Là hệ thống các động cơ điện một chiều có độ chính xác cao nhờ có vòng phản hồi Tín hiệu ra của động cơ được nối với một mạch điều khiển, khi động cơ quay, vận tốc và vị trí sẽ được hồi tiếp về mạch điều khiển này Nếu có bầt kỳ lý do nào ngăn cản chuyển động quay của động cơ, cơ cấu hồi tiếp sẽ nhận thấy tín hiệu ra chưa đạt được vị trí mong muốn Mạch điều khiển tiếp tục chỉnh sai lệch cho động

cơ đạt được điểm chính xác Hệ thống Servo có tác dụng biến đổi tín hiệu điều khiển thành các Moment lực tác động lên bản lái của UAV để điều khiển UAV theo yêu cầu đặt ra của Phi công điều khiển mặt đất hay yêu cầu hoặc nhiệm vụ của trạm điều khiển mặt đất Các tín hiệu điều khiển này làm thay đổi trạng thái khí động học của máy bay, bằng cách làm thay đổi độ phẳng bề mặt cánh nhờ các Servo Vị trí đòn bẩy của Servo sẽ thay đổi tùy theo độ rộng xung điều khiển Độ rộng xung này thay đổi trong khoảng từ 1ms đến 2ms ứng với góc mở của đòn bẩy là nhỏ nhất và lớn nhất Mối quan hệ giữa độ rộng xung điều khiển và góc mở đòn bẩy là mô hình tuyến tính Thông thường, đối với các máy bay cánh bằng thì hệ thống Servo điều khiển các kênh cơ bản bao gồm: Kênh Roll (điều khiển cánh lái liệng), kênh Pitch (điều khiển cánh lái lên xuống), kênh Yaw (điều khiển hướng), kênh Throttle (điều khiển kênh ga), kênh Flap (điều khiển cánh tà)

1.2.9 Máy thu lệnh điều khiển

Có chức năng nhận lệnh điều khiển cụ thể là sóng radio từ máy phát lệnh điều khiển và giải mã các tín hiệu thành tín hiệu điều khiển gửi vào “Bộ xử lý trung tâm”

ở các chế độ lái khác nhau Dựa vào các lệnh điều khiển này mà “Bộ xử lý trung tâm” sẽ xuất ra các lệnh tương ứng để điều khiển các cơ cấu chấp hành mà cụ thể là

“Hệ thống Servo” Máy thu lệnh điều khiển làm việc theo băng tần FM (frequency modulation- Điều tần), AM (amplitude modulation- Điều biên) hay PPM (Pulse Position Modulation)

Máy phát lệnh điều khiển (TX- Transmitter): Là thiết bị có chức năng điều khiển UAV từ mặt đất bằng cách phát ra các tín hiệu điều khiển ra không gian Tx

cơ bản bao gồm các phần chính như: Cần điều khiển, Module RF, antena thu phát, các biến trở…Với 5 lệnh điều khiển lái, người phi công điều khiển MBKNL sẽ ra các lệnh điều khiển làm thay đổi điện áp điều khiển Các điện áp điều khiển này được đưa qua bộ biến đổi tương tự/số (ADC – Analog Digital Converter) thành tín hiệu số Sau đó chúng được được đưa vào bộ xử lý số liệu Với lệnh điều khiển, chế

độ làm việc và tín hiệu được đưa qua bộ biến đổi điện áp trước khi vào bộ xử lý số liệu như 5 lệnh trên Trong bộ xử lý số liệu, các lệnh điều khiển sẽ được đưa qua một bộ lọc giới hạn nhằm hạn chế những lệnh gây quá tải lên các cánh lái máy bay Sau đó, dữ liệu của cả 5 lệnh sẽ được tạo thành các gói thông tin, đồng thời được gắn thêm mã phát hiện lỗi nhằm nâng cao độ chính xác của thông tin Trước khi truyền qua kênh vô tuyến, số liệu cũng có thể được bảo mật theo các thuật toán mã mật nhằm nâng cao tính bảo mật của 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 tiếp với máy phát Tại máy phát, thông tin điều khiển được điều chế và phát tới máy bay thông qua kênh vô tuyến Sóng radio cần phải được điều chế trước khi phát đi Có 2 dạng điều chế là AM và FM:

AM điều biên: là tín hiệu được điều chế vào sóng mang dưới dạng thay đồi biên

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

PPM: vị trí của Servo được quyết định bởi thời gian của 2 xung tín hiệu liên tiếp, xét theo hình thức làm việc có thể xem nó thuộc nhóm Analog

PCM: vị trí max & min của Servo được chia ra thành nhiều khoảng nhỏ và được đánh số (VD với PCM1028 thì từ min tới max của Servo được chia ra thành 1028 vị trí ) Tùy theo vị trí của tay điều khiển mà Tx gởi đi 1 con số ứng với vị trí đó

1.2.10 Hệ thống truyền dữ liệu

Là thiết bị dùng để truyền dữ liệu giữa GCS và UAV Các lệnh điều khiển từ GCS sẽ được mã hóa và truyền đi vào không gian tới UAV nhờ modem truyền dữ liệu Ngược lại, các thông tin, tham số, trạng thái, vị trí của UAV cũng sẽ được mã hóa và gửi về GCS thông qua modem truyền dữ liệu Kênh liên lạc giữa máy bay giúp cho quá trình giám sát - điều khiển giữa máy bay và trạm điều khiển mặt đất được thông suốt trong quá trình bay Kênh liên lạc này phải đảm bảo hai yêu cầu: tính liên tục và bền vững trong bán kính hoạt động của UAV, tính bảo mật để chống các yếu tố can thiệp về tác chiến điện tử hoặc nhiễu vô tuyến do các khí tài khác sinh ra trong quá trình thực hiện nhiệm vụ

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

Trạm điều khiển máy bay không người lái có công dụng: cấu hình, cài đặt, giám sát, điều khiển các loại PTBKNL tại mặt đất cũng như trong suốt quá trình bay thực hành nhiệm vụ theo thời gian thực GCS có khả năng điều khiển mở rộng: Điều khiển nhiều thiết bị, máy móc điều khiển từ xa khác có sử dụng modem thu phát tùy thuộc vào modem thu phát dữ liệu và mục đích sử dụng Ngoài ra, GCS còn có khả năng giám sát, điều khiển nhiều UAV cùng một thời điểm theo thời gian thực

1.2.12 Hệ thống bám sát (Auto tracking)

Là thiết bị kết nối mở rộng với GCS có chức năng luôn bám sát chính xác theo hướng MBKNL trong suốt quá trình điều khiển làm tăng khả năng điều khiển định hướng của GCS ở tầm trung và tầm xa đặc biệt khi dùng Antenna định hướng

1.2.13 Bệ phóng

Là hệ thống kết cấu cơ khí được chế tạo nhằm mục đích tạo gia tốc ban đầu cho UAV giúp UAV đủ tốc độ cất cánh trong trường hợp UAV không thể cất cánh bằng đường băng Bệ phóng có thể có cơ cấu phóng bằng dây chun hoặc bằng khí nén hay từ trường, liều thuốc phóng

1.2.14 Thiết bị hỗ trợ

Thiết bị hỗ trợ của hệ thống UAV bao gồm: thiết bị khởi động động cơ UAV, thiết bị bơm nhiên liệu, thiết bị cân chỉnh, hiệu chỉnh UAV trước khi cất cánh, thiết

bị kéo dắt UAV

1.3 Giới thiệu về UAV cánh bằng

Để nghiên cứu và thiết kế bộ điều khiển MBKNL, người nghiên cứu cần nắm vững được đối tượng điều khiển, đây là một phần tạo tiền đề nghiên cứu cho các phần tiếp theo Trong mục này sẽ giới thiệu tổng quan về cấu tạo và nguyên lý hoạt động của đối tượng điều khiển sẽ được áp dụng để thiết kế bộ điều khiển, đó là máy bay cánh bằng D-96 do Viện kỹ thuật PK-KQ đã nghiên cứu, thiết kế và chế tạo thành công

1.3.1 Cấu tạo của máy bay cánh bằng

Máy bay cánh bằng hay còn gọi là máy bay cánh cố định Chúng được cấu tạo bởi các thành phần như sau:

Cánh chính: Đây là thành phần rất quan trọng của máy bay, cánh chính có chức năng là tạo lực nâng để cân bằng với trọng lực của máy bay khi bay Trên cánh chính thường bố trí hai cánh lái liệng phần đầu hai mút cánh Cánh lái liệng có chức năng tạo chuyển động quay quanh trục dọc máy bay, giúp máy bay đổi hướng chuyển động

Thân: Là thành phần để ghép nối các bộ phận của máy bay như cánh, đuôi, động cơ, càng đồng thời là nơi để chứa nhiên liệu, các hệ thống điện - điện tử, và các trang thiết bị khác Thân máy bay thường được chia làm các khoang công tác khác nhau với mục đích tăng cường độ cứng và độ bền cho thân và để ngăn cách nhiên liệu với các khoang lắp trang thiết bị 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: Được cấu tạo bởi hai thành phần là phần cố định (tấm 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: Được cấu tạo bởi hai thành phần là phần cố định (tấm ổn định ngang) có chức năng giữ ổn định ngang cho máy bay và phần chuyển động là cánh lái độ cao

Hệ thống càng gồm càng trước và càng sau:

- Càng trước gồm 1 bánh, 1 trụ càng được liên kết với thân bằng liên kết 5 bậc

tự do, càng trước còn 1 bậc tự do (1 khả 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 chế tạo liền khối được liên kết cố định 6 bậc tự

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

Hệ thống động lực: gồm động cơ piston và cánh quạt có chức năng tạo lực đẩy thắng lực cản của máy bay trong khi bay

Hệ thống nhiên liệu: gồm bình chứa, các đầu nối, các đường ống dẫn nhiên liệu, đường thông hơi Hệ thống nhiên liệu dùng để cấp nhiên liệu cho động cơ

1.3.2 Nguyên lý hoạt động của máy bay cánh bằng

Để máy bay có thể bay được và cân bằng trong không trung thì:

- Lực đẩy phải cân bằng với lực cản của máy bay Lực đẩy được tạo ra bởi động cơ và cánh quạt của máy bay, còn lực cản của máy bay chính là lực cản khí động sinh ra khi máy bay chuyển động trong không trung

- Lực nâng của máy bay phải cân bằng với trọng lực của máy bay

Trên thực tế, hầu hết các loại máy bay thì lực nâng của máy bay chủ yếu do cánh chính tạo nên Nguyên lý tạo lực nâng của cánh cụ thể như sau: Khi dòng khí chuyển động quanh profil cánh, dẫn đến sự chênh lệch áp suất giữa hai mặt trên và mặt dưới của cánh Sự chênh áp này sẽ tạo cho cánh có lực nâng

Hình 1.2: Cấu tạo máy bay cánh bằng D-96

Để điều khiển chuyển động của máy bay cánh bằng người thường sử dụng 4 kênh điều khiển sau:

Kênh Throttle: Kênh ga điều khiển tốc độ 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

Lỗ thông gió càng mở lớn thì máy sẽ hoạt động càng mạnh Đối với loại dùng động

cơ điện việc tăng hay giảm hoạt động của động cơ sẽ thông qua 1 mạch điều tốc (Electric Speed Control)

Hình 1.3: Động cơ máy nổ

Hình 1.4: Động cơ điện

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 thì toàn bộ không khí sẽ tác động vào phần đuôi, đẩy đuôi máy bay xuống, nhờ đó mà đầu máy bay được ngóc lên Và ngược lại khi đuôi ngang được hạ xuống phần gió sẽ đẩy đuôi máy bay đi lên làm cho đầu máy bay trúc xuống Khi cánh đuôi được nâng lên thì toàn bộ không khí sẽ tác động vào phần đuôi Đẩy đuôi đi xuống, nhờ đó mà đầu máy bay ngóc lên Và ngược lại, khi cánh đuôi hạ xuống thì phần gió sẽ đẩy phần đuôi đi lên dẫn đến việc đầu máy bay sẽ bị trúc xuống

Hình 1.5: Cánh lái đuôi Elevator

Ta có thể hiểu nguyên lý hoạt động của việc luồng gió tác động như thế nào lên cánh đuôi qua Hình 1.6

Hình 1.6: Nguyên lý hoạt động của cánh lái đuôi

c) Kênh cánh lái đuôi đứng (Rudder)

Cánh đuôi đứng này cũng có nhiệm vụ 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

Hình 1.7: Rudder: kênh cánh lái đuôi đứng

Khi đang bay ở vị trí cân bằng, máy bay muốn chuyển hướng thì lúc này chúng

ta sẽ cần điều khiển cánh đuôi Việc sử dụng cánh đuôi để chuyển hướng sẽ giải quyết vấn đề: không nhất thiết phải nghiêng máy bay sang 1 bên, cần độ ổn định khi bay, góc lái không cần quá gấp

Hình 1.8: Nguyên lý kênh cánh lái đuôi đứng

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 sẽ ảnh hưởng đến việc thay đổi lộ trình của máy bay ở cả 2 hướng: nghiêng trái, nghiêng phải

Hình 1.9: Cánh liệng Aileron

1.4 Kết luận chương

Chương 1 đã trình bày tổng quan về UAV, phân loại, vai trò ứng dụng và cấu trúc của chúng Bên cạnh đó, học viên cũng tập trung vào phân tích về UAV cánh bằng- là đối tượng nghiên cứu của luận văn này

Phần nghiên cứu tiếp theo trong Chương 2 sẽ tập trung vào máy bay cánh bằng D-96 để từ đó tiến đến thiết kế bộ điều khiển trên không cho đối tượng này

CHƯƠNG 2 TÌM HIỂU VỀ MÁY BAY CÁNH BẰNG D-96, KHẢO SÁT ĐỘNG HỌC VÀ ĐỘNG LỰC HỌC MÁY BAY D-96

2.1 Tổng quan về máy bay D-96

Hệ thống điều khiển máy bay được thiết kế để điều khiển một loại máy bay đã được nghiên cứu và phát triển tại Viện Kỹ thuật PK-KQ đó là máy bay D-96 Nội dung này sẽ giới thiệu tổng quan về máy bay D-96

Máy bay D-96 được cấu tạo bởi những 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 bình nhiên liệu, động cơ, hộp chương trình, Servo điều khiển càng trước, Servo điều khiển tay ga và một số thiết bị khác

b) Cấu tạo

- Thân máy bay D-96 (Hình 2.1) được làm bằng vật liệu composite có chiều dài

Lt = 1350mm, với hình dạng thon nhọn về đuôi, mặt cắt ngang thân có dạng hình tròn, kích thước mặt cắt ngang lớn nhất là có đường kính 170mm Thân được thiết kế gồm hai nửa ghép lại với nhau theo công nghệ đúc khuôn âm Bề mặt thân sau khi đúc được xử lý bằng phương pháp mài tinh, bả, sơn phủ với mục đích tạo ra bề mặt nhẵn bóng làm giảm lực cản khí động và nâng tính thẩm mỹ cho máy bay

- Phần đầu thân gắn một mặt bích tròn gỗ ép dày 10mm, đường kính 150mm

để cố định động cơ và càng trước máy bay

- Phía bên phải đầu thân được bố trí một nắp công tác để 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 cố định 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 điện tử

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

Hình 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 chế độ bay và cơ động của từng loại máy bay

- 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) Cấu tạo

Profil cánh máy bay

Profil cho cánh máy bay D-96 được thiết kế theo mẫu sau:

- Naca 0006 cho đuôi đứng và đuôi ngang;

- Naca 2412 cho cánh chính

Các tham số hình học và khí động học của hai loại airfoil trên được biểu cho trong các Hình 2.2- Hình 2.11

Hình 2.3: Đồ thị hệ số lực nâng Cl theo góc tấn α

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

Hình 2.9: Đồ thị hệ số lực nâng C d theo góc tấn α

Các thông số hình học của cánh

Hình 2.12: Cánh máy bay D-96

- Cánh của máy bay D-96 (Hình 2.12) được thiết kế với hình dạng kiểu hình chữ nhật, profil lồi hai mặt dạng NACA 2412 Sải cánh có độ dài Lc = 2100mm, diện tích cánh Sc = 0.63 m2, độ dãn dài =7, độ thu hẹp =1 Phần cốt được sử dụng bằng vật liệu xốp nhựa đảm bảo yêu cầu nhẹ và định hình tốt, phần vỏ ngoài dùng vật liệu composite với độ dày 1mm có tăng cường thêm xương dầm bằng hộp nhôm kích thước 20×12 mm dày 2mm đảm bảo độ cứng, chống các momen uốn và

xoắn sinh ra trong quá trình 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 được thể hiện ở Hình 2.13, gồm hai phần: đuôi đứng và đuôi ngang

Hình 2.13: Đuôi máy bay

độ chính xác trong chế tạo, đuôi đứng được chế tạo liền khối với thân

b) Đuôi ngang

 Chức năng

Đuôi ngang dùng để ổn định và điều khiển dọc máy bay (ổn định và điều

khiển máy bay theo trục OZ)

 Cấu tạo

Đuôi ngang máy bay D-96 có hình dạng tam giác, profil đối xứng dạng NACA

0006 Đuôi ngang gồm hai phần: phần cố định (tấm ổn định ngang) và phần di động