TÀI LIỆU BỒI DƯỠNG HỌC SINH GIỎI KỸ NĂNG VIẾT ĐOẠN VĂN NGHỊ LUẬN XÃ HỘI 200 C...
Nghiên cứu thiết kế hệ thống điều khiển trên thiết bị bay không người lái UAV.pdf
1. BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
---------------------------------------
PHẠ ỌC KHÁNH
M NG
NGHIÊN CỨU THIẾ Ế Ệ Ề ỂN TRÊN
T K H TH NG ĐI U KHI
THIẾ Ị BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI
T B UAV
LUẬN VĂN THẠC SĨ Ỹ Ậ
K THU T
ĐIỀ ỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA
U KHI
Hà Nộ –
i năm 2017
2. BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
---------------------------------------
PHẠM NGỌC KHÁNH
NGHIÊN CỨU THIẾT KẾ HỆ ĐIỀU KHIỂN TRÊN
TH NG
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 – ăm 2017
n
3. L OAN
ỜI CAM Đ
Tôi xin cam đoan bả ận văn thạc sĩ khoa học: “
n lu Nghiên cứ ế ế ệ
u thi t k h
thống điề ển trên thiế ị bay không người lái UAV
u khi t b ” do tôi tự ế ế dướ ự
thi t k i s
hướ ẫ ủ ầy giáo . Các số ệu và kế ả là hoàn toàn
ng d n c a th TS Bùi Đăng Thảnh li t qu
đúng vớ ự ế
i th c t .
s d ng nh c ghi trong
Để hoàn thành luận văn này, tôi chỉ ử ụ ững tài liệu đượ
danh m u tham kh d ng b t k
ục tài liệ ảo và không sao chép hay sử ụ ấ ỳ tài liệu nào
khác. Nếu phát hiện có sự ịu hoàn toàn trách nhiệ
sao chép tôi xin ch m.
Hà Nội, ngày tháng năm 2017
Tác giả ận văn
lu
m Ng
Phạ ọc Khánh
4. M C
ỤC LỤ
DANH M VI
ỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ ẾT TẮT.........................................iv
DANH MỤC HÌNH VẼ, ĐỒ Ị
TH ............................................................................v
DANH M C B
Ụ Ả Ể
NG BI U ................................................................................... viii
Chương 1. TỔ Ề Ế Ị BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI (UAV
NG QUAN V THI T B -
Unmanned Aerial Vehicle) .......................................................................................4
1.1. u chung ...........................................................................................4
Giới thiệ
1.1.1. L n ..............................................................................4
ịch sử phát triể
1.1.2. i UAV..................................................................................6
Phân loạ
1.1.3. ng d ng...........................................................6
Vai trò và khả năng ứ ụ
1.2. C a h ng UAV .........................................................................7
ấu trúc củ ệ thố
1.2.1. B x ............................................................................8
ộ ử lý trung tâm
1.2.2. H ng c n ............................................................................8
ệ thố ảm biế
1.2.3. H ng Radar .................................................................................9
ệ thố
1.2.4. H ................................................................9
ệ thống Camera giám sát
1.2.5. H ........................................................................10
ệ thống dù, túi khí
1.2.6. H ng ti ng ngo i ........................................................10
ệ thố ết sáng hồ ạ
1.2.7. H nh v ..............................................................................10
ệ thống đị ị
1.2.8. H ng Servo ...............................................................................13
ệ thố
1.2.9. u khi n .................................................................13
Máy thu lệnh điề ể
1.2.10. H ng truy n d u ..................................................................15
ệ thố ề ữ liệ
1.2.11. Trạm điều khiển mặt đất (GCS - Ground Control Station) ..............15
1.2.12. H ...................................................15
ệ thống bám sát (Auto tracking)
1.2.13. B .........................................................................................15
ệ phóng
1.2.14. h .................................................................................16
Thiết bị ỗ trợ
1.3. u v .....................................................................16
Giới thiệ ề UAV cánh bằng
1.3.1. C u t o c a m y bay c nh b ng......................................................16
ấ ạ ủ á á
1.3.2. ho ng c a m y bay c nh b ng ................................17
Nguyên lý ạ ộ
t đ ủ á á
1.4. K ..........................................................................................22
ết luận chương
5. ii
CHƯƠNG 2. TÌ Ể Ề Á Á Ả Á
M HI U V M Y BAY C NH B NG D-96, KH O S T
ĐỘ Ọ À ĐỘ Ự Ọ Á
NG H C V NG L C H C M Y BAY D-96........................................23
2.1. T ng quan v m -96 .......................................................................23
ề áy bay D
2.1.1. y bay..................................................................................23
Thân má
2.1.2. C nh m y bay .................................................................................24
á á
2.1.3. y bay..................................................................................28
Đuôi má
2.1.4. C nh l u khi n...................................................................30
ác cá ái điề ể
2.1.5. C ng m y bay .................................................................................31
à á
2.1.6. ng l c.............................................................................32
Thiết bị độ ự
2.1.7. H u.........................................................................33
ệ thống nhiên liệ
2.2. ng h a m D-96.............................34
Khảo sát độ ọc và động lực học củ áy bay
2.3. K ..........................................................................................38
ết luận chương
Chương 3. THIẾ Ế Ệ NG ĐIỀ ỂN TRÊN THIẾ Ị
T K H TH U KHI T B BAY
KHÔNG NGƯỜI LÁI ............................................................................................39
3.1. ..........................................................39
Cơ sở thiết kế và phương án thiết kế
3.1.1. thi ..................................................................................39
Cơ sở ết kế
3.1.2. ..........................................................................39
Phương án thiết kế
3.2. .....................................................................................40
Thiết kế phần cứng
3.2.1. u khi ...................................................................41
Vi điề ểntrung tâm
3.2.2. nh v v ....................................................................42
Thiết bị đị ị ệ tinh
3.2.3. Con quay h i chuy .............................................................44
ồ ển vi cơ
3.2.4. Modem thu RF ................................................................................47
3.2.5. u ch p h nh ................................................47
Cơ cấ ấ à (Động cơ Servo)
3.2.6. p d u v i m y t nh ................................................48
Khối giao tiế ữ liệ ớ á í
3.2.7. p v o ...................................................49
Khối giao tiế ới động cơ Serv
3.2.8. u khi n m r ng ................................................................49
Khố ề
i đi ể ở ộ
3.2.9. n......................................................................................50
Khối nguồ
3.3. n ...................................................................52
Thiết kế phần mềm điều khiể
3.2.1. L thuy t chung v n PID s .............................................52
ý ế ề thuật toá ố
6. iii
3.2.2. t to n u khi n.....................................58
Lưu đồ thuậ á chương trnh điề ể
3.4. K ..........................................................................................67
ết luận chương
Chương 4. KẾ Ả À À Ậ
T QU V B N LU N.................................................................68
4.1. m trong ph nghi m.........................................................68
Th nghiệ ng th ệ
4.1.1. p ti n h nh ...................................................................68
Phương phá ế à
4.1.2. K nghi m.........................................................................73
ết quả thử ệ
4.2. m b ng vi c ki m tra bay ...............................................80
Th nghiệ ằ ệ ể thực tế
7. iv
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
IO Input/Output Cổng tín hiệu vào ra
MBKNL Máy bay không người lái
RC Radio Controlled Bộ điều khiển qua sóng radio
RF Radio Frequency Tần số sóng radio
RSSI
Received Signal Strength
Indicator
Chỉ ị ường độ tín hiệu ậ
th c nh n
được
UAV Unmanned Aerial Vehicle Phương tiện bay không người lái
8. v
DANH MỤC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ
H c
ồ
nh 1.1: Sơ đ ấu trúc hệ thống UAV .................................................................7
H -
nh 1.2: Cấu tạo máy bay cánh bng D 96 .........................................................18
Hnh 1.3: Động cơ máy nổ....................................................................................19
H n
ộng cơ điệ
nh 1.4: Đ .........................................................................................19
Hnh 1.5: Cánh lái đuôi Elevator...........................................................................20
H ạ ộ
nh 1.6: Nguyên lý ho t đ ng của cánh lái đuôi .................................................20
H ứ
nh 1.7: Rudder: kênh cánh lái đuôi đ ng ..........................................................20
Hnh 1.8: Nguyên lý kênh cánh lái đuôi đứng.......................................................21
H ng Aileron
ệ
nh 1.9: Cánh li ................................................................................21
Hnh 2.1: Thân máy bay D-96...............................................................................24
H nh 2.2: Profil Naca 2412 v i c
ới các thông số hnh học: độ dày tương đố tb= 12%,
độ cong tương đối ftb=2% .....................................................................................24
H h s l t
ồ
nh 2.3: Đ thị ệ ố ực nâng Cl theo góc ấn α ................................................25
H h s l
ồ
nh 2.4: Đ thị ệ ố ực cản Cd theo góc tấn α ..................................................25
H h s
ồ
nh 2.5: Đ thị ệ ố mô men dọc Cm theo góc tấn α.........................................25
H h s
ồ
nh 2.6: Đ thị ệ ố chấ ợ ộ
t lư ng khí đ ng Cl/Cd n
theo góc tấ α........................26
H nh 2.7: Profil Naca 0006 v i c
ới các thông số hnh học: độ dày tương đố tb= 6%,
độ cong tương đối ftb=0% .....................................................................................26
H h s l
ồ
nh 2.8: Đ thị ệ ố ực nâng Cl theo góc tấn α.................................................26
H h s l C
ồ
nh 2.9: Đ thị ệ ố ực nâng d theo góc tấn α ...............................................27
H h s
ồ
nh 2.10: Đ thị ệ ố mô men dọc Cm theo góc tấn α.......................................27
H h s ng C
ồ
nh 2.11: Đ thị ệ ố chấ ợ ộ
t lư ng khí đ l/Cd n
theo góc tấ α......................27
Hnh 2.12: Cánh máy bay D-96 ............................................................................28
Hnh 2.13: Đuôi máy bay......................................................................................29
H c
ớ
nh 2.14: Càng trư ..........................................................................................31
Hnh 2.15: Càng sau..............................................................................................32
H ộng cơ Zenoah
nh 2.16: Đ 26 CC.......................................................................33
H -
ạt máy bay D
nh 2.17: Cánh qu 96.....................................................................33
H u
nh 2.18: Hệ thố ệ
ng nhiên li .............................................................................34
H 9
nh 2.1 : Hệ trục tọa độ máy bay .......................................................................35
Hnh 3.1: Sơ đồ chức năng hệ thố ề
ng đi u khiển UAV ..........................................40
H x
ồ
nh 3.2: Sơ đ nguyên lý của khối vi ử lý trung tâm. .......................................42
9. vi
Hnh 3.3: Module GPS FGPMMOPA6H..............................................................43
H ồ
nh 3.4: Sơ đ nguyên lý GPS ............................................................................43
Hnh 3.5: Hệ trục thân PTBKNL ..........................................................................44
H nh 3.6: C m bi n gia t c MPU- m bi
ả ế ố 6000 (a), sơ đồ chân (b) và cấu trúc cả ến
(c)..........................................................................................................................45
H m bi -6000
ồ
nh 3.7: Sơ đ nguyên lý cả ến MPU ..................................................46
Hnh 3.8: Modem thu RF R617FS ........................................................................47
Hnh 3.9: Động cơ Servo, đòn bẩy và mô hnh điề ển qua điề ến độ ộ
u khi u bi r ng
xung PWM............................................................................................................48
H y t
ồ
nh 3.10: Sơ đ nguyên lý khối giao tiếp với má ính.......................................48
H ồ
nh 3.11: Sơ đ nguyên lý khối giao tiếp vớ ộng cơ Servo
i đ ..............................49
H r
ồ
nh 3.12: Sơ đ nguyên lý khối giao tiếp mở ộng .............................................50
H n
ồ
nh 3.13: Sơ đ nguyên lý khối khối nguồ ........................................................50
Hnh 3.14: Pin máy bay ........................................................................................51
Hnh 3.15: Sơ đồ khối của bộ điều khiển PID.......................................................53
H PV theo th K
ồ
nh 3.16: Đ thị ờ ị
i gian, ba giá tr p (Ki và Kd ng s )
là h ố ..............53
H PV theo th ng v
nh 3.17: Đồ thị ời gian, tương ứ ới 3 giá trị Ki (Kp và Kd không
đổi)........................................................................................................................54
H PV theo th 3 K
ồ
nh 3.18: Đ thị ời gian, với giá trị d (Kp và Ki không đổi)..........55
H e
nh 3.19: Xấp xỉ đạo hàm của biến sai số ........................................................56
H e
nh 3.20: Xấp xỉ tích phân của biến sai số .......................................................57
H u khi c
ề
nh 3.21: Vòng đi ể
n cân b ng theo trụ Roll ...........................................58
H c Pitch
nh 3.22: u khi
Vòng điề ể
n cân b ng theo trụ ...........................................58
Hnh 3.23: Lưu đồ thuật toán chính ......................................................................59
H thu d ng gi i thu v
nh 3.24: Lưu đồ ật toán sử ụ ả ật PID để đưa UAV về ị trí cân
bng ......................................................................................................................61
H thu nh h s PID b
nh 3.25: Lưu đồ ật toán chỉnh đị ệ ố ng phương pháp thực
nghiệm ..................................................................................................................62
H l
nh 3.26: Bộ ọc bù.............................................................................................63
H gia t c
ức tính góc nghiêng từ
nh 3.27: Công th ố ụ
c góc theo các tr .....................64
H c m bi d l
ồ
nh 3.28: Lưu đ thuậ ọ ị
t toán đ c giá tr ả ến sử ụng bộ ọc bù...................65
H ồ
nh 3.29: Lưu đ thuậ ự
t toán th c hiện các hàm ..................................................66
H k
ồ
nh 4.1: Sơ đ ết nối hệ thống mô phng..........................................................68
10. vii
H nh 4.2: C u h nh c n m m X-Plane khi k t n i v i ph n m
ấ ổng UDP trên phầ ề ế ố ớ ầ ềm
trạm điều khiển .....................................................................................................69
H nh 4.3: L a ch n t truy n d u v c c tham s n m m X-Plane xu
ự ọ ốc độ ề ữ liệ à á ố phầ ề ất
sang phần m u khi
ề ạm điề
m tr ển............................................................................70
H nh 4.4: C u h nh ph n m m tr u khi ng khi k t n i v
ấ ầ ề ạm điề ển ở chế độ mô ph ế ố ới
ph n m
ầ ềm mô phng X-Plane...............................................................................71
H m tra kh ng m y bay v m
nh 4.5: Chu trnh kiể í độ á à ạ ề
ch đi u khiển trung tâm....72
H s PID ph m tr n
nh 4.6: Chứ ề
c năng đi u chỉnh hệ ố ần mề ạm điều khiể ................74
H nh 4.7: Giao di n ph n m m tr u khi n m y bay t
ệ ầ ề ạm điề ể á ở chế độ ự động cân
bng ......................................................................................................................75
H s PID trong ph m tr n
ề
nh 4.8: Đi u chỉnh hệ ố ần mề ạm điều khiể ........................75
H nh 4.9: M y bay D-96 chu n b c t c
á ẩ ị ấ ánh trên đường băng trong giao diện mô
ph ng ph n m
ầ ềm X-Plane.....................................................................................76
H y bay D-96 bay trong giao di n m -Plane
nh 4.10: Má ện m ng ph
ô ph ầ ềm X .....76
H ng bay c a m y bay D-96 trong giao di ng ph n m m X-
nh 4.11: Đườ ủ á ện mô ph ầ ề
Plane .....................................................................................................................77
H p u khi n c Pitch trong giao di n
nh 4.12: Đồ thị đá ứng điề ể ủa hai kênh Roll và ệ
ph n m u khi
ầ ề ạm điề
m tr ển....................................................................................78
H ồ
nh 4.13: Đ thị đáp ứ ề
ng đi u khiển của kênh Roll ............................................79
H ồ
nh 4.14: Đ thị đáp ứ ề
ng đi u khiển của kênh Pitch...........................................79
Hnh 4.15: Quá trnh bay thử ệ ế độ ự độ
nghi m theo file Log trong ch bay t ng......80
H nh 4.16: u khi n c bay t
Đáp ứng điề ể ủa kênh Roll và kênh Pitch ở chế độ ự động
cân bng................................................................................................................81
11. viii
DANH MỤC BẢNG BIỂU
Bảng 3.1: Các tham số chính của Module GPS.....................................................43
B c tham s c a Pin LifePo4
ảng 3.2: Cá ố ủ ................................................................51
12. M U
Ở ĐẦ
Lý do chọn đề tài:
Ngày nay, các nghiên cứu và phá ể ế ị bay không người lái đang rấ
t tri n thi t b t
phát triển trong các trường Đạ ọ ện nghiên cứu như ờng Đạ ọc Bách
i h c, Vi : Trư i h
khoa Hà Nộ ện nghiên cứu hàng không vũ trụ ập đoàn Viettel, Quân chủ
i, Vi , T ng
Phòng Không – Không Quân… Máy bay không người lái đang đượ ử
(MBKML) c s
d ng r t nhi c kinh t - c bi
ụ ộng rãi trong rấ ều lĩnh vự ế xã hội, đặ ệt trong lĩnh vực quân
s - Qu trong vi c th c hi m v nguy hi m,
ự ốc phòng. Bên cạnh ưu thế ệ ự ện các nhiệ ụ ể
h n ch t n th t v i, MBKNL
ạ ế ổ ấ ề con ngườ còn có các ưu điểm mà các loại phương
ti ng n th n, tri
ện khác không có như: kích thước và tiế ồ ấp, khó bị phát hiệ ển khai và
thu h c bi t bi n th t
ồi nhanh, đặ ệt có thể ự ế ể ừ trinh sát thành một đơn vị tác chiến độc
l p v
ậ ới tầ ến hàng trăm kilomet.
m tác chi
T i Vi n K - , MBKNL c ch t
ạ ệ ỹ thuật Phòng Không Không Quân đượ ế ạo ngoài
nhi m v c ch t c v b n t p cho
ệ ụ trinh sát còn đượ ế ạo làm mục tiêu bay phụ ụ ắn và diễ ậ
các loại khí tài thuộc biên chế ủa Quân chủng nói riêng và Bộ ốc phòng nói
c Qu
chung. Tính đa dạ ủa các loại khí tài và việc đưa vào trang bị ữ ại khí tài
ng c nh ng lo
m - a Spider n h
ới như Su 30MK2, tên lử , các chiế ạm... đặt ra yêu cầu liên tục nghiên
c u MBKNL m ng v nh v ng,
ứu phát triển các mẫ ới, đa dạ ề tính năng, hoàn chỉ ề khí độ
k t c u khi n. Nhu c i m
ế ấu và điề ể ầu này đi kèm vớ ột quy trnh khoa học, có tính hệ
thố m làm giả ời gian nghiên cứu, chi phí rủi ro trong quá trnh thử
ng cao nh m th
nghi c bi c th nghi m k thu t H
ệm và đặ ệt hơn là nguyên tắc an toàn trong việ ử ệ ỹ ậ àng
không.
Xuất phát từ tnh hnh thự ế, là một quân nhân trong Quân đội làm việ
c t c trong
lĩnh vự MBKNL, đượ ọ ập và lĩnh hộ ế ứ ại trường Đạ ọc Bách khoa
c c h c t i ki n th c t i h
Hà Nộ ớ ố ọ i nâng cao về ế ức chuyên môn phụ ụ công
i, v i mong mu n h c h ki n th c v
vi c th c t c c s a th
ệ ự ế ủa đơn vị và đượ ự đồng ý củ ầy giáo hướ ẫ Bùi Đăng
ng d n TS.
Thảnh, tôi đã chọn đề tài “Nghiên cứ ế ế ệ ố điề ển trên thiế ị
u thi t k h th ng u khi t b
bay không người lái UAV”.
13. 2
Mục đích nghiên cứu của luận văn, đối tượng, phạm vi nghiên cứu:
V n th c t ng
ới ý tưởng và mong muốn được áp dụng các kiế ức đã học đượ ại trườ
để ọ i và tiế ậ ới các công ng ệ đã có tại đơn vị làm cơ sở ế ận các
h c h p c n v h , ti p c
công nghệ ế ế ủa các nước trên thế ớ góp phần tích cực vào công tác
ti n ti n c gi i,
nghiên cứu phát triể ủa đơn vị. Đối tượng và phạm vi nghiên cứ ủ
n c u ch yếu là
hướ ới lĩnh vực MBKNL trong nước và dầ ế ậ ớ công nghệ
ng t n ti p c n v i MBKNL
trên thế ớ
gi i.
Các luận điểm cơ bản và đóng góp mới:
Đế ời điể ệ ại, trong lĩnh vực MBKNL trên thế ới cũng như tạ ệ
n th m hi n t gi i Vi t
Nam đã có rấ ều nghiên cứu thu được thành tự ớn. Tuy nhiên, các nghiên cứ
t nhi u l u
trên thế ớ ủ
gi i ch yế ậ ung vào các loạ ỡ ớ ới chi phí cao và
u t p ch i MBKNL c l n v
không phù hợ ới điề ệ ạ ệt Nam, các nghiên cứu trong nướ ủ ế ậ
p v u ki n t i Vi c ch y u t p
chung vào các loạ ới quy mô nh ụ ụ ủ
i MBKNL v , ph c v ch yế ệc trinh sát,
u cho vi
chụ ả ục đích thương mạ
p nh hay m i.
Với đề tài “Nghiên cứ ế ế ệ ố điề ển trên thiế ị bay không
u thi t k h th ng u khi t b
người lái UAV”, t i MBKNL c D-
ập chung nghiên cứu trên loạ ụ thể là mục tiêu 96
có chức năng làm mục tiêu bay phụ ụ ễ ậ ắn đạ ật cho các đơn vị ế
c v di n t p b n th chi n
đấu Pháo và tên lửa Phòng Không trong Quân đội.
Phương pháp nghiên cứu:
Nghiên cứ ể ề đối tượng điề ể à ế ị bay không ngườ á
u, t m hi u r v u khi n l thi t b i l i
(UAV). C , trong n i dung lu u v m u m y bay c nh b
ụ thể ộ ận văn s nghiên cứ ề ẫ á á ng
D-96, t n c c u t o c c th nh ph n c a m
ừ đó ắm đượ ấ ạ á à ầ ủ áy bay, nguyên lý ạt độ
ho ng,
kh o s ng h c v ng l c h c c a m
ả át độ ọ à độ ự ọ ủ áy bay, đưa ra được 12 phương trnh
chuy u khi n, l ng t to
ển động đặc trưng cho đối tượng điề ể àm cơ sở để xây dự thuậ án
điề ể à ầ ứ ù ợ ử ụ ậ án điề ển xây dựng đượ ế
u khi n v ph n c ng ph h p. S d ng thu t to u khi c k t
h p v i b h s PID theo kinh nghi m th c t p d u khi n l
ợ ớ ộ ệ ố ệ ự ế á ụng cho đối tượng điề ể à
m y bay D-96, d Hardware in the Loop Simulation k t h p v
á ùng công nghệ “ ” ế ợ ới
ph n m m X- nghi m v
ầ ề Plane để thử ệ à kiể ứ ế ả ủ á ử
m ch ng. K t qu c a qu tr nh th
nghi m n y s cho ra m t b h s PID ph h p v nh kh ng 3D c a m
ệ à ộ ộ ệ ố ù ợ ới mô h í độ ủ áy
14. 3
bay D- c cu i c ng s c ki m ch ng v k t lu n b ng vi bay ki m tra
96. Bướ ố ù đượ ể ứ à ế ậ ệc ể
thực tế trên mẫu máy bay D-96 do phòng N.C phương tiện bay không người lái phối
h p v gi .
ợ à úp đỡ
Nội dung nghiên cứu của đề tài được thể hiện trong 4 chương:
- u t ng quan v t b
Chương 1: Tm hiể ổ ề thiế ị bay không người lái ấ ạ á
, c u t o c c
thà ầ , nguyên lý hoạt độ ủa UAV cánh b ừ đó xác định định hướ
nh ph n ng c ng. T , ng
nghiên cứ ủ ận văn
u c a lu .
- T m hi u v m y bay D-96, kh o s ng h c v ng l c h
Chương 2: ể ề á ả át độ ọ à độ ự ọc
c a m y bay D-96.
ủ á
- Thi h u khi
Chương 3: ết kế ệ thống điề ển trên thiết bị bay không ngườ á
i l i.
- v b n lu n.
Chương 4: Kết quả à à ậ
Kết luận:
Quá nh nghiên cứ ó ể ự ệ ề phương phá á
tr u c th th c hi n b ng nhi u p kh c nhau,
trong đó ó phương phá ử ụ á ế ả ủ á í ũ ệ
c p s d ng c c k t qu c a qu tr nh t ch l y kinh nghi m
thự ế ế ợ ớ ế ức đã đượ ọc trong trường để ể ứ ạ á ế
c t k t h p v i ki n th c h ki m ch ng l i c c k t
qu c a qu u.
ả ủ á trnh nghiên cứ Qua đây, á ả à ộ ận văn theo
t c gi s tr nh b y n i dung lu
phương pháp đã nêu trên mong đượ ự đó ó à ủ ộ ủ ội đồ ũ
, c s ng g p v ng h c a h ng c ng như
c .
á ộ
c đ c giả
Tôi xin chân thà ảm ơn!
nh c
Hà Nội, ngày tháng 12 năm 2017
Tác giả ậ
lu n văn
m Ng
Phạ ọc Khánh
15. 4
Chương 1. TỔNG QUAN VỀ THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI
(UAV- Unmanned Aerial Vehicle)
1.1. Giới thiệu chung
1.1.1. L ch s n
ị ử phát triể
UAV là tên gọ ỉ chung cho các loạ máy bay mà không có phi công ở ồ
i ch i bu ng
lái c u khi n t xa t
và đượ điề ể ừ ừ trung tâm. UAV có thể có nhiều hnh dạng, kích
thước và phụ ụ ề ục đích khác nhau. Từ khi ra đời đến nay UAV đã đượ
c v nhi u m c
s d ng ph bi c s d m v hu n luy n,
ử ụ ổ ến trong quân sự, chúng đượ ử ụng cho các nhiệ ụ ấ ệ
trinh sát, thông tin, tác chiến điệ ử, và thậm chí trự ế ến đấu. Còn
n t c ti p tham gia chi
trong các lĩnh vực khác, UAV đượ ử ụng trong các nhiệ ụ như giám sát bờ
c s d m v
bi n, ch u, ki
ể ống buôn lậ ểm soát môi trường, hay đánh giá sản lượng nông sản.
Phương tiện bay không người lái được nghiên ứu, phát triể ừ ế ế ầ ứ
c n t th chi n l n th
nh t, thi t b c bi
ấ ế ị đầu tiên đượ ết đến là Aerial Torpedoes. Tiếp đó, ngày 12/09/1916
máy bay tự độ Sperry, còn đượ ọi là “Flying Bomb” đượ ử ệ
ng Hewitt- c g c th nghi m
thành công. Năm 1917 các máy bay tự động đã được quân độ ỹ phát triển và sử
, i M
dụng, đây chính là tiền đề ở ững hướng nghiên cứu và phát triển các mô hnh
m ra nh
máy bay tự động sau này.
Trong nh i Anh v i kh khoa h c k
ững năm 1930, quân độ ớ ả năng về ọ ỹ thuật vượt
tr ti
ội đã chú trọng nghiên cứu và phát triển các phương ệ ự động. Trướ ết là
n bay t c h
nh u khi n b hi u ch
ững máy bay điề ể ng vô tuyến để ệ ỉnh súng pháo phòng không,
điển hnh trong số đó là mục tiêu bay “Fairey Queen” phát triể ừ ủy phi cơ
n t th
“Fairey IIIF”. Bước phát triể ếp theo là mục tiêu bay “DH82 Queen Bee” ra đờ
n ti i
năm 1935.
Hiện nay, quân đội Mỹ ển hàng loạ ại máy bay điề ển vô
cũng phát tri t các lo u khi
tuy n. N i b t nh n ph m c a Reginal Denny (m )
ế ổ ậ ất là các sả ẩ ủ ột người Anh di cư như
RP-1, RP-2, RP-3, RP- c bi t nh u khi n OQ-
4, và đặ ệ ất là máy bay điề ển vô tuyế 2
đượ ộ ỹ đặt hàng 15000 chiếc vào năm 1940.
c quân đ i M
Bước đột phá diễ ế ế ớ ầ ứ II khi quân độ ỹ ử
n ra trong chi n tranh th gi i l n th i M s
d ng nh ng chi u khi n TDR-
ụ ữ ếc máy bay điề ển vô tuyế 1 mang theo bom và ngư lôi
16. 5
t a h i kh i
ấn công các tàu củ ải quân Nhật đang rờ quần đảo Solomon. Cũng trong
cuộ ến này không quân Mỹ Army Air Forces) đã sử ụ
c chi (USAAF - the US d ng
hàng trăm mục tiêu bay loạ 8, hàng ngàn loạ 14 và rấ ều máy bay B
i PQ- i PQ- t nhi -7,
B-24... Th u s i c i UAV s d
ời gian này cũng đánh dấ ự ra đờ ủa các loạ ử ụng động cơ
ph n l i m -
ả ực Pulsejet, điển hnh là loạ ục tiêu T2D 1 Katydid đượ ử ụ ả
c s d ng trong H i
quân Mỹ.
Chiế ế ớ ầ ứ ết thúc, những nghiên cứu trong lĩnh vự
n tranh th gi i l n th II k c UAV
không ngừ ại mà còn có những bước phát triể ới theo đòi h ủ ộ ạ
ng l n m i c a cu c ch y
đua vũ trang. Việ ử ụng UAV làm mồ ẫ
c s d i b y b u t nh
ắt đầ ừ ững năm 1950, điển
hnh là các sả ẩ ủa hãng Northrop Crossbow. Để ị ốc độ ủa máy bay
n ph m c theo k p t c
chiến đấ ớ ốc độ ợt âm thanh, hãng Northrop đã thiế ế ạ ới độ
u v i t vư t k ra lo i Q-4 v ng
cơ phả ự bin, sau phát triển thành AQM ới động cơ phả ự
n l c tua - -35 v n l c tua bin
GE J85.
UAV đượ ử ụ ệ ụ do thám, tnh báo vào cuố ững năm 50. Đi
c s d ng cho nhi m v i nh
đầu trong lĩnh vực này lại là quân độ ỹ ới UAV “Aerojet
i M v - General MQM-58
Oversere” đượ ị các loạ or trinh sát hế ứ ừ đó, hướ
c trang b i sens t s c tinh vi. T ng
nghiên cứu này ngày càng phát triển, đồ ờ ấ ều UAV làm nhiệ ụ giám
ng th i r t nhi m v
sát, tnh báo được quân độ ỹ đưa vào sử ụng. Điển hnh là loạ
i M d i Model 147
Lighting Gug và Model 154 của Ryan, Compass Copes c a Boeing, D21 c
ủ ủa
Lockheed ... đượ ử ụ ế ệ ốc và Bắ ề
c s d ng trong chi n tranh Vi t Nam, Trung Qu c Tri u
Tiên vào những năm 1960 và đầ Cũng trong thờ ỳ
u 1970. i k này, Liên Xô đã nghiên
c u lo ng l i ho
ứu và phát triển thành công nhiề ại máy bay do thám, trinh sát chố ạ ạt
độ ủa quân độ ỹ và đồ
ng c i M ng minh. [1]
Qua quá trnh phát triển lâu dài, ngày nay UAV đã chiế ộ ị trí và vai trò
m m t v
r t quan tr ng trong nhi c bi c q
ấ ọ ều lĩnh vực mà đặ ệt là trong lĩnh vự uân sự là không
thể ế ững bướ ế ề ọc công nghệ đã góp phần đáng kể vào việ
thay th . Nh c ti n v khoa h c
hoàn thiện công nghệ ế ạ
ch t o UAV.
17. 6
1.1.2. i UAV
Phân loạ
Có nhiều cách phân loạ ộ ố ủ ế
i UAV khác nhau nhưng có m t s cách ch y u sau:
Phân loại theo phương pháp bay của UAV có các loạ ực thăng, cánh b
i: tr ng.
Phân loạ ại động cơ sử ụng: động cơ phả ực, động cơ pit tông, độ
i theo lo d n l - ng
cơ điện...
Phân loại theo nhiên liệ ử ụng: xăng, dầ ồ ắ
u s d u, c n, c quy....
Phân loại theo cách thứ ận hành có thể chia thành các loại là máy bay tự hành
c v
(hiện ít xuấ ệ ự ế v các lý do an toàn), máy bay điề ể ừ ấ
t hi n trong th c t u khi n t xa (xu t
hi n ph bi p c hai.
ệ ổ ến hơn) hoặc kết hợ ả
1.1.3. Vai trò và khả năng ứng dụng
H t tr
ệ thống UAV có những ưu điểm vượ ội trong lĩnh vực quân sự như:
Không cần phi công điề ể ự ế ồng lái, do đó giả ể
u khi n tr c ti p trong bu m thi u
thương vong, ả hi phí đào tạo, có thể bay liên tụ ề ờ trong các
gi m c c trong nhi u gi
trong các trườ ợ ẩ ấ
ng h p kh n c p.
UAV dễ dàng thay đổi đường bay do đó khó bị đánh chặn hơn các tên lửa hành
trnh, đ t đ
ồ ời có thể ạ
ng th ho ộ ở ịa hnh phứ ạ
ng các đ c t p.
V c nh , kh ho ng nh ng
ới ưu thế kích thướ ó bị phát hiện, UAV có thể ạt độ ở ữ
vùng nguy hiểm, xâm nhập vào không phận để trinh sát và theo di đối phương,
th tr t.
ậ ỉ có thể
m ch ực tiế ấn công các mục tiêu khi cầ ế
p t n thi
Trong lĩnh vực khác, UAV cũng thể ện ưu điể ớ ả năng tự hành, n ề
hi m v i kh hi u
kích thước khác nhau, thích hợ ới môi trườ ắ ệ ểm mà con
p v ng kh c nghi t, nguy hi
ngườ ể ới đượ
i không th t c.
Tuy nhiên, nhượ ể ủa UAV là: giá thành cao, đòi hi hàm lượ ế ứ
c đi m c ng ki n th c
v khoa h k thu t o.
ề ọc – ỹ ật cao trong quá trnh chế ạ
V t ng d ng trong c :
ới những ưu thế rên, UAV được ứ ụ ả quân sự và phi quân sự
Quân sự
- l ng m
Bay giám sát, hỗ trợ ự ợ
c lư ặ ấ
t đ t.
- nh video tr p v .
Theo di mụ ền hnh ả
c tiêu trên không, truy ực tiế ề căn cứ
- t m
Tiêu diệ ụ ới các chiếc UAV đượ
c tiêu (v c gắn vũ khí).
18. 7
- u n luy
Công tác h ấ ện bay.
- n, h ng).
Rà soát, phát hiệ ỗ trợ tháo gỡ bom mn (Lào đang áp dụ
Phi quân sự
- g
Phục vụ iao hàng tận nơi.
- D i ti t, thu th i ti
ự báo thờ ế ập thông tin khí tượng (NASA và cơ quan thờ ết
Hoa Kỳ đã sử ụ
d ng).
- H quay phim, ch p nh t
ỗ trợ ụ ả ừ trên không.
- Xây dự ản đồ ất là bản đồ 3D (dùng các hệ ống quét laser như
ng b , nh th
LIDAR).
- B o v ng v o t n t i M
ả ệ độ ật hoang dã (một vài khu bả ồ ạ ỹ và Sumatra,
Indonesia đã bắ ầ áp dụ
t đ u ng).
- p (r c tr
Dùng trong nông nghiệ ải phân bón, thuố ừ sâu...).
- m, c u n n.
Công tác tm kiế ứ ạ
1.2. Cấu trúc của hệ thống UAV
M t h ng bao g
ộ ệ thống UAV hoàn chỉnh thông thườ ồm các thành phần chính
như: UAV, máy phát lệnh điề ể ệ ố ề ữ ệ
u khi n (TX), h th ng truy n d li u (Data link),
tr th
ạm điề ể ặt đấ ệ
u khi n m t (GCS), h ống bám sát (Auto tracker), bệ phóng, các thiết
b h t b v n chuy
ị ỗ trợ, các thiế ị ậ ển…được trnh bày trên
H nh 1.1:
H nh 1.1
: Sơ đồ cấu trúc hệ thống UAV
19. 8
1.2.1. B x
ộ ử lý trung tâm
Có thể nói đây là bộ não củ ữ vai trò điề ển toàn bộ ạt độ ủ
a UAV gi u khi ho ng c a
UAV, qu t c th i c a UAV, t , tr ng
ản lý toàn bộ hành trnh bay, các tham số ứ ờ ủ ọa độ ạ
thái hoạt độ ủ ự ệ ức năng của các bộ điề ển UAV theo các
ng c a UAV, th c hi n ch u khi
thu tr
ật toán điề ển nó tiế ậ ử lý và tính toán mọ ệnh điề ể ừ
u khi p nh n, x i l u khi n t ạm
điề ể ặt đấ ọi thông tin dữ ệ ừ các hệ ố ả ế
u khi n m t, m li u t th ng: C m bi n, Radar, Camera
giám sát rồ ừ đó đưa ra các lệnh điề ển đến các cơ cấ ấp hành để
i t u khi u ch UAV bay
theo đúng quỹ đạo đặt trướ ặc theo đúng tín hiệu điề ể ủ ạ ặt đấ
c, ho u khi n c a tr m m t.
Phầ rung tâm củ ệ ống điệ ậ ủ ế ại “Bộ ử lý trung tâm”, đây
n t a h th n t p chung ch y u t x
là nơi nhậ ử lý các tín hiệu và xuất ra các lệnh điề ển đế ọi cơ cấ ấ
n, x u khi n m u ch p
hành. Sau khi nhận được các tín hiệu báo về, “Bộ ử lý trung tâm” s tính toán, xử
x
lý các tín hiệ này và đưa ra các lệnh điề ển đến các cơ cấ ấp hành theo từ
u u khi u ch ng
chế độ và theo chương trnh cài đặt trước. Các tín hiệ ận đượ ồm: Tín
u nh c bao g
hi u t m u khi - u t
ệ ừ ạch điề ển động cơ (ECU Electronic Control Unit), tín hiệ ừ “Máy
thu l u khi hi u t t b truy n s u t t b
ệnh điề ển”, tín ệ ừ “Thiế ị ề ố liệu”, tín hiệ ừ “Thiế ị định
v v
ị ệ tinh”.
1.2.2. H ng c m bi n
ệ thố ả ế
Giống như cơ thể con ngườ ệ ố ả ến là các giác quan của UAV có
i, h th ng c m bi
chức năng cả ận, đo đạc các tham số ầ ế ồ ề ữ ệ ề ộ ử
m nh c n thi t r i truy n d li u v cho b x lý
trun th
g tâm xử lý. Hệ ố ả ế ản ánh các tham số độ ọ ủa UAV như
ng c m bi n ph ng h c c
t c, t
ốc độ góc các trụ ốc 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 liệ ỉ ố
u, ch s các
ngu n cung c i c m bi n c a UAV g m: C m bi n gia t c, c
ồ ấp...Các loạ ả ến cơ bả ủ ồ ả ế ố ảm
biến góc quay (IMU ả ến khí áp, cả ế ệ
- Inertial Measurement Unit), c m bi m bi n nhi t
độ…IMU là loạ ả ế ấ ọ ết đị ạng thái bay của UAV. Trướ
i c m bi n r t quan tr ng quy nh tr c
h t, m t module IMU s bao g m hai c m bi n: c m bi n gia t
ế ộ ồ ả ế ả ế ốc (accelerometer) và
c n quay (gyroscope):
ảm biế
Accelerometer (gọ ắt là accel): Là mộ ả ến đo gia tố ủ ản thân
i t t c m bi c c a b
module và thườ có 3 trụ ứ ớ ều không gian (loại 1 và 2 trục ít
ng s c xyz ng v i 3 chi
20. 9
dùng). Lưu ý là accel đo cả ố ủ ọ ực nên giá trị ực khi đo s ồ
gia t c c a tr ng l th bao g m
c ng l c. A i tr ng l
ả trọ ự ccel luôn có offset trên mỗ ục làm cho giá trị đo được thườ ệch
đi so vớ ự ế ột chút. Ngoài ra, giá trị đó được theo accel thường khá nhiễ
i th c t m u
khi n cho vi c d u
ế ệ ọ
c đ ữ liệ trở nên khó khăn.
Gyroscope (g i t t lo i c m bi quay c
ọ ắt là gyro): Là mộ ạ ả ến đo tốc độ ủa nó quanh
m t tr v
ộ ục. Tương tự ới accel, gyro cũng thường có 3 trục xyz. Cũng như accel, gyro
cũng có offset (hay còn gọ ệch các giá trị đo.
i là bias) làm l
M t v g p ph i c
ộ ấn đề khác nữa có thể ặ ả ủa gyro là drift, có nghĩa là bias cũng
thay đổ ậ ời gian. Dù vậy, điể ộng là gyro lại ít bị ễu hơn
i ch m theo th m c nhi
accel. Một module IMU đầy đủ đượ ọi là ứ
s c g 6- (6 Degrees Of Freedom) t
DOF c
là 6 trụ ộ ậ ủa accel và 3 củ
c đ c l p (3 c a gyro).
1.2.3. Hệ thống Radar
Đây là mộ ệ ố ử ụng để đị ị và đo khoảng cách và lậ ản đồ các
t h th ng s d nh v p b
v t th
ậ ể như máy bay hay . Radar ho ng t
mưa ạt độ ở ần sô vô tuyến siêu cao tần, có
bước sóng cự ắn, dướ ạng xung được phát theo mộ ầ ố ậ ất đị
c ng i d t t n s l p xung nh nh.
Nhờ vào ănten, sóng radar tập trung thành mộ ồ ẹp phát vào trong không
t lu ng h
gian. Trong quá trnh lan truyền, sóng radar gặ ấ ỳ ục tiêu nào th nó bị ả
p b t k m ph n
x l u ph n x l c chuy n. Nh bi
ạ trở ại. Tín hiệ ả ạ trở ại đượ ển sang tín hiệu điệ ờ ết được
v n t n x l bi c kho
ậ ốc sóng, thời gian sóng phả ạ trở ại nên có thể ết đượ ảng cách từ
máy phát đế ục tiêu. Sóng radio có thể ễ dàng tạ ớ ường độ thích hợp, có
n m d o ra v i c
thể phát hiệ ột lượng sóng cự và sau đó khuếch đại vài lần. V thế
n m c nh radar
thích hợp để đị ị ậ ở ảng cách xa mà các sự ả ạ khác như củ âm
nh v v t kho ph n x a
thanh hay c a nh v
ủ ánh sáng là quá yếu không đủ để đị ị. Tuy nhiên, sóng radio
không truyền xa được trong môi trường nước, do đó, dướ ặ ển, người ta không
i m t bi
dùng được radar để đị ị mà thay vào đó là máy dùng siêu âm
nh v sonar .
1.2.4. Hệ thống Camera giám sát
Hệ thống này là mộ ự ọ ở ộ UAV đặ ệt là các UAV trinh sát.
t l a ch n m r ng cho c bi
H c trang b m
ệ thống này đượ ị ột camera quan sát có tác dụng quay và chụp hnh các
m u khi n k t h p v i m t h nh
ục tiêu theo lệnh điề ể ế ợ ớ ộ ệ thống bám sát mục tiêu cố đị
21. 10
hay di độ ạ ặt đất. Tín hiệu camera thu được liên tụ
ng t i m c truyền tín hiệ ề ạ
u v tr m
điề ể ặt đất và được lưu lại trên thẻ ớ ụ ụ quá trnh kiểm tra giám sát
u khi n m nh ph c v
t i m
ạ ặ ấ
t đ t.
1.2.5. Hệ thống dù, túi khí
Đây là hệ ố ảo đảm cho quá trnh hạ cánh của UAV được an toàn và giả
th ng b m
thiể ệ ạ ững địa hnh phứ ạp không có đường băng cấ ạ cánh hoặ
u thi t h i trong nh c t t h c
trong các trườ ợp yêu cầ ả ạ cánh khẩ ấ ệ ống dù giúp UAV
ng h u UAV ph i h n c p. H th
gi c v n t do, h
ảm đượ ậ ốc và gia tốc khi rơi tự ệ thống túi khí giúp cho UAV giảm
đượ ực và phả ự ủ ặt đất lên UAV khi UAV tiếp đấ ừ đó giảm đượ
c xung l n l c c a m t t c
thi th
ệ ại đáng kể ệ
t h cho UAV. H ống dù và túi khí có thể được điề ển và kích
u khi
ho t tr c ti p t l u khi
ạ ự ế ừ ệnh điề ển trên tay của phi công điề ể ặt đấ ặc đượ
u khi n m t ho c
điề ể ừ ạm điề ể ặt đấ
u khi n t tr u khi n m t.
1.2.6. H ng ti i
ệ thố ết sáng hồng ngoạ
Là hệ ống được phát triển đặ ệ ừ các yêu cầu và mục đích quân sự và
th c bi t t
đượ ử ụng trên các UAV làm mục tiêu luyệ ậ ộ độ ệ ống này
c s d n t p cho b i. Khi h th
đượ ề ển kích hoạ ệ ố ủa máy bay chiến đấ ủa các hệ
c đi u khi t, các h th ng radar c u hay c
thống phòng thủ ặt đất: tên lửa, pháo s thu được tín hiệ ủa UAV phát ra, từ đó
m u c
đị ị, theo di và giám sát đượ ị trí của UAV để ố ế hay tiêu diệ ụ
nh v c v kh ng ch t m c
tiêu theo yêu cầ ệ ụ đặ
u nhi m v t ra.
1.2.7. H nh v
ệ thống đị ị
Có chức năng luôn luôn báo chính xác vị trí, tọa độ ủ ác thông tin
c a UA C
V.
này được đưa vào “Bộ ử lý trung tâm”, qua quá trnh xử lý thông tin và gử ề màn
x i v
hnh trạm điề ể ặt đất cho người điề ển giúp người điề ển luôn kiể
u khi n m u khi u khi m
soát chặ và làm chủ được UAV. Trên UAV thường có 02 hệ ống đị ị ệ
t ch th nh v : H
thống đị ị toàn cầ Global Positioning System) và hệ ố ẫn đườ
nh v u (GPS- th ng d ng
quán tính (INS- Inertial navigation System)
GPS: Là hệ ống xác đị ị trí dựa trên vị trí mạng lướ ủ ệ tinh nhân
th nh v i c a 24 v
t o t th m, t c a m t s
ạ . Trong cùng mộ ời điể ọa độ ủ ột điểm trên mặt đấ được xác định
n c kho t ba v v h GPS
ếu xác định đượ ảng cách từ điểm đó đến ít nhấ ệ tinh. Các ệ tin
22. 11
bay vòng quanh Trái Đấ ầ ột ngày theo mộ ỹ đạ ất chính xác và
t hai l n trong m t qu o r
phát tín hiệu có thông tin xuống Trái Đất. Các máy thu GPS ận thông tin này và
nh
b ng b n ch
phép tính lượng giác tính được chính xác vị trí của người dùng. Về ả ất
m v tinh v i th i gian nh
áy thu GPS so sánh thời gian tín hiệu được phát đi từ ệ ớ ờ ận
được chúng. Sai lệ ề ờ ết máy thu GPS ở cách vệ ồ
ch v th i gian cho bi tinh bao xa. R i
v i nhi u kho ng c t i nhi u v c v
ớ ề ả cách đo đượ ớ ề ệ tinh máy thu có thể tính đượ ị trí của
người dùng và hiể ị lên bản đồ điệ ử ủa máy. Máy thu phả ận được tín hiệ
n th n t c i nh u
c t ba v u (
ủa ít nhấ ệ tinh để tính ra vị trí hai chiề kinh độ và vĩ độ) và để theo di
đượ ển độ ận được tín hiệ ủa ít nhấ ệ tinh th máy thu có thể
c chuy ng. Khi nh u c t 4 v
tính đượ ị trí ba chiều (kinh độ, vĩ độ và độ ộ ị trí người dùng đã
c v ). M
cao t khi v
tính được th máy thu GPS có thể tính các thông tin khác, như tốc độ, hướ ể
ng chuy n
động, bám sát di chuyể ảng hành trnh, quãng cách tới điểm đế ờ ặ
n, kho n, th i gian M t
Trờ ọ ặn và nhiề ứ khác nữa. Các vệ tinh GPS phát hai tín hiệu vô
i m c, l u th
tuy n t p d n c ng n c a ph n t
ế công suấ thấ ải L1 và L2. (dải L là phầ sóng cự ắ ủ ổ điệ ừ trải
r ng t 0,39 t i 1,55 n s L1 1575.42 MHz trong
ộ ừ ớ GHz). GPS dân sự dùng tầ ố
d i u truy n tr c th
ả UHF. Tín hiệ ề ự ị, có nghĩa là chúng s xuyên qua mây ỷ
, thu tinh và
nh n l ng c a hai
ựa nhưng không qua phầ ớn các đối tượ ứng như núi và nhà. L1 chứ
mã "giả ẫu nhiên" (pseudo random), đó là mã Protected (P) và mã
ng
Coarse/Acquisition (C/A). M i m t v n d n nh nh, cho
ỗ ộ ệ tinh có một mã truyề ẫ ất đị
phép máy thu GPS nhậ ạng được tín hiệ ục đích của các mã tín hiệu này là để
n d u. M
tính toán kho tinh đ
ảng cách từ ệ
v ến máy thu GPS.
Tín hiệ ứ ẫu thông tin khác nhau – ả ẫu nhiên ữ
u GPS ch a ba m mã gi ng , d
liệ thiên văn và dữ ệ ị
u li u l ch. Mã giả ẫu nhiên đơn giả ỉ là mã định danh để xác
ng n ch
định đượ ả ệ tinh nào là phát thông tin nào. Có thể
c qu v nhn số ệ ủ ác quả ệ
hi u c a c v
tinh trên trang vệ tinh của máy thu Garmin để ết nó nhận được tín hiệ
bi u củ ả
a qu nào.
Dữ liệu thiên văn cho máy thu GPS biế ả ệ
t qu v tinh ở đâu trên quỹ m i th
đạo ở ỗ ời
điểm trong ngày. Mỗ ả ệ tinh phát dữ ệu thiên văn chỉ
i qu v li ra thông tin quỹ o cho
đạ
vệ tinh đó và mỗ ệ tinh khác trong hệ ố ữ ệ ịch được phát đều đặ ở
i v th ng. D li u l n b i
23. 12
m i qu v tinh, ch
ỗ ả ệ ứa thông tin quan trọng về trạng thái củ ệ tinh (lành mạ
a v nh hay
không), ngày giờ ệ
hi n t i. Ph
ạ ần này của tín hiệu là cốt li để phát hiện ra vị trí.
INS: Là hệ ố ử ụng phương pháp dẫn đường quán tính dựa vào vị trí,
th ng s d
v n t t c n. T
ậ ốc và động thái ban đầu đã biế ủa phương tiệ ừ đó, xác định hướng và đo
gia t c r
ố ồi dùng phương pháp tích phân để tm ra vị trí của phương tiện. Đây là
phương pháp dẫn đườ ất không dựa vào thiế ị ảo đả ị trí bên ngoài.
ng duy nh t b b m v
N n bao g m c nh v v tinh ch u nh
ếu các phương pháp dẫn đường vô tuyế ồ ả đị ị ệ ị ả
hưở ủa sóng vô tuyến điện và không sử ụng đượ ữ ực không
ng c d c trong nh ng khu v
có sóng hoặc gián đoạ ộ ờ th phương pháp dẫn đường quán tính
n trong m t th i gian
có thể ắ ục được. Tuy nhiên, sau mộ ờ ảnh hưở ủ ề ế
kh c ph t th i gian do ng c a nhi u y u
t , d xu t hi n sai l ch trong vi nh v
ố ẫn đường quán tính s ấ ệ ệ ệc xác đị ị trí, nếu không
có sự điề ỉ ất đị ệ ố ẫn đường quán tính INS có hai ưu điể ổ
u ch nh nh nh. H th ng d m n i
b ng d ng t
ật khi so sánh với các hệ thố ẫn đường khác: Khả năng hoạt độ ự trị và độ
chính xác cao trong nhữ ả ờ ắ ỗi nghiêm trọ ấ ủ ệ
ng kho ng th i gian ng n. L ng nh t c a h
thống INS là do các cả ến quán tính gây ra. Chính v thế ữ ứ ụ
m bi trong nh ng ng d ng
th th
ời gian dài th hệ ống INS thườ ử ụ ới các hệ ố ỗ ợ khác như hệ
ng s d ng v th ng h tr
th th
ố ẫn đường vô tuyến (Loran, Omega và Tacan), hệ
ng d ố ẫn đườ ệ
ng d ng v tinh
(GPS, GLONASS, GALILEO…), JTIDS, DME…Các hệ ống này hoạt độ ổ
th ng n
đị ời gian và v thế ần tích hợp INS và các hệ ố ỗ ợ này. Sự ế
nh theo th c th ng h tr k t
h ng nh
ợp GPS và INS là lý tưở ất v hai hệ thống này có khả năng bù trừ ệ
nhau hi u
qu a h l c Kalman. V b n ch t, b l
ả. Trái tim củ ệ thống tích hợp này chính là bộ ọ ề ả ấ ộ ọc
Kalman là mộ ộ ể ức toán ọ ấ ộ ệ ả đệ quy, có nghĩa là ướ
t b bi u th h c cung c p m t hi u qu c
lượ ạng thái củ ột quá trnh, theo mộ ức độ ự ểu hóa sai số bnh
ng tr a m t m r ng c c ti
phương trung bnh. Bộ ọ ó ều ưu điể ều khía cạ nó hỗ ợ các
l c c nhi m trong nhi nh: tr
trạng thái ước lượ ủ ứ ệ ạ ự ện tương lai
ng c a quá kh , hi n t i và s ki . [2]
Trong hai hệ thống trên th mỗ ộ
i m t hệ thống đều có những ưu, nhược điểm khác
nhau nên UAV trong thự ế
c t thường s d
ử ụng k p 2 h
ết hợ ệ ố
th ng với nhau để nâng cao
tính chính xác và hiệu quả. Độ chính xác củ ệ
a h thống tích hợp GPS/INS được ch ng
ứ
minh cao hơn độ chính xác củ ệ ố
a h th ng GPS hay INS khi ho c l
ạt động độ ập. Độ
24. 13
chính xác này s ợc tăng lên nếu tăng số ạng thái củ ộ ọc Kalman và mô hnh
đư tr a b l
hoá được các tác nhân gây lỗi khác nữa của cảm biến quán tính INS.
1.2.8. H Servo
ệ thống
Là hệ ống các động cơ điệ ộ ều có độ chính xác cao nhờ có vòng phả
th n m t chi n
h u ra c c n i v i m t m u khi
ồi. Tín hiệ ủa động cơ đượ ố ớ ộ ạch điề ển, khi động cơ quay,
v n t c h i ti p v m u khi
ậ ốc và vị trí s đượ ồ ế ề ạch điề ển này. Nếu có bầ ỳ lý do nào
t k
ngăn cả ể độ
n chuy n ng quay c u h i ti p s nh n th u ra
ủa động cơ, cơ cấ ồ ế ậ ấy tín hiệ
chưa đạt đượ ị trí mong muố ạch điề ể ế ụ ỉ ệch cho độ
c v n. M u khi n ti p t c ch nh sai l ng
cơ đạt được điểm chính xác. ệ ố có tác dụ ến đổi tín hiệu điề
H th ng Servo ng bi u
khi u khi n UAV theo
ển thành các Moment lực tác động lên bản lái của UAV để điề ể
yêu cầu đặ ủa Phi công điề ể ặt đất hay yêu cầ ặ ệ ụ ủ ạ
t ra c u khi n m u ho c nhi m v c a tr m
điề ể ặt đất. Các tín hiệu điề ển này làm thay đổ ạng thái khí độ ọ
u khi n m u khi i tr ng h c
c ph ng b m Servo. V
ủa máy bay, bng cách làm thay đổi độ ẳ ề ặt cánh nhờ các ị trí
đòn bẩy c Servo s r u khi r
ủa thay đổi tùy theo độ ộng xung điề ển. Độ ộng xung này
thay đổ ả ừ 1ms đế ứ ới góc mở ủa đòn bẩy là nh ất và
i trong kho ng t n 2ms ng v c nh
l n nh t. M i quan h gi r u khi
ớ ấ ố ệ ữa độ ộng xung điề ển và góc mở đòn bẩy là mô hnh
tuy i v ng Servo u
ến tính. Thông thường, đố ới các máy bay cánh bng th hệ thố điề
khi n bao g i u khi
ển các kênh cơ bả ồm: Kênh Roll (đ ề ển cánh lái liệng), kênh Pitch
(đi u khi i u khi
ề ển cánh lái lên xuống), kênh Yaw (đ ề ển hướng), kênh Throttle (điều
khi i u khi
ển kênh ga), kênh Flap (đ ề ển cánh tà).
1.2.9. u khi n
Máy thu lệ ề
nh đi ể
Có chức năng nhậ ệnh điề ể ụ ể là sóng radio từ á á ệnh điề
n l u khi n c th m y ph t l u
khi n u khi n g i B x
ể và giải mã các tín hiệu thành tín hiệu điề ể ử vào “ ộ ử lý trung tâm”
ở các chế độ lái khác nhau. Dựa vào các lệnh điề ển này mà “Bộ ử lý trung
u khi x
tâm” s ất ra các lệnh tương ứng để điề ển các cơ cấ ấp hành mà cụ ể là
xu u khi u ch th
“H ”.
ệ ố
th ng Servo Máy thu lệnh điề ể làm việ theo băng tầ
u khi n c n FM (frequency
modulation- u t n), AM - hay PPM (Pulse
Điề ầ (amplitude modulation Điều biên)
Position Modulation).
25. 14
Máy phát lệnh điề ể Transmitter): Là thiế ị có chức năng điề
u khi n (TX- t b u
khi n UAV t m t b u khi
ể ừ ặt đấ ng cách phát ra các tín hiệu điề ển ra không gian. Tx
cơ bả ồm các phần chính như: Cần điề ển, Module RF, antena thu phát,
n bao g u khi
các biế ở… ớ ệnh điề ển lái, người phi công điề ể
n tr V i 5 l u khi u khi n MBKNL s ra
các lệnh điề ển làm thay đổ điện áp điề ển. Các điện áp điề ển này
u khi i u khi u khi
được đưa qua bộ ến đổi tương tự ố – log Digital Converter) thành tín
bi /s (ADC Ana
hi u s x u. V i l u khi n, ch
ệ ố. Sau đó chúng được được đưa vào bộ ử lý số liệ ớ ệnh điề ể ế
độ làm việc và tín hiệu được đưa qua bộ ến đổi điện áp trước khi vào bộ ử lý số
bi x
li li
ệu như 5 lệnh trên. Trong bộ ử lý số
x ệu, các lệnh điề ể được đưa qua
u khi n s
m t b l c gi i h n nh m h n ch nh ng l
ộ ộ ọ ớ ạ ạ ế ữ ệnh gây quá tải lên các cánh lái máy bay.
Sau đó, dữ ệ ủ ả ệ đượ ạo thành các gói thông tin, đồ ời đượ
li u c a c 5 l nh s c t ng th c
g n l i nh c khi
ắn thêm mã phát hiệ ỗ m nâng cao độ chính xác của thông tin. Trướ
truy n, s c b o m
ền qua kênh vô tuyế ố liệu cũng có thể đượ ả ật theo các thuật toán mã
m t nh o m t c
ậ m nâng cao tính bả ậ ủa kênh thông tin. Sau khi được mã hóa, gói
thông tin đi i đi
ề ển đi tớ
u khi i khố ề ển phát, sau đó được đưa qua mạ ế
u khi ch giao ti p
với máy phát. Tại máy phát, thông tin điề ển được điề ế và phát tới máy bay
u khi u ch
thông qua kênh vô tuyế . Sóng radio cầ ải được điề ế ớc khi phát đi. Có 2
n n ph u ch trư
d u ch
ạng điề ế là AM và FM:
AM điều biên: là tín hiệu được điề ế vào sóng mang dướ ạ thay đồi biên
u ch i d ng
độ ủa sóng mang.
c
FM điề ần: là tín hiệu được điề ế vào sóng mang dướ ạng thay đổ ầ ố
u t u ch i d i t n s
sóng mang. Tấ ả các máy phát dùng cơ chế mã hóa PCM đều dùng sóng mang là
t c
FM. u cao
Sóng FM nếu so sánh với sóng AM th có khả năng chống nhiễ hơn hẳn.
Với AM th các thiết bị điện thông dụng đều là nguồn gây nhiễu cho sóng AM,
trong khi đó với FM th các nguồn này không thể gây nhiễu trừ trường hợp các thiết
bị đó có tần số gần hoặc bng với tần số mà ta đang dùng. Tx có cơ chế mã hóa tín
hiệu trước khi truyền đi là: PPM và PCM.
PPM: v Servo c quy nh b i th i gian c
ị trí của đượ ết đị ở ờ ủa 2 xung tín hiệu liên
tiếp, xét theo hnh thức làm việc có thể xem nó thuộc nhóm Analog.
26. 15
PCM: v Servo u kho ng nh
ị trí max & min của được chia ra thành nhiề ả và được
đánh số ới PCM1028 th từ ớ ủ được chia ra thành 1028 vị
(VD v min t i max c a Servo
trí...). Tùy theo vị trí của tay điề ển mà Tx gở ố ứ ớ ị
u khi i đi 1 con s ng v i v trí đó.
1.2.10. H ng truy u
ệ thố ền dữ liệ
Là thiế ị dùng để ề ữ ệ ữa GCS và UAV. Các lệnh điề ể ừ
t b truy n d li u gi u khi n t
GCS s i UAV nh modem truy n d
được mã hóa và truyền đi vào không gian tớ ờ ề ữ
liệu. Ngượ ại, các thông tin, tham số ạng thái, vị trí của UAV cũng s được mã
c l , tr
hóa và gử ề GCS thông qua modem truyề ữ ệ Kênh liên lạ ữa máy bay
i v n d li u. c gi
giúp cho quá trnh giám sát điề ể ữa máy bay và trạm điề ể ặt đấ
- u khi n gi u khi n m t
được thông suốt trong quá trnh bay. Kênh liên lạc này phải đả ảo hai yêu cầ
m b u:
tính liên tục và bề ững trong bán kính hoạt độ ủ , tính bả ật để ố
n v ng c a UAV o m ch ng
các yế ố ệ ề ác chiến điệ ử ặ ễu vô tuyến do các khí tài khác
u t can thi p v t n t ho c nhi
sinh ra trong quá trnh thự ệ ệ ụ
c hi n nhi m v .
1.2.11. Trạm điều khiển mặt đất (GCS - Ground Control Station)
Trạm điề ển máy bay không người lái có công dụ ấu hnh, cài đặt, giám
u khi ng: c
sát, điề ển các l ạ ạ ặt đất cũng như trong suốt quá trnh bay thự
u khi o i PTBKNL t i m c
hành nhiệ ụ ờ ực. GCS có khả năng điề ể ở ộng: Điề
m v theo th i gian th u khi n m r u
khi n nhi u thi t b u khi n t d
ể ề ế ị, máy móc điề ể ừ xa khác có sử ụng modem thu phát tùy
thu li
ộc vào modem thu phát dữ ệu và ục đích sử ụng. Ngoài ra, GCS còn có khả
m d
năng giám sát, điề ể ều UAV cùng mộ ờ ể ờ ự
u khi n nhi t th i đi m theo th i gian th c.
1.2.12. Hệ thống bám sát (Auto tracking)
Là thiế ị ế ố ở ộ ới GCS có chức năng luôn bám sát chính xác theo
t b k t n i m r ng v
hướ ốt quá trnh điề ển làm tăng khả năng điề ển đị
ng MBKNL trong su u khi u khi nh
hướ ủ ở ầm trung và tầ ặ ệ ịnh hướ
ng c a GCS t m xa đ c bi t khi dùng Antenna đ ng.
1.2.13. Bệ phóng
Là hệ ố ế ấu cơ khí đượ ế ạ ục đích tạ ốc ban đầ
th ng k t c c ch t o nh m m o gia t u cho
UAV giúp UAV đủ ố ộ ất cánh trong trườ ợp UAV không thể ất cánh b
t c đ c ng h c ng
đường băng. Bệ phóng có thể có cơ cấu phóng bng dây chun hoặ ng khí nén
c b
hay t ng, li u thu
ừ trườ ề ốc phóng.
27. 16
1.2.14. h
Thiết bị ỗ trợ
Thiế ị ỗ ợ ủ ệ ố ồ ế ị ởi động động cơ UAV,
t b h tr c a h th ng bao g
UAV m: thi t b kh
thiế ị bơm nhiên liệ ế ị cân chỉ ệ ỉnh UAV trướ ất cánh, thiế
t b u, thi t b nh, hi u ch c khi c t
b t UAV...
ị kéo dắ
1.3. Giới thiệu về UAV cánh bằng
Để nghiên cứu và thiế ế ộ điề ể , người nghiên cứ ầ ắ
t k b u khi n MBKNL u c n n m
v u khi t ph n t o ti u ch
ững được đối tượng điề ển, đây là mộ ầ ạ ền đề nghiên cứ o các
ph n ti p theo. Trong m s gi i thi u t ng quan v c u t
ầ ế ục này ớ ệ ổ ề ấ ạo và nguyên lý hoạt
độ ủa đối tượng điề ể được áp dụng để ế ế ộ điề ển, đó là máy
ng c u khi n s thi t k b u khi
bay cánh b ệ ỹ ậ đã nghiên cứ ế ế và chế ạ
ng D-96 do Vi n k thu t PK-KQ u, thi t k t o
thà h công
n .
1.3.1. o c a m y bay c
Cấu tạ ủ á ánh bằng
Máy bay cánh bng hay còn gọi là máy bay cánh cố định. Chúng đượ ấ ạ
c c u t o
bở ần như sau:
i các thành ph
Cánh chính: Đây là thành phầ ấ ọ ủa máy bay, cánh chính có chứ
n r t quan tr ng c c
năng là tạ ực nâng để cân b ớ ọ ự ủa máy bay khi bay. Trên cánh
o l ng v i tr ng l c c
chính thườ ố trí hai cánh lái liệ ần đầu hai mút cánh. ánh lái liệng có chứ
ng b ng ph C c
năng tạ ển độ ụ ọc máy bay, giúp máy bay đổi hướ
o chuy ng quay quanh tr c d ng
chuy ng.
ển độ
Thân: Là thành phần để ghép nối các bộ ậ ủa máy bay như cánh, đuôi,
ph n c
động cơ, càng . đồ ời là nơi để ứa nhiên liệu, các hệ ống điệ điệ ử, và
.. ng th ch th n - n t
các trang thiế ị khác. Thân máy bay thường được chia làm các khoang công tác
t b
khác nhau vớ ục đích tăng cường độ ứng và độ ền cho thân và để ngăn cách
i m c b
nhiên liệ ới các khoang lắ ế ị khác trên máy bay.
u v p trang thi t b
Đuôi máy bay: Đuôi máy bay có chức năng ổn định và điề ển máy bay.
u khi
Đuôi máy bay gồm đuôi đứng và đuôi ngang.
- c c u t o b n c nh (t
Đuôi đứng: Đượ ấ ạ ởi hai thành phần là phầ ố đị ấm ổn định
hướng) có chức năng ổn định hướng bay cho máy bay và phầ ển động là cánh
n chuy
lái hướng có chức năng điề ển hướng cho máy bay.
u khi
28. 17
- c c u t o b n c nh (t nh
Đuôi ngang: Đượ ấ ạ ởi hai thành phần là phầ ố đị ấm ổn đị
nga nh ngang cho n chuy
ng) có chức năng giữ ổn đị máy bay và phầ ển động là cánh
lái độ cao.
Hệ thống càng gồm càng trước và càng sau:
- c g t v t 5 b
Càng trướ ồm 1 bánh, 1 trụ càng được liên kế ới thân bng liên kế ậc
t c t do (1 kh ng quay
ự do, càng trước còn 1 bậ ự ả năng chuyển động) đó là chuyển độ
quanh c ch ng
trụ càng dùng để lái hướng máy bay khi máy bay lăn hoặ ạy trên đườ
băng.
- c ch t o li n kh t c nh 6 b c t
Càng sau: hai trụ càng đượ ế ạ ề ối được liên kế ố đị ậ ự
do v ng.
ới thân, hai bên trụ càng là hai bánh giúp máy bay di chuyển trên đường bă
H ng l g o l
ệ thống độ ực: ồm động cơ piston và cánh quạt có chức năng tạ ực đẩy
thắ ự
ng l c cả ủa máy bay trong khi bay.
n c
H u: g u n ng ng d u,
ệ thống nhiên liệ ồm bnh chứa, các đầ ối, các đườ ố ẫn nhiên liệ
đường thông hơi. Hệ ống nhiên liệu dùng để ấp nhiên liệu cho động cơ.
th c
1.3.2. l ng c a m y bay c
Nguyên ý hoạt độ ủ á ánh bằng
Để máy bay có thể bay đượ ng trong không trung th:
c và cân b
- L y ph ng v i l c c n c
ực đẩ ải cân b ớ ự ả ủa máy bay. Lực đẩy đượ ạ ở
c t o ra b i
động cơ và cánh quạ ủa máy bay, còn lự ả ủa máy bay chính là lự ản khí
t c c c n c c c
độ áy bay chuyển động trong không trung.
ng sinh ra khi m
- Lự ủa máy bay phả ớ ọ ự ủa máy bay.
c nâng c i cân b ng v i tr ng l c c
Trên thự ế ầ ết các loại máy bay ực nâng của máy bay chủ
c t , h u h th l yếu do
cánh chính tạo nên. Nguyên lý tạ ực nâng của cánh cụ ể như sau: Khi dòng khí
o l th
chuy n s t gi a hai m
ển động quanh profil cánh, dẫn đế ự chênh lệch áp suấ ữ ặt trên và
m t
ặt dưới của cánh. Sự chênh áp này s ạo cho cánh có lực nâng.
29. 18
H nh 1.2 -
: Cấu tạo máy bay cánh bằng D 96
Để điề ể ển độ ủa máy bay cánh bng ngườ hườ ử ụ
u khi n chuy ng c i t ng s d ng 4
kênh điề ể
u khi n sau:
Kênh Throttle: Kênh ga điề ể ố ộ máy bay
u khi n t c đ ;
Kênh Elevator: Điề ển máy bay lên xuố
u khi ng;
Kênh Aileron: Điề ển cánh liệ
u khi ng;
Kênh Rudder: Điề ển cánh lá ớng và càng trướ
u khi i hư c.
a) Kênh ga (Throttle)
Kênh đả ệ ệc tăng/giả có thể là động cơ điện hay động cơ nổ như
m nhi m vi m ga (
H nh 1.3 v H nh 1.4) i v i lo vi m t
à . Đố ớ ại dùng động cơ máy nổ ệc tăng hay giả ố ộ
c đ
và công suấ ạt độ ủa động cơ thông qua 1 này s có nhiệ ụ
t ho ng c Servo. Servo m v
kéo đẩy c n ga. Vi
ầ ệc này tương tự khi ta tăng hay giả ủ ộ ếc xe máy
m ga c a m t chi .
L l ho i v i lo ng
ỗ thông gió càng mở ớn th máy s ạt động càng mạnh. Đố ớ ại dùng độ
cơ điệ ệc tăng ả ạt độ ủa động cơ s thông qua 1 mạch điề ố
n vi hay gi m ho ng c u t c
( ).
Electric Speed Control
30. 19
H nh 1.3
: Động cơ máy nổ
H nh 1.4 n
: Động cơ điệ
b) Kênh cánh lái đuôi Elevator (Kênh đảm nhận điều khiển cánh phụ)
Là kênh điề ển độ cao giúp máy bay tăng hoặ ảm độ
u khi c gi cao theo mong
muốn. Khi cánh lái độ cao được nâng lên th toàn bộ không khí s tác động vào
ph ng, nh
ần đuôi, đẩy đuôi máy bay xuố ờ đó mà đầu máy bay đượ ngóc lên. Và
c
ngượ ại khi đuôi ngang đượ ạ ố ần gió s đẩy đuôi máy bay đi lên làm
c l c h xu ng ph
cho đầu máy bay trúc xuống. Khi cánh đuôi được nâng lên th toàn bộ không khí s
tác động vào phần đuôi. Đẩy đuôi đi xuố ờ đó mà đầu máy bay ngóc lên. Và
ng, nh
ngượ ại, khi cánh đuôi hạ ố ần gió s đẩ ần đuôi đi lên dẫn đế ệ
c l xu ng th ph y ph n vi c
đầu máy bay ị trúc ố
s b xu ng.
31. 20
H nh 1.5
: Cánh lái đuôi Elevator
Ta có thể ểu nguyên lý hoạt độ ủ ệ ồng gió tác độ như thế nào lên
hi ng c a vi c lu ng
cánh đuôi qua H nh 1.6.
H nh 1.6
: Nguyên lý hoạt động của cánh lái đuôi
c) Kênh cánh lái đuôi đứng (Rudder)
Cánh đuôi đứng này cũng có nhiệ ụ làm thay đổi hướ ủa máy bay ở
m v ng bay c 1
góc nhất định nào đó, mặc dù việ đổi hướ ủa nó không có góc hẹp như
c thay ng c
việc kết hợp Aileron và Elevator.
H nh 1.7
: Rudder: kênh cánh lái đuôi đứng
32. 21
Khi đang bay ở ị trí cân bng, máy
v bay mu n chuy
ố ển hướng th lúc này chúng
ta s c u khi c s d chuy ng s gi
ần điề ển cánh đuôi. Việ ử ụng cánh đuôi để ển hướ ải
quy t v t thi t ph nh khi
ế ấn đề: không nhấ ế ải nghiêng máy bay sang 1 bên, cần độ ổn đị
bay, góc lái không cần quá gấp.
H nh 1.8 ng
: Nguyên lý kênh cánh lái đuôi đứ
d) Kênh cánh liệng (Aileron)
Cánh chính có nhiệm vụ chính là nâng máy bay, giúp máy bay lượn để có thể thay
đổi hướng bay dễ dàng. Khi một bên cánh được thay đổi góc, nó s ảnh hưởng đế ệ
n vi c
thay đổi lộ trnh của máy bay ở cả 2 hướng: nghiêng trái, nghiêng phải.
H nh 1.9 ng Aileron
: Cánh liệ
33. 22
1.4. Kết luận chương
Chương 1 đã trnh bày tổ ề UAV, phân loại, vai trò ứ ụng và cấ
ng quan v ng d u
trúc củ chúng. Bên cạnh đó, học viên cũng tập trung vào phân tích về UAV cánh
a
b ng- u c
là đối tượng nghiên cứ ủa luận văn này.
Phần nghiên cứ ếp theo trong Chương 2 s ập trung vào máy bay cánh b
u ti t ng
D- t n thi b u khi
96 để ừ đó tiến đế ết kế ộ điề ển trên không cho đối tượng này.
34. 23
CHƯƠNG 2. TÌM HIỂU VỀ Á Á Ả Á
M Y BAY C NH B NG D-96, KH O S T
ĐỘ Ọ À ĐỘ Ự Ọ Á
NG H C V NG L C H C M Y BAY D-96
2.1. m y bay D-96
Tng quan về á
H ng u khi
ệ thố điề ển máy bay đượ ế ế để điề ể ộ ại máy bay đã
c thi t k u khi n m t lo
được nghiên cứu và phát triể ạ ệ ỹ ậ KQ đó là máy bay D ộ
n t i Vi n K thu t PK- -96. N i
dung này s ớ ệ ổ ề máy bay D
gi i thi u t ng quan v -96.
Máy bay D 96 đượ ấ ạ ở ững thành phần cơ bả
- c c u t o b i nh n sau:
2.1.1. y bay
Thân má
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 bnh nhiên liệu, động cơ, hộp chương trnh, Servo điều
khiển càng trước, Servo điều khiển tay ga và mộ ố
t s thiết bị khác.
b) C o
ấu t
- Thân máy bay D ) được làm b
- (H
96 nh 2.1 ng v t li
ậ ệu composite có chiều dài
Lt = 1350mm, với hnh dạng thon nhọn về đuôi, mặt cắt ngang thân có dạng hnh tròn,
kích thướ ặ ắ ớ ất là có đường kính 170mm. Thân đượ ế ế
c m t c t ngang l n nh c thi t k
g m hai n i v m
ồ ửa ghép lạ ới nhau theo công nghệ đúc khuôn âm. Bề ặt thân sau khi
đúc đượ ử lý bng phương pháp mài tinh, bả, sơn phủ ớ ục đích tạ ề ặ
c x v i m o ra b m t
nh m m
ẵn bóng làm giảm lực cản khí động và nâng tính thẩ ỹ cho máy bay.
- n m t m
Phần đầu thân gắ ộ ặt bích tròn gỗ ép dày 10mm, đường kính 150mm
để ố định động cơ và càng trướ máy bay.
c c
- Phía bên phả ầu thân đượ
i đ c bố trí mộ ắp công tác để
t n dễ dàng cho việc lắp ráp
và kiểm tra thiết bị. Bên trong thân được bố trí hai khung sườn tăng cứng chống
mômen uốn và xoắn. Phần giữa thân phía trên có hai nẹp tăng cứng bố trí bốn điểm cố
định cánh, phần giữa thân phía dưới có tăng cường một mặt bích để cố định càng sau.
- a khoang ch n t .
Trên sống lưng có một nắp công tác củ ứa thiết bị điệ ử
- Phần sau thân bố trí đuôi đứng và đuôi ngang của máy bay.
35. 24
H nh 2.1 -96
: Thân máy bay D
2.1.2. y bay
Cánh má
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 mọ ế
i ch độ bay và cơ độ ủ
ng c a từng loại máy bay.
- Cánh máy bay còn đóng vai trò quan trọng trong đảm bảo ổn định và điều khiển
máy bay.
- Servo u khi ng.
Ở cánh máy bay đặt các điề ển cánh liệ
b) C o
ấu t
Profil cánh máy bay
Profil cho cánh máy bay D 96 đượ ế ế ẫ
- c thi t k theo m u sau:
- Naca 0006 cho đuôi đứng và đuôi ngang;
- .
Naca 2412 cho cánh chính
Các tham số nh học và khí độ ọ ủ ại airfoil trên đượ ể
h ng h c c a hai lo c bi u cho
trong các H nh 2.2- H nh 2.11.
H nh 2.2
: Profil Naca 2412 với các thông số hnh học: độ dày tương đối ctb=
12%, độ cong tương đối ftb=2%
36. 25
H nh 2.3
: Đồ thị hệ số lực nâng Cl theo góc tấn α
H nh 2.4
: Đồ thị hệ số lực cản Cd theo góc tấn α
H nh 2.5
: Đồ thị hệ số mô men dọc Cm theo góc tấn α
37. 26
H nh 2.6
: Đồ thị hệ số chất lượng khí động Cl/Cd theo góc tấn α
H nh 2.7
: Profil Naca 0006 với các thông số hnh học: độ dày tương đối ctb=
6%, độ cong tương đối ftb=0%
H nh 2.8
: Đồ thị hệ số lực nâng Cl theo góc tấn α
38. 27
H nh 2.9
: Đồ thị hệ số lực nâng Cd theo góc tấn α
H nh 2.10
: Đồ thị hệ số mô men dọc Cm theo góc tấn α
H nh 2.11
: Đồ thị hệ số chất lượng khí động Cl/Cd theo góc tấn α
39. 28
C h c c a c
ác thông số nh họ ủ ánh
H nh 2.12: -96
Cánh máy bay D
- D-96 (H nh 2. c thi t k v ng ki
Cánh của máy bay 12) đượ ế ế ới hnh dạ ểu hnh
chữ ậ ồ ặ ạ ải cánh có độ dài Lc = 2100mm,
nh t, profil l i hai m t d ng NACA 2412. S
diện tích cánh Sc = 0.63 m2
, độ dãn dài =7, độ ẹ ầ ốt đượ ử
thu h p =1. Ph
n c c s
d ng b ng v t li u x p nh m b u nh
ụ ậ ệ ố ựa đả ảo yêu cầ ẹ và định hnh tốt, phần v ngoài
dùng vật liệu composite với độ dày 1mm có tăng cường thêm xương dầm bng hộp
nhôm kích thước 20×12 mm dày 2mm đảm bảo độ cứng, chống các momen uốn và
xoắn sinh ra trong quá trnh bay.
Trên cánh có bố trí 2 cánh liệng đối xứ ở mép sau gần mút hai bên cánh có chứ
ng c
năng điều khiển máy bay chuyể ộ
n đ ng quay quanh trục OX của nó.
2.1.3. y bay
Đuôi má
Đuôi máy bay D 96 đượ ể ệ ở ồ ần: đuôi đứng và
- c th hi n H nh 2.13, g m hai ph
đuôi ngang.
40. 29
H nh 2.13:
Đuôi máy bay
a) Đuôi đứng
Chức năng
Đuôi đứ dùng để ổn định và điề ển hướng cho máy bay (điề ển và ổ
ng u khi u khi n
định máy bay theo trục OY).
C o
ấu t
ng c -96 i x ng d ng
Đuôi đứ ủa máy bay D có dạng hnh thang vuông, profil đố ứ ạ
NACA 0006, đượ ố trí n ặ ẳng đố ứ ủa máy bay và gồ
c b m trong m t ph i x ng c m hai
ph n: ph n c nh (t ng), ph
ầ ầ ố đị ấm ổn định hướ ần di động là cánh lái hướng, có diện
tích Sdd = 0,086m2
. Để ậ ện cho quá trnh gia công cũng như đả ảo độ ề
thu n ti m b b n
độ ế ạo, đuôi đứ đượ ế ạ ề ố ới thân.
chính xác trong ch t ng c ch t o li n kh i v
b) Đuôi ngang
Chức năng
Đuôi ngang dùng để ổn định và điề ể ọc máy bay (ổn định và điề
u khi n d u
khiển máy bay theo trục OZ).
C o
ấu t
Đuôi ngang máy bay 96 có hnh dạng tam giác, profil đố ứ ạ
D- i x ng d ng NACA
0006. Đuôi ngan ồ ầ ầ ố đị ấ ổ ịnh ngang) và phần di độ
g g m hai ph n: ph n c nh (t m n đ ng
41. 30
(cánh lái lên xuống) có tổ ện tích S
ng di đn = 0,18m2
. Cũng giống như đuôi đứng,
đuôi ngang củ 96 được liên kế ới thân trong quá trnh gia công nh ạ ự
a D- t v m t o s
liên kế ề ối đả ảo độ ền và yêu cầ ề ối trí khí độ ữa thân, cánh và
t li n kh m b b u v ph ng gi
đuôi đượ ốt hơn.
c t
2.1.4. nh l n
Các cá á ề
i đi u khiể
a) Cánh liệng
Chức năng
Điề ể ển động máy bay quanh quanh trụ ng cách nghiêng hai
u khi n chuy c OX b
cánh liệng ngượ ều nhau. Khi cánh liệng nghiêng, lự
c chi c khí động tác động vào hai
bên cánh khác nhau, làm sinh ra mô men quay máy bay quanh trục OX.
C o
ấu t
Cánh liệ ) được đúc b ậ ệu composite, hai đầu cánh có gắ
ng (H nh 2.12 ng v t li n
kh p b n l l ng g c l
ớ ả ề để ắp vào cánh máy bay. Cánh liệ ồm hai cánh đượ ắp vào hai
đầ ủa cánh máy bay.
u c
b) Cánh lái hướng
Chức năng
Điề ển hướng máy bay (điề ể ển độ ụ ng cách
u khi u khi n chuy ng quanh tr c OY) b
nghiêng cánh lái hướ ả ặc sang trái. Khi cánh lái hướng nghiêng sang
ng sang ph i ho
ph i ho s t hi n l ng
ả ặc sang trái làm xuấ ệ ực khí động tác động lên đuôi đứng có hướ
sang trái hoặ ải giúp máy bay chuyển độ ả ặ
c sang ph ng quay sang ph i ho c sang trái.
C o
ấu t
Cánh lái hướ ) được đúc b ậ ệu composite, hai đầu cánh có
ng (H nh 2.13 ng v t li
g n kh p b n l l ng c
ắ ớ ả ề để ắp vào đuôi đứ ủa máy bay.
c) cao
Cánh lái độ
Chức năng
Điề ể ọc máy bay (điề ể
u khi n d u khi n chuyển độ ụ ng cách
ng quanh tr c OZ) b
nghiêng cánh lái độ cao lên trên hoặ ống dưới. Khi cánh lái độ cao nghiêng lên
c xu
ho ng xu t hi n l u xu
ặc nghiêng xuố th đuôi ngang s ấ ệ ực khí động có chiề ống dưới
ho ng ho
ặ ực này sinh ra mô men làm máy bay chúc xuố
c lên trên. L ặc ngóc lên.
42. 31
C o
ấu t
Cánh lái độ cao (H nh 2.13) g
ồm hai cánh được đúc bng vật liệu composite, hai
đầu cánh có gắn kh p b
ớ ản lề để lắp vào đuôi ngang của máy bay.
2.1.5. C ng m y bay
à á
a) Chức năng
Càng máy bay là hệ ố ồm càng trước và càng sau đượ ắ ố đinh vớ
th ng g c l p c i
thân máy bay phụ ụ ệ ấ ạ cánh, di chuyển và đỡ máy bay trên mặt đấ
c v cho vi c c t h t.
Chúng tiế ậ và phân tán năng lượ ạ ạ cánh và khi chuyển độ
p nh n ng va ch m khi h ng
trên đường băng không b ẳng. Nó cũng tiế ận và phân tán mộ ần độ
ng ph p nh t ph ng
năng chuyển độ ạy đà nh ục đích giảm quãng đườ ạy đà.
ng khi ch m m ng ch
b) C o
ấu t
Càng trước
Càng trướ ủ áy bay D ồm các chi tiế
c c a m -96 (H nh 2.14) g t sau:
- 12
Trụ càng: là trục thép
- u gi n: g c song song.
Cơ cấ ảm chấ ồm hai lò xo mắ
- Tay gá bánh: được chế tạo bng hợp kim nhôm theo công nghệ đúc nguyên khối.
- c s d p nh i cao,
Bánh trước: đượ ử ụng là bánh lố ựa PU có khả năng đàn hồ
tăng ma sát chống trơn trượ ạy và hãm đà.
t trong quá trnh ch
Điề ển hướ ủa càng là hệ ố ậ ệnh điề ể ừ tay điề
u khi ng c th ng Servo nh n l u khi n t u
khi n m t k t h p thanh truy n th u khi
ể ặt đấ ế ợ ề ẳng giúp điề ển hướng máy bay dễ dàng
khi cơ độ g trên đường băng và càng đượ ố đị ộ ị trí dọ ục khi máy bay
n c c nh m t v c tr
hoạ ộng trên không.
t đ
H nh 2.14:
Càng trước
43. 32
Càng sau
Càng sau ( ) được coi là bộ ậ ị ải và ực va đậ ớ ấ
H nh 2.15 ph n ch u t l p l n nh t sinh ra
trong quá trnh hạ cánh nên đòi h ải có độ ền cơ họ ị trí lắp ráp phù hợ
i ph b c cao, v p
đả ảo tính định tâm, độ ắ ắ ổn đị
m b ch c ch n, nh.
Càng sau củ áy bay D 96 đượ ế ạ ng composite dày 10mm, chạ
a m - c ch t o b ng
càng rộng 500 mm, có hnh vòng cung và được tính toán thiế ế để nó s ấ ụ
t k h p th
toàn bộ ực va đập sinh ra khi máy bay hạ cánh tiếp đấ
l t.
Bên cạnh đó càng sau D-96 cũng được tính toán trong một giới hạn bền hợp lí, nhm
đề phòng trường hợp quá trnh hạ cánh tiếp đất thô th càng sau là bộ ậ
ph n đầu tiên bị
phá hủy nhm giảm thiể ối đa thiệ ạ
u t t h i cho phần thân v máy bay, bởi theo định hướng
thiết kế th càng sau là chi tiết dễ gia công và dễ khắc phục hư hại nhất.
Hai bánh của càng đượ ử ụng là bánh lốp cao su non có khả năng đàn hồ
c s d i
cao, tăng ma sát chống trơn trượt trong quá trnh chạy và hãm đà.
H nh 2.15:
Càng sau
2.1.6. c
Thiết bị động l
a) Chức năng
Thiết bị động được gắn lên phần đầu thân máy bay nhm tạo ra lực đẩy cần thiết
thắng lực cản khí động tổng hợp tác dụng lên máy bay ở các chế độ bay xác định.
b) C o
ấu t
Thiết bị độ ực trên máy bay D ồm hai thành phần chính:
ng l -96 g
Động cơ Zenoah 26 CC
Động cơ Zenoal 26 CC;
Cánh quạt Hi Prop.
44. 33
H nh 2.16: 26
Động cơ Zenoah CC
Cánh qut
Theo khuyến cáo của hãng Zenoa, cánh quạt được sử dụng lắp trên động cơ Zenoah
26 CC nên được chọn là loại có tham số hnh học đường kính × bước = 15 x 8 mm hoặc
14×10 mm.
H nh 2.17: -96
Cánh quạt máy bay D
2.1.7. u
Hệ thống nhiên liệ
H cung c
ệ thống nhiên liệu để ấp nhiên liệu cho động cơ Zenoah 26 CC trên
máy bay D 96 được mô tả trong hnh
- 2.18.
45. 34
H nh 2.18: H u
ệ thống nhiên liệ
2.2. c a m y bay D-96
Khảo sát động học và động lc học ủ á
Nghiên cứu độ ự ọc bay để xác đị ệ phương trnh chuyển độ ủ
ng l c h nh h ng c a
máy bay có một vai trò rấ ọng trong quá trnh điề ển máy bay. Việ
t quan tr u khi c thay
đổi các tham số ến thiên từ phương trnh chuyển độ ẫn đế ự thay đổ
bi ng s d n s i
trạng thái của máy bay. Phương trnh chuyển độ ủa máy bay đượ ết dướ
ng c c vi i
d l n t u khi
ạng vi phân, có thể ập được các hàm truyề ừ đó xác định các luật điề ển
chuy ng c
ển độ ủa máy bay.
Xét máy bay như mộ ậ ắ ển độ ối tâm của nó. Chuyể
t v t r n chuy ng quanh kh n
độ ủa máy bay là chuyển độ ứ ạ ậ ự do, là sự ổ ợ ủ ể
ng c ng ph c t p 6 b c t t ng h p c a chuy n
độ ị ến và chuyển độ
ng t nh ti ng quay quanh khối tâm.
Chọ ệ ọ ộ
n h t a đ :
- H t ng theo
ệ ọa độ trái đất là OIJK trong đó, trục OI có chiều dương hướ
phương bắc, OJ có chiều dương hướng theo phương phía đông, OK có chiều dương
hướng theo phương thẳng đứng.
- H t g n v
ệ ọ ộ
a đ ắ ới máy bay là hệ ọa độ Oxyz như hnh v
t
46. 35
H nh 2.19
: Hệ trục tọa độ máy bay
Các lự ụng lên máy bay gồ
c tác d m:
- L y T c ng v n c
ự ẩ
c đ ủ ộng cơ để
a đ cân b ới lực cả ủa máy bay;
- ng l
Trọ ực G của máy bay;
- ng, g m: l c c n D, l c c
Các lực và mô men khí độ ồ ực nâng L, lự ả ự ạnh Y, mô
men trúc ngóc Mz, mô men liệng Mx, mômen hướng My. Các thành phầ ực và mô
n l
men khí động được xác đị ng các công thứ
nh b c sau:
(2.1)
(2.2)
(2.3)
(2.4)
.. .
y
My q m l
(2.5)
.. . .
z
Mz q m S b
(2.6)
47. 36
Với được gọi là hệ số động áp
Trong đó:
;
là mật độ không khí
V là vận tốc chuyển động của máy bay;
Cx, Cy , Cz ;
lần lượt là hệ số lực nâng, lực cản và lực cạnh của máy bay
mx, my , mz lần lượt là hệ số mô men liệng, mô men hướng và mô men chúc
ngóc của máy bay;
S là diện tích của cánh;
l là sải cánh;
b là dây cung khí động trung bnh của cánh;
T u ki ng v l ng quay c
ừ các điề ện cân b ề ực, phương trnh chuyển độ ủa máy bay
quanh tr gi a chuy ng c a kh i h
ọng tâm, phương trnh quan hệ ữ ển độ ủ ối tâm so vớ ệ
t c ng c m 12
ọ ộ
a đ ố định, ta xây dựng được hệ phương trnh chuyển độ ủa máy bay gồ
phương trnh như sau:
(2.7)
[3]
48. 37
Trong đó:
Ixx, Iyy , Izz, Ixy, Ixz , Iyz: là mô men quán tính chính và mô men quán tính ly tâm
c t n k n v
ủa máy bay trong các hệ ọ ộ
a đ liê ết gắ ới máy bay;
P là vậ ốc góc trong chuyển độ ụ
n t ng quay quanh tr c ox;
Q là vậ ốc góc trong chuyển độ ụ
n t ng quay quanh tr c oy;
R là vậ ốc góc trong chuyển độ ụ
n t ng quay quanh tr c oz;
V là v n t c c
ậ ố ủa máy bay;
α ấ
là góc t n;
β ợ ạ
là góc trư t c nh;
μ là góc nghiêng của mặt phẳng đối xứng máybayso với phương thẳng đứng;
γ ủ ỹ đạo đạo bay theo phương thẳng đứ
là góc nghiêng c a qu ng;
χ ủ ỹ đạo đạo bay theo phương ngang;
là góc nghiêng c a qu
ξ là vị ủa máy bay theo trụ
trí c c I;
η vị trí của máy bay theo trục J;
h là độ ủa máy bay.
cao c
Giả ệ phương trnh (2.7) ta hoàn toàn xác định đượ ị trí, trạng thái của máy
i h c v
bay t m kh
ại thờ ể
i đi ảo sát.
H i s
ệ phương trnh vi phân 2.7 sau khi giả được các nghiệm là hàm theo thời
gian, chính là các thông số ển độ ủa máy bay cần tm. Các thông số này đặ
chuy ng c c
trưng cho quỹ đạ ển độ ậ ển độ ủ ối tâm và vị trí củ
o chuy ng, quy lu t chuy ng c a kh a
máy bay trong không gian. Để ải đượ ệ phương trnh đó cầ ải có quy luậ
gi c h n ph t
bi i c u khi t c nh ng tham s c
ến đổ ủa các hàm điề ển, các số liệu ban đầu và tấ ả ữ ố ần
thiết khác của máy bay. Trong nộ ủ ận văn này, các hàm điề ển đượ
i dung c a lu u khi c
dùng để ả ệ phương trnh vi phân 2.7 chính là góc lệ ủa các cánh lái (cánh lái
gi i h ch c
liệng đ ề ển kênh R máy bay xoay quanh trục x, cánh lái lên xuống điề
i u khi oll- u
khi -
ển kênh Pitch máy bay xoay quanh trục z, cánh lái hướng điề ển kênh
u khi
Y -
aw máy bay xoay quanh trục y) và kênh ga.
49. 38
2.3. Kết luận chương
C t u c c -96
hương 2 đã ập trung vào nghiên cứ ấu trúc ủa máy bay D như: thân
máy bay, cánh máy bay… K ảo sát độ ọc và độ ự ọ ủa chúng nhm làm
h ng h ng l c h c c
cơ sở ế ế ệ ống điề ển trên không cho máy bay này. Việc mô tả các
cho thi t k h th u khi
thi t k
ế ế đượ ể ện trong Chương 3.
c th hi
50. 39
Chương 3. THIẾT KẾ HỆ THNG ĐIỀU KHIỂN ÊN THIẾT BỊ BAY
TR
KHÔNG NGƯỜI LÁI
M t k h u khi n UAV bay theo hai ch
ục tiêu chương này là thiế ế ệ thống điề ể ế độ
b u khi n UAV ng l c h
ng tay và tự động dùng để điề ể theo mô hnh khí độ ự ọc đã
đượ ế ế ừ ần trên (D ế ấ ủa chương gồm các nộ
c thi t k t ph -96). K t c u c i dung sau:
- thi t k ;
Cơ sở ết kế và phương án thiế ế
- ph n c ng;
Thiết kế ầ ứ
- ph n m u khi n.
Thiết kế ầ ềm điề ể
3.1. Cơ sở thiết kế và phương án thiết kế
3.1.1. thi
Cơ sở ết kế
- Dựa trên yêu cầ ủ ệ ế ế ệ ống điề ể à ụ ể à
u c a vi c thi t k h th u khi n UAV v c th l D-
96 bay 2 ch : b ng tay v t ng.
ở ế độ à ự động cân b
- v o k t qu u c
Căn cứ à ế ả nghiên cứ ủa chương 2, đối tượng máy bay cánh bng
đã được nghiên cứ ử ệm và kiể ứng trên thế ớ ế ợ ớ
u, th nghi m ch gi i k t h p v i kinh
nghi u khi ng t u khi n ph p nh
ệm điề ển máy bay cánh b ại đơn vị th luật điề ể ù hợ ất là
luậ ề ể
t đi u khi n PID.
- D a v o nh ng ki n th h c v u khi n t ng v kinh nghi
ự à ữ ế ức đã ọc đượ ề điề ể ự độ à ệm
l c trong l nh v c MBKNL t .
àm việ ĩ ự ại đơn vị
3.1.2. Phương án thiết kế
- Xây dự ầ ứ ù ợ ới yêu cầu đặ à đá ứng đượ à á
ng ph n c ng ph h p v t ra v p c b i to n
điề ể ở ả ế độ à ệ á
u khi n UAV c hai ch l m vi c kh c nhau.
- ch thu t to u khi n PID t ng thu to
Nghiên cứu, phân tí ậ án điề ể ừ đó xây dự ật án
điề ể ù ợ ớ á ừng khâu, từ ế độ à ừ ênh
u khi n ph h p v i m y bay D-96 theo t ng ch v t ng k
đ ề ể á
i u khi n kh c nhau.
- m tra thu t to u khi n ( p d ng h s u khi n PID theo kinh
Kiể ậ án điề ể á ụ ệ ố điề ể
nghi i v i m y bay D-96) v m ch ph n c t k xong b ng
ệm đố ớ á à ạ ầ ứng khi đã thiế ế phần
m ph ng, ng d Hardware in the Loop Simulation t s
ềm mô ứ ụng công nghệ “ ” ừ đó
t h s PID ph h p v i D-96 u khi n Roll v Pit .
ợ
m ra đư c bộ ệ ố ù ợ ớ theo hai kênh điề ể à ch
51. 40
3.2. c
Thiết kế phần ứng
Sơ đồ ức năng củ ệ ống như
ch a h th H nh 3.1:
H nh 3.1: u khi n UAV
Sơ đồ chức năng hệ thống đi
H n t u khi UAV bao g m nhi n, m
ệ thống điện, điệ ử và điề ển trên ồ ều thành phầ ỗi
đơn vị thành phần có chức năng khác nhau, được chia làm 3 nhóm chính: nhóm các
thi t b t b t b
ế ị đầu vào, nhóm thiế ị ử lý trung tâm và nhóm thiế
x ị đầu ra.
Phân nhóm thiế ị đầu vào gồ ế ị đị ị ệ
t b m: thi t b nh v v - GPS/GNSS; con quay
tinh
h i chuy - RO MEM k t h p v i c m bi n gia t c 3 tr - ACC MEM
ồ ển vi cơ GY ế ợ ớ ả ế ố ục ;
module nh y thu l u khi n) t u khi n (m y ph t l
ận tín hiệu lái (má ệnh điề ể ừ tay điề ể á á ệnh
điề ể
u khi n).
Phân nhóm thiế ị đầ ồ ác kênh mã hóa điề ến độ ộ
t b u ra g m: c u bi r ng xung PWM
điề ể cơ cấ ấ à à động cơ ạch điề ể ở ộ
u khi n u ch p h nh l Servo; m u khi n m r ng; module
mã hóa và truyề ố ệ
n s li u.
Hoạt độ ủ ệ ống Điệ điệ ử điề ển trên : Trung tâm củ
ng c a h th n - n t - u khi UAV a
FCS là đơn vị ử lý trung tâm ộ điề ể . Đơn vị này nhậ ữ ệ ừ các cả
x b u khi n n d li u t m
bi n GPS/GNSS, ACC MEM, GYRO MEM, x nh tr
ế ử lý tính toán và xác đị ạng thái
độ ự ọ ệ ạ ủa máy bay trong không gian 3D, căn cứ vào quỹ đạ ậ
ng l c h c hi n t i c o l p
trnh trướ ủ ự ện các luật điề ển bay và điề ển các ạ
c c a GCS, th c hi u khi u khi Servo t i
52. 41
cơ cấ ấp hành sao cho máy bay thự ện đúng quỹ đạ đúng như lập trnh. Như
u ch c hi o
v u khi n c u khi n ph n h
ậy mô hnh điề ể ủa hệ thống là mô hnh điề ể ả ồi vòng kín.
Các giải pháp kỹ ậ ụ ể được trnh bày cụ ể như sau:
thu t c th th
3.2.1. u khi n
Vi điề ể trung tâm
Vi điề ển đượ ử ụng để ề ể ệ ận tín hiệ ừ ố
u khi c s d đi u khi n vi c nh u t kh i module RF
qua chu n giao ti u khi ng th i th c hi n vi c giao ti
ẩ ếp UART. Vi điề ển cũng đồ ờ ự ệ ệ ếp
đọ ữ ệ ừ ả ế ố ẩ ất ra xung PWM điề ển độ
c d li u t c m bi n gia t c qua chu n SPI, xu u khi ng
cơ , tính toán và xử ật toán đượ ố hóa.
Servo lý các thu c s
Yêu cầu đố ới vi điề ển là có ít nhấ ộ ề ậ ữ ệ
i v u khi t 3 b truy n nh n d li u UART (1
b p module thu RF), 1 b truy n nh n d u qua chu
ộ dùng giao tiế ộ ề ậ ữ liệ ẩn SPI (có thể
s d ng
ử ụ SPI “mềm” lập trnh từ 2 chân I/O của vi điề ển để
u khi thay thế). Có đủ các
b u khi n 4 Servo c i v i UAV
ộ Timer và có đủ kênh PWM để có thể điề ể ủa UAV (đố ớ
x d c 3 Servo u khi n m c ng
ử ụng động cơ xăng) hoặ và 1 kênh PWM điề ể ạ h Driver độ
cơ DC (đố ớ ử ụng động cơ điệ ầ ố ủ ối đa vi điề ể
i v i UAV s d n), t n s c a Timer t u khi n
h c hi n vi c l y m u t c m bi n sao cho b u khi n s
ỗ trợ đủ để thự ệ ệ ấ ẫu tín hiệ ừ ả ế ộ điề ể ố có
th th i th
ể ực hiện được, đồ ờ
ng th ự ện được các chứ ầ
c hi c năng khác yêu c u.
D a u khi n ATMEGA2560- c l a ch
ự trên những tiêu chí trên, vi điề ể 16U đượ ự ọn
s d ng v
ử ụ ới các thông số như sau:
- ng: 5V;
Điện áp hoạ ộ
t đ
- S v o ra: 86 (t ;
ố chân à ối đa 16 chân PWM)
- S ;
ố chân Analog: 16
- B nh Flash: 256 KB, 8KB s d ng cho Bootloader;
ộ ớ ử ụ
- SRAM: 8 KB;
- EEPROM: 4 KB;
- ;
Xung clock: 16 MHz
- S ng Timer: 2 x 8-bit, 4 x 16-bit;
ố lượ
- C ng giao ti p: 4-UART, 5-SPI, 1- ;
ổ ế I2C
Sơ đồ nguyên lý củ ố ề ển đượ ể ệ
a kh i vi đi u khi c th hi n qua H nh 3.2.
53. 42
H nh 3.2 a kh
: Sơ đồ nguyên lý củ ối vi xử lý trung tâm.
3.2.2. v tinh
Thiết bị định vị ệ
Thiết bị ẫn đườ ệ ấ ọ ộ ủa máy bay trong hệ ụ
d ng v tinh cung c p t a đ c tr c quán tính.
H ng tr m
ệ thố ục quán tính có gốc là một điểm trên bề ặt trái đất FE(OEXEYEZE)
(thường đượ đặt là sân bay cất cánh hoặc điểm đặ ạm điề ể ặt đấ
c t tr u khi n m t GCS),
v i gi
ớ ả thiết trái đất là phẳng và không quay. Thiế ị đị ị đượ ử ụng trên ộ
t b nh v c s d b
54. 43
t u khi n
ự động điề ể là Module FGPMMOPA6H, đạt tiêu chuẩn công nghiệp và các
ứ ụ . FGPMMOPA6H là máy thu dẫn đườ ệ ử ụ
ng d ng UAV ng v tinh s d ng IC GPS
MT3339. Đây là module đa kênh, hỗ ợ ẩn đị ị
tr 3 chu nh v QZSS, SBAS,
GPS,
AGPS, 66 kênh thu. Tiêu thụ năng lượ ấ
ng th p 88mW.
H nh 3.3: Module GPS FGPMMOPA6H
Sơ đồ yên lý GPS đượ à
ngu c tr nh b y trong H nh 3.4.
H nh 3.4
: Sơ đồ nguyên lý GPS
B ng 3.1 a Module
ả : Các tham số chính củ GPS
TT Tham số Mô tả
1 T n s
ầ ố L1, 1575.42MHz
2 Độ ạy máy thu
nh Tracking: -165 dBm
3 Số kênh 66 kênh
4 Sai s l n nh t
ố ớ ấ 3.0 m
5 Độ ị ị ối đa
cao đ nh v t 18000 m
6 T nh v t
ố ộ
c đ đị ị ối đa 515 m/s
7 T n s c p nh
ầ ố ậ ật vị trí 1 Hz (m nh), (l n nh
ặ ị
c đ ớ ất là 10Hz)
8 Sai s l n nh t
ố ớ ấ 2,5 m
9 Chuẩ ền thông
n truy NMEA, MTK binary
55. 44
3.2.3. i chuy
Con quay hồ ển vi cơ
Con quay h i chuy p v n t
ồ ển vi cơ cung cấ ậ ốc góc của máy bay trong hệ trục thân
c n bay.
ủa phương tiệ
H nh 3.5
: Hệ trục thân PTBKNL
Hệ trục thân FB (OBXBYBZB) là hệ ụ ạ độ ế ắ ề ới máy bay,
tr c to tham chi u g n li n v
có tâm trùng vớ ọng tâm của máy bay như
i tr H nh 3.5.
Góc nghiêng (Roll) liên quan đế ục XB, góc chúc (Pitch) vớ ục YB và góc
n tr i tr
xoay (Heading/Yaw) v c ZB.
ới trụ
Các biến độ ệ ề ặ ộng quy ướ ợ ịnh nghĩa như sau:
l ch b m t khí đ c đư c đ
- l m u khi .
A là độ ệch bề ặ ề
t đi ển cánh lái (Aileron)
- M l t moment li ng (
ộ ộ
t đ ệch dương s gây mộ ệ Roll) âm.
- l m u khi
E là độ ệch bề ặ ề
t đi ển đuôi nâng (Elevator)
- M l ng s t moment g Pitch
ộ ộ
t đ ệch dươ gây mộ ật ( ) âm.
- l m u khi ng (Rudder)
R là độ ệch bề ặ ề
t đi ển đuôi đứ
- M l
ộ ộ
t đ ệch dương s gây một moment xoay (yaw) âm.
Giải pháp kỹ thu c l a ch con quay h i chuy c k t h
ật đượ ự ọn là ồ ển vi cơ 3 trụ ế ợp
v i c m bi n gia t MPU-6000 (h nh 3.6 c thi t k ng d
ớ ả ế ốc vi cơ 3 trục ), đượ ế ế cho ứ ụng
UAV v t sau:
ới các đặc tính kỹ thuậ
- h i chuy ng th v n t
Tích hợp 03 cơ hệ ồ ển, đo đồ ời 03 giá trị ậ ốc góc trên 3 mặt
ph ng Euler:
ẳ Roll, Pitch và Yaw.
56. 45
- ng 3.3
Điện áp hoạ ộ
t đ V;
- n nh
Giá trị đo lớ ất 20000/giây;
- gia t
Giới hạn đo ốc 16 G;
- ng cao;
Thiết kế cho các ứng rung độ
- ;
Phương sai tích lũy của phép đo 250/giờ
- ng nhi p;
Chố ễu EMI và EMC tiêu chuẩn công nghiệ
- D ho
ải nhiệ ộ
t đ ạ ộng −40°C ÷ +105°C;
t đ
- p qua Bus SPI 16 bit data.
Giao tiế
(a) (b)
(c)
H nh 3.6: -6000
Cảm biến gia tốc MPU (a), sơ đồ chân (b) và cấu trúc cảm biến (c)
57. 46
Ngoài ra, MPU còn có 1 đơn vị tăng tố ầ ứng chuyên xử lý tín hiệ
-6000 c ph n c u
(Digital Motion Processor - DSP) do c m bi n thu th c hi
ả ế ập và thự ện các tính toán
c n thi m b ph n x u khi
ầ ết. Điều này giúp giả ớt đáng kể ầ ử lý tính toán của vi điề ển,
c i thi n t x n h
ả ệ ốc độ ử lý và cho ra phả ồi nhanh hơn. Đây chính là 1 điểm khác biệt
đáng kể ủ ới các cả ế ốc và gyro khác. MPU 6000 có thể
c a MPU-6000 so v m bi n gia t -
k t h p v i c m bi n t t c m bi n 9 c
ế ợ ớ ả ế ừ trường (bên ngoài) để ạo thành bộ ả ế trụ đầy đủ
thông qua giao tiếp SPI. Các cả ến bên trong MPU ử ụ ộ ển đổ
m bi -6000 s d ng b chuy i
tương tự ố ế ả ế ề
- s (Anolog to Digital Converter - ADC) 16-bit cho ra k t qu chi ti t v
góc quay, tọ ộ ớ ó giá trị ả ế
a đ . V i 16-bit ta s c 65536 1 c
cho m bi n.
Tùy thuộc vào yêu cầ ả ế 6000 có thể ạt độ ở ế độ ốc độ
u, c m bi n MPU- ho ng ch t
x c ch -
ử lý cao hoặ ế độ đo góc quay chính xác (chậm hơn). MPU 6000 có khả năng
đo ở ạ
ph m vi:
Con quay h i chuy
ồ ển: ± 250 500 1000 2000 dps
Gia tốc: ± 2 ± 4 ± 8 ± 16g
H nh 3.7 hi i c n MPU6-000. Do c
thể ện sơ đồ nguyên lý khố ảm biế ảm biến và vi
điề ể âm sử ụ ức điện áp khác nhau, v vậ ầ ổ
u khi n trung t d ng 2 m y ta c n b sung IC
chuy i m ng cho giao th
ển đổ ức tín hiệu chuyên dụ ức SPI là TXB0104 của hãng
Texas Instrument.
H nh 3.7 -6000
: Sơ đồ nguyên lý cảm biến MPU