- Bộ giáo dục và đào tạo bộ quốc phòng
Viện KHOa học v công nghệ quân sự vũ hồng quang tổng hợp hệ thống
điều khiển chuyển động cạnh trên khoang cho
máy bay không ngời lái

Chuyên ngành: Lý thuyết điều khiển và điều khiển tối u
Mã số: 62.52.60.05
Tóm tắt luận án tiến sĩ kỹ thuật h nội - 2008
Công trình đợc hoàn thành tại:
Viện khoa học v công nghệ quân sự

Có thể tìm hiểu luận án tại:
- Th viện Quốc gia,
- Th viện Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự, Bộ quốc phòng. danh mục
Các công trình đ công bố của tác giả

1. Vũ Hồng Quang, Xây dựng thuật toán TEST hệ thống ECRAN-03M trên máy
bay Tạp chí nghiên cứu khoa học kỹ thuật và công nghệ quân sự, Trung tâm
KHKT&CNQS (Số 6 -2002), trang 44-48.
2. Vũ Hồng Quang, Tô Văn Dực, Nghiên cứu tác động qua lại giữa các kênh điều
khiển của máy bay. Tạp chí nghiên cứu khoa học kỹ thuật và công nghệ quân sự,
Trung tâm KHKT&CNQS (Số 10 -3/2005), trang17-22.
3. Vũ Hồng Quang, Khảo sát chuyển động cạnh của khí cụ bay không ngời lái.
Hội thảo toàn quốc "Cơ học và khí cụ bay có điều khiển lần thứ nhất (5/2005). Nhà
xuất bản đại học quốc gia Hà nội, trang 140-147.
4. Vũ Hồng Quang, Tô Văn Dực, Về bài toán lọc gần tuyến tính cho kênh điều
khiển góc cren thiết bị bay Hội nghị khoa học lần thứ 20 Trờng Đại học Bách
khoa Hà nội, năm 2006, trang 256-260.
5. Vũ Hồng Quang Phơng pháp xác định tham số dẫn đờng thiết bị bay khi có
nhiễu tác động Tạp chí nghiên cứu khoa học kỹ thuật và công nghệ quân sự, Trung
tâm KHKT&CNQS (Số 16-9/2006), trang 24-29.
6. Vũ Hồng Quang, Tô Văn Dực, Phạm Minh Hợi Phơng pháp tổng hợp lệnh điều
khiển tối u cho kênh cren của thiết bị bay không ngời lái Tạp chí nghiên cứu khoa
học kỹ thuật và công nghệ quân sự, Trung tâm KHKT&CNQS (Số 17-12/2006), trang
8-15.

Đối tợng và phạm vi nghiên cứu của luận án:
Luận án sẽ đi sâu vào nghiên cứu một số lý thuyết điều khiển hiện đại và lý thuyết
lọc tối u để phục vụ tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh MBKNL bay theo
một chơng trình định sẵn theo nhiệm vụ chiến thuật đợc ng
ời chỉ huy đặt ra. Yêu cầu
đặt ra là MBKNL phải bay theo quỹ đạo đã định với sai số nhỏ nhất trong tình huống có
nhiễu, hạn chế tối đa độ dao động lắc ngang để không ảnh hởng đến chất lợng ảnh và
thay đổi đợc hớng bay nhanh nhất trong các tình huống phức tạp.
Để đánh giá chất lợng các giải pháp khoa học và hệ thống thống điều khiển
chuyển động cạnh đợc tổng hợp, luận án sẽ sử dụng mô hình toán học của máy bay
MiG-21Bis nh là một đối tợng điều khiển để kiểm chứng các kết quả nghiên cứu.
Luận án sẽ tập trung vào nghiên cứu giai đoạn điều khiển tự động bay ôtônôm.
Phơng pháp nghiên cứu
- Phân tích tổng quan các hệ thống dẫn đờng hiện đại đang sử dụng trên thế giới
và lựa chọn một hệ thống phù hợp với nhiệm vụ của luận án.

2
- Nghiên cứu vận dụng lý thuyết điều khiển hiện đại, tổng hợp hệ thống điều
khiển chuyển động cạnh trên khoang cho MBKNL.
- Đánh giá chất lợng hệ thống bằng phơng pháp mô phỏng hiện đại.
Mục tiêu và những nội dung nghiên cứu chính của luận án
Tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh trên khoang cho MBKNL để thực
hiện các nhiệm vụ chiến thuật khác nhau.
Nghiên cứu tổng hợp mạch lọc, đánh giá đợc toạ độ tức thời của MBKNL với sai số
nhỏ nhất trong tình huống có nhiễu là tạp trắng, phân bố chuẩn tác động lên đầu vào gia
tốc kế.
Nghiên cứu các giải pháp khoa học để xây dựng thuật toán điều khiển MBKNL thay
đổi hớng bay nhanh nhất theo yêu cầu của các tình huống phức tạp.
Nghiên cứu giải pháp đẩy nhanh quá trình ổn định chuyển động ngang, loại trừ sự
trợt cạnh và hạn chế lắc ngang của MBKNL trong điều kiện có gió cạnh.

Chơng 4: Đánh giá chất lợng hệ thống điều khiển chuyển động cạnh máy bay không
ngời lái bằng phơng pháp mô phỏng.
Chơng I
Một số vấn đề chung về điều khiển máy bay không ngời lái
1.1 Mô hình vòng điều khiển MBKNL
1.1.1 Chế độ bay ôtônôm
Chế độ ôtônôm là chế độ bay tự động theo chơng trình. Trên các MBKNL thế hệ
đầu, vòng điều khiển ở chế độ ôtônôm đợc thực hiện theo sơ đồ nh Hình 1.1.
1.1.2 Sơ đồ vòng điều khiển ở chế độ ôtônôm của MBKNL
Với sự phát triển mạnh mẽ của công nghệ thông tin, các máy tính nhúng đã đợc
ứng dụng trong vòng điều khiển (Hình 1.2). 1.2 Hệ thống dẫn đờng của máy bay không ngời lái
1.2.1 Một số khái niệm về các hệ toạ độ thờng dùng

1.2.2 Các góc đặc trng trong chuyển động của khí cụ bay
Trạng thái của MBKNL trong không gian đợc thể hiện qua các góc: góc hớng

,
Hình 1.1
Sơ đồ vòng điều khiển ở
chế độ ôtônôm trên các
MBKNL thế hệ đầu
Đối tợn
g
điều khiển
(MBKNL)
Đặt nhiệm vụ ba
y
và số
liệu ban đầu
Các cơ cấu
chấp hành
Khối lập lệnh
Các cảm biến
đo các tham số
chu
y
ển đ
ộ
n
g
Cảm biến
độ cao, tốc độ
Khối đặt

g
Đặt nhiệm vụ ba
y
và số
liệu ban đầu
Thuật toán
dẫn đờn
g

Lệnh hiệu chỉnh vô tu
y
ến
Hệ thống dẫn đờng

M
á
y
tính trên khoan
g

4
góc chúc ngóc , góc nghiêng , góc tấn

, góc trợt cạnh

, góc nghiêng quỹ đạo


1.2.4 Hệ thống dẫn đờng quán tính (HTDĐQT)
HTDĐQT đo các thành phần của véctơ gia tốc tuyệt đối, các thành phần của vận tốc
và toạ độ chuyển động của tâm khối so với bề mặt Trái đất và liên tục tính ra các tham số
dẫn đờng theo phơng pháp dẫn đờng quán tính.
1.2.4.1 HTDĐQT không platform - là hệ thống không có giá đỡ con quay ổn định.
Thành phần cấu tạo của HTDĐQT không platform bao gồm gia tốc kế và cảm biến đo vận
tốc góc đợc gắn liền trên thành khí cụ bay. Ngoài các u điểm của mình, HTDĐQT
không platform cũng có một số hạn chế nh [51]: phức tạp trong công nghệ chế tạo con
quay và gia tốc kế để có đợc giải đo rộng và độ chính xác cao
1.2.4.2 HTDĐQT có platform bao gồm các gia tốc kế đợc đặt trên giá đỡ ổn định
con quay. u điểm lớn nhất của HTDĐQT có platform là sự ổn định của chúng đối với

5
các gia tốc ngang. Sai số của hệ thống này chủ yếu sinh ra bởi độ trôi của con quay và
gia tốc kế và các yếu tố ngẫu nhiên khác.
1.3 Khái niệm chung về một số cảm biến quán tính
1.3.1 Gia tốc kế: dùng để đo gia tốc thẳng của khí cụ bay. Một cách gần đúng, gia
tốc a
cx
đợc xác định nh sau [42]:
,
cx
0
ra
a
cd
mU
U

=

.
(1.16) Tơng tự nh vậy đối với cảm biến đo góc nghiêng:



>

=


hghg
hg
khik
0khik
U

.
(1.17)
Tóm lại
: Đặc trng mô tả trên Hình 1.13 của các cảm biến trong HTDĐQT sẽ đặt ra yêu
cầu cần xử lý thông tin một cách hợp lý để đạt hiệu quả cao hơn.
1.4 Hệ thống tự động điều khiển chuyển động cạnh MBKNL
Hệ thống điều khiển tự động chuyển động cạnh của MBKNL có 2 chế độ làm việc:
điều khiển tự động góc hớng theo góc hớng quỹ đạo

khi có góc dạt tạo ra bởi gió
cạnh và điều khiển tự động độ lệch ngang

z : Máy tính dẫn đờng có nhiệm vụ thờng
xuyên cung cấp thông tin về độ lệch ngang
LN
z . Luật điều khiển có dạng:

)(
CTxxL
kk



+
=

,)zz(K
CTLN
z
CT


=


(1.21)
Thông thờng, hệ thống điều khiển tự động chuyển động cạnh theo hành trình phải
điều khiển theo cả độ lệch ngang
LN
z và độ lệch hớng, do đó luật điều khiển sẽ có dạng
sau: ;dt)zz(KzKK)zz(K)(K)t(
t

cần phải quan tâm đến tính phi tuyến của chúng.
c. Nghiên cứu sử dụng hợp lý các cánh lái điều khiển trong chuyển động cạnh, nhất
là khi có gió cạnh và nhiễu tác động, hạn chế các mối quan hệ đan chéo giữa chúng.
d. Nghiên cứu các giải pháp hạn chế độ lắc ngang theo góc cren khi có các tác
động của gió cạnh gây ra đảm bảo thực hiện nhiệm vụ trinh sát, chụp ảnh địa hình.
e. Để đổi nhanh hớng bay, cần nghiên cứu xây dựng thuật toán điều khiển chuyển
động cạnh phù hợp cho MBKNL.
Chơng II
sự ảnh hởng của các tác động điều khiển v nhiễu động khí
quyển đến chuyển động cạnh của Máy bay không ngời lái
2.1 Đặt vấn đề
Trong chơng II sẽ nghiên cứu một số vấn đề sau:
- Xây dựng hệ phơng trình vi phân mô tả chuyển động cạnh của MBKNL.
- Nghiên cứu mối liên hệ giữa các kênh điều khiển của MBKNL.
- Nghiên cứu ảnh hởng của nhiễu khí quyển tác động lên MBKNL
2.2 Hệ phơng trình chuyển động MBKNL trên mặt phẳng nằm ngang
2.2.1 Hệ phơng trình mô tả chuyển động cạnh

Trong trờng hợp chuyển động cạnh với các sai lệch nhỏ đợc thực hiện trong các
điều kiện sau: - Chuyển động không nhiễu ban đầu của MBKNL là bay bằng thẳng
hớng: H
const 0 và
z
0.
- Các góc

,, và

đủ nhỏ. Tốc độ bay địa tốc V
k









++++

=











++++

=

+=




V
dt
dx
Sl
2
V
V
l
mmmm
V
l
m
dt
d
J
2
V
V
l
mmmm
V
l
m
dt
d
J
ZY
dt
d
mV


và cánh hớng
H

. Từ (2.1), ta thấy sự tồn tại của các thành phần liên hệ đan chéo
H
x
m

,
y
x
m

,
x
y
m

giữa các kênh này do sơ đồ MBKNL chỉ đối xứng qua một mặt phẳng. Vì
lực hớng tâm sinh ra khi lệch cánh lái liệng
L

lớn hơn rất nhiều lực hớng tâm sinh ra
khi lệch cánh lái hớng
H

(Hình 2.2), do đó để điều khiển quỹ đạo bay trong mặt phẳng
ngang nhờ cánh lái liệng sẽ có hiệu quả hơn (Hình 2.3).
Để khắc phục hiện tợng trợt cạnh sinh ra khi có gió cạnh, trên máy bay có ngời

liệng và cánh
lái hớng
120
Thời gian, giây
0
2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
-20
0
20
40
60
80
100
Góc Gama (cren)
Tốc độ góc
x
Tốc độ góc
y

Góc
Hình 2.1
Phản ứng của MBKNL khi có sự thay đổi của
cánh lái hớng theo hàm bậc thang.
Góc cren, độ
Góc , độ

x
, độ/giây

y

td ạ

= . Véc tơ V trở lại hớng ban đầu:

.,
ạ tdxlxlxlxl
0

=

=

=

=

(2.10)
Nh vậy, sau khi kết thúc quá trình quá độ, nhờ bản chất tự ổn định của mình, MBKNL
có khả năng tự phục hồi lại vị trí góc ban đầu, nhng bị thay đổi quỹ đạo chuyển động
cạnh với góc lệch quỹ đạo
td ạ

= (Hình 2.5). Đối với MBKNL, góc dạt
td ạ

có thể hạn
chế và loại trừ nhờ tham số độ lệch ngang
LN
z . Còn đối với góc


=

,

=
cosV
a
bk
z
&
(2.11)
- Dựa trên mối quan hệ tỷ lệ thuận giữa góc

và lực cạnh:
=


==


.
.
z
2
z
z
k
m
S
2

XV
k
VV =
=
tdạ
td ạ
=
W
0
=

=

10
Thời gian, giây
0
5 10 15 20 25 30
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
Gama, độ
Beta, độ
Z, mét

hớng
H

và do vậy cũng hạn chế các mối quan hệ đan chéo phức tạp giữa chúng.
- Thành phần tỷ lệ với tốc độ góc cren, góc hớng trong luật điều khiển cánh lái
liệng
L
có tác dụng làm tăng độ ổn định chuyển động cạnh của MBKNL.
b. Khi có gió cạnh, để loại trừ trợt cạnh và độ dao động lắc ngang, luận án đã chứng
minh đợc sự cần thiết phải xây dựng luật điều khiển cánh lái liệng với sự tham gia của
góc trợt cạnh

. Luận án đã đề xuất phơng pháp tính góc trợt cạnh

nhờ gia tốc kế
a
z
mà không cần lắp thêm thiết bị khác.
Chơng III
tổng hợp hệ thống tự động điều khiển
chuyển động cạnh cho máy bay không ngời lái
Chức năng của hệ thống điều khiển chuyển động cạnh trên MBKNL là:
- ổn định hớng bay sau khi đã đổi hớng với sai số nhỏ nhất trong điều kiện có nhiễu.
- Thay đổi hớng bay trong thời gian nhanh nhất theo nhiệm vụ của ngời chỉ huy và
trong các tình huống phức tạp.
3.1 Tiêu chuẩn tối u

Tiêu chuẩn thứ nhất: Tiêu chuẩn cực tiểu sai số bình phơng trung bình.
Ký hiệu vectơ tín hiệu thực quan sát đợc là
)(

tWtWtE
BKBK

=

(3.1)
ở đây E(t) là sai số. Để đánh giá độ chính xác của hệ thống tối u, ngời ta đa ra khái
niệm kỳ vọng toán học của bình phơng sai số:
)]()([)( tEtEMt
T
=

, (3.2)
trong đó: - kỳ vọng toán học của bình phơng sai số hệ thống, E(t)- ma trận sai số tơng
quan,
)(tE
T
- ma trận chuyển vị. Giá trị căn bậc hai dơng của (3.2) chính là sai số trung
bình bình phơng của hệ thống. Một hệ thống có sai số trung bình bình phơng nhỏ nhất
chính là hệ thống tối u. Theo [48], ta có phơng trình véc tơ biểu diễn điều kiện cực
tiểu sai số trung bình bình phơng của hệ tối u:
,]))())(()([(

0tBZtWtAZM
T
BKBKBK
=

(3.3)
trong đó A thuật toán lọc tối u, B là thuật toán lọc không tối u. Phơng trình (3.3) xác

, nghĩa là hàm
1tyyG
=
],,[
&
.

Dới đây ta sẽ vận dụng 2 tiêu chuẩn này nhằm xây dựng hệ xử lý tín hiệu và
algorithm điều khiển để tổng hợp hệ thống điều khiển chuyển động cạnh cho MBKNL.

3.2 Cơ sở khoa học của phơng pháp đánh giá trạng thái MBKNL
3.2.1 Đặt vấn đề
Bài toán lọc chính là tìm ra đánh giá xác suất lớn nhất về tín hiệu hữu ích khi có
nhiễu. Phơng pháp đang đợc sử dụng rộng rãi trong kỹ thuật là lọc Kalman-Biuxi.

3.2.2 Mạch lọc Kalman Biuxi
Lọc tối u Kalman-Biuxi đợc xác định bởi hệ phơng trình vi phân tuyến tính:








=
=++=
=+=



N
, nhiễu tác động lên thiết bị ổn
định giá đỡ là V(t) và nhiễu bên ngoài tác động trực tiếp lên đối tợng là N(t). Khi ấy,
trạng thái của hệ thống đợc mô tả bởi các véctơ sau:



+=
++=
,
,
ĐĐ
ĐĐ
NCXZ
EVDaAXX
TT
NTT
&
(3.25)
ở đây, x
1
- toạ độ của MBKNL, x
2
- tốc độ của MBKNL biểu diễn bởi ma trận sau:

[
]
,,
Đ
T




=






=






= (3.27)
Hình 3.1
Mạch lọc Kalman Biuxi tối u đa chiều
B
p
1

A
C
_
+
Z
K.B

T
V
N
TT
+








+=
&
(3.30)
Phơng trình bộ lọc tối u:
]X

CZ[BDaX

AX

ĐTĐTNĐTĐT
++=
&
(3.35)
Đặt:
2
1


x

1ĐT2N2
1ĐT121
+=
+=
&
&
(3.36)
Giải phơng trình Ricatti trong MatLab ta có các đồ thị biểu diễn sự thay đổi theo
thời gian của các phần tử ma trận R khi các tán xạ
N
D và
V
D của nhiễu khác nhau: Từ các biểu đồ trên đây, ta thấy rằng: Sau quá trình quá độ, các giá trị của R
11
, R

a
=

Hình 3.13 Khi 2
V
a
=
2
N
a
=
Hình 3.14 Khi 2
V
a
=
1
N
a
=
Hình 3.15 Khi 1
V

8
9 10
0
5
10
15
R22 R12
R11
8
1
2
3 4 5 6 7
8
9 10
0
1
2
3
4
5
6
7
Thời gian, giây
R22
R12
R11
Hình 3.2. Khi Dn=1, Dv=1 Hình 3.3 Khi Dn=10, Dv=10 Hình 3.4 Khi Dn=1, Dv=10
100
120
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

50
60
70
80
90
Thời gian, giây
T
ốc độ
T
oạ độ
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
Toạ độ
Tốc độ
Thời gian, giây
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0
10
20
30
40

a
V
p
1

p
1

p
1

2
K
1
K
p
1

N
1
X

12
XX
&
=
1
X
2
X


có dạng
nh sau[36]:
(
)
Vkukp1Tp
v
+



=

+
)(
(3.39)
với điều kiện ban đầu ngẫu nhiên có phân bố Gausse:
00
t

=

)( ,
00
t

=

&&
)( , trong đó:


Vấn đề đặt ra là phải tuyến tính hoá phơng trình (3.39), sau đó xây dựng mạch lọc
để có đợc đánh giá các giá trị của véctơ )
t
(

tại thời điểm t.
3.4.2 Tổng hợp mạch lọc tối u
Sau khi tuyến tính hoá, phơng trình mạch lọc tối u cho hệ tuyến tính tổng quát có dạng:
,)

(

0
YCZBYAY

++=

&
,)(

0
y0
mtY

=


1
y






=+=
+=



)()(),

(

),

(

0y0
211
12
21
1
2
11
11
21
tmtYYZR
Q
1









=+=
=+=
==
)()(,
)()(,
)()(,
022022
2
122212
1
22
01201212111211
1
2212
011011
2
111211
ttRR
Q
1
R
T
Kết quả khảo sát phơng trình mạch lọc (3.46) với các trờng hợp khác nhau:
- Xét ảnh hởng của tỷ số giữa tín hiệu có ích và nhiễu tạp lên mạch lọc: - Xét ảnh hởng của cờng độ nhiễu tạp G và Q
đến tín hiệu đánh giá
1
Y


:

- Xét ảnh hởng của các hệ số k và k

T
kk
1
Q
R
12
T
1
P
1
1
Z

H
ình 3.23
Đồ thị tín hiệu đánh giá
1
Y


khi các cờng độ tạp
trắng Q và G khác nhau
H
ình 3.24.
Đồ thị tín hiệu đánh giá

1
Y



nhiễu
bằng
10*G
Thời gian, giây
Thời gian, giây
0 1 2 3 4 5 6
1
1.5
2
2.5
3
3.5
Khi k*k1=0.015 Khi k*k1=0.075
1
Y


1
Y


Hình 3.21.
Đồ thị tín hiệu đánh giá
1
Y



khi
50

1
=

và
3
N
Y
1
=

.

Khi
N
Y
1
= 0.5
0 1 2 3 4 5 6
Thời gian, giây
Khi
N
Y
1
= 2
Khi

N
Y
1
= 3

1
= 3

14
Việc chọn lựa hệ số khuyếch đại k và hệ số khuếch đại phi tuyến thống kê k
1

với thời gian T xác định sẽ đóng vai trò quan trọng, tạo cho giá trị tín hiệu đầu ra
1
Y


gần
với giá trị tín hiệu thực
1
Y


(Hình 3.24).
3.5 Phơng pháp tổng hợp tín hiệu điều khiển tối u kênh cren
3.5.1 Đặt vấn đề
Kênh cren của MBKNL đợc biểu diễn bởi phơng trình:
L
2
2
1
k
dt
d
dt

, góc cren của MBKNL đạt đợc giá trị CTo
=
, 0=
&
. Góc lệch
L

bị giới hạn bởi biểu thức sau:
0
LL
25




max
.
3.5.2 Phơng pháp giải bài toán điều khiển tối u kênh cren
Từ bài toán trên ta đặt
=
y
, phơng trình (3.49) sẽ có dạng:
L
2
2
1
k

max
L


và có không quá 2 khoảng là hằng số vì với mọi
giá trị C
0
và C
2
hàm
1F
có không quá một lần đổi dấu trong khoảng .
Theo phân tích trên, ta có thể viết:
max
LL
.)t(


=

, trong đó 1=

(3.59)
*
Xây dựng tín hiệu điều khiển tối u theo 2 khoảng:
ình 3.
2
8
Tín hiệu điều
khiển u(t) với
1 khoảng
42.= giây
H
ình 3.
2
9. Sự
thay đổi của
góc cren(1)

và tốc độ góc
cren(2)

Hình 3.25
Tín hiệu điều
khiển u(t) theo 2
khoảng với
t
1
=2.94 và
t
2
=3.48
Hình 3.26
Sự thay đổi
của góc và tốc

20
30
40
Thời
g
ian,
g
iâ
y
-40
0
Từ Hình 3.28 ta thấy rằng với 4.2
=
giây, thời gian quá trình quá độ để
0
CT
30==
0
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
-30
-20
-10
0

10
20
30
Thời gian, giây
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
0

so với hàm điều khiển 1 khoảng.
* Khi tín hiệu điều khiển là 2 khoảng và tốc độ góc cren có giới hạn.

Trong trờng hợp tốc độ góc bị hạn chế, để hệ thống chuyển trạng thái nhanh nhất,
tín hiệu điều khiển tối u tác động nhanh theo 2 khoảng sẽ bao gồm 3 đoạn:
- Đoạn 1:
maxLL
+ để tốc độ góc đạt đợc giá trị tối đa
max

=

&&
.
- Đoạn 2: giữ
max

=

&&
để cho
CT



nhanh nhất.
- Đoạn 3:
maxLL
, giai đoạn "phanh" để giữ
CT


Xét quá trình điều khiển MBKNL theo quỹ đạo có 3 điểm đặt trớc (Hình 3.36).
Quá trình điều khiển sẽ bao gồm 3 giai đoạn:
Giai đoạn 1
: Tại thời điểm T
0
, MBKNL bay bằng thẳng hớng theo hành trình (Đ
0
-
Đ
1
) theo hớng
1
(Hình 3.42), kênh điều khiển góc cren sẽ làm việc ở chế độ ổn định
góc
0
CT




và giảm lắc với luật điều khiển sau:

),(
CTxxL
kk



+

Hình 3.31
Sự thay đổi của góc

cren (1), tốc độ góc
cren (2) khi
10=
max
&
độ/giây
Thời
g
ian,
g
iâ
y
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
-5
0
5
10
15
20
25
30
35
1
2
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
-30
-20

2

. Căn cứ vào góc
max

và ứng dụng nguyên lý cực đại Pôntriaghin, máy tính trên
khoang sẽ tính đợc biên độ và khoảng thời gian =(t
1
+t
2
+t
3
) của tín hiệu điều khiển
cánh lái liệng
L
(Hình 3.37) theo tiêu chuẩn tác động nhanh ở mục 3.5 để MBKNL đạt
đợc góc nghiêng cren
max

trong khoảng thời gian nhanh nhất. Do đó từ thời điểm T
1

cánh lái liệng
L

sẽ đợc điều khiển theo tín hiệu đợc tổng hợp trên và sau khoảng thời
gian (tại thời điểm
'
1
T



với tốc độ
max

&
(Hình 3.37). Nh vậy trong khoảng thời gian từ
1
T đến
'
1
T góc nghiêng cren đạt đợc giá trị
mong muốn
max
=
trong thời gian nhanh nhất do tín hiệu lệch cánh lái liệng
L


0
CT
=



. Trong 3 giai đoạn trên, góc trợt cạnh

sẽ liên tục đợc xác định trong chơng
trình máy tính trên khoang và tham gia vào luật điều khiển cánh lái
L

sẽ giữ cho quỹ
đạo bay không đổi với sai số nhỏ nhất và hạn chế đợc độ lắc ngang khi có gió cạnh.

H
ình 3.
3
6
Quỹ đạo chuyển động của MBKNL
Đ
1
T
2


G
iai đoạn 1
G
iai đoạn 2
G
iai đoạn 3

17
Vì vậy, phối hợp các phơng pháp trên, hệ thống điều khiển tự động chuyển động
cạnh MBKNL sẽ bao gồm 2 chế độ:
- Chế độ điều khiển ổn định góc và quỹ đạo: sử dụng luật điều khiển kết hợp cả
điều khiển theo góc hớng và độ lệch ngang dựa trên nguyên lý sai số:

)(
CTxxL
kk



+

=

=

+
+
=

CT321
ttt
Lệnh chuyển chế độ điều khiển sẽ phụ thuộc vào các tình huống phức tạp nảy sinh
trong chuyến bay hoặc do yêu cầu của ngời chỉ huy. Khi có lệnh chuyển chế độ, máy
tính trên khoang sẽ xác định các thời điểm chuyển theo các điều kiện sau:





=
><<<+=
=

2211CTLL2
22110CTxxL1
TTTTTTkhisignraotU
TTTTTTTTkhikkraotU
U
''
max
''


t


t
CT

0
0
1

2

=t
1
+t
2
+t
3
1
T
2
T
'
1
T
1

Hình 3.38 Mạch vòng điều khiển và ổn định chuyển động cạnh của MBKNL
Gió cạnh
Máy lái
cren
Góc
cánh lái
L

MBKNL
(Đối tợng điều khiển)
Mô đun so sánh toạ độ quỹ
đạo và tạo lệnh chuyển
chế độ điều khiển

Cảm biến
gia tốc và
tốc độ góc
x

z


=

++=
CT321
ttt
CT

z
K
x


Nhiễu


Mạch lọc
Kalman- Biuxi
y

y
K


y


)zz

(K
CTz


CT
z

Tính góc


Mạch lọc
Kalman- Biuxi


z
K
)(K
CT





CT


K


K
CT



y
ển
chế đ
ộ
điều khiển
CT




t
t
p
0
dtK
Các tín hiệu cảnh báo
(từ : mặt đất, các tình huống trên không )

19

của
MBKNL trong tình huống có nhiễu tác động.

- Trong chế độ điều khiển ổn định góc cren

, khi có nhiễu tạp tác động lên cảm
B
ắt đầu
Mô đun tính các tham số dẫn đờng và mạch lọc Kalman-Buixi
(chơng I, III)
,

,

,

,,,

,

,

xy
zzx
&

- Nạp toạ độ các điểm vòng và các tham số cho trớc khác
- Nạp các tham số chuyển động ban đầu x, z, V
0





><<<
=
'
22
'
112
'
22
'
1101
TTT,TTTkhiU
TT,TTT,TTTkhiU
U

M
ô đun
t
ổng hợp điều khiển ổn định góc, quỹ đạo:
)(kk
CTxxL



+

=

CTLL
sign

= =t
1
+t
2
+t
3

B
ay chơng trình-?
Có
Không
M
áy lái kênh cren
U=
U
1
-?
Có
Không

20
biến góc và phần tử phi tuyến, luận án đã áp dụng phơng pháp tuyến tính hoá
thống kê và sau đó sử dụng mạch lọc Kalman Biuxi để nhận đợc đánh giá góc cren,
từ đó xây dựng vòng điều khiển ổn định. Việc chọn lựa hệ số khuyếch đại k và hệ số
khuếch đại phi tuyến thống kê k
1
đóng vai trò quan trọng, tạo cho giá trị đánh giá gần

4.2.2 Mô phỏng nhiễu tạp trên các thiết bị đo và gió
Nguồn nhiễu để mô phỏng là tạp trắng, có tần số thay đổi và sai số ngẫu nhiên.
4.2.3 Mô phỏng máy lái
Có các tính năng tơng đơng với máy lái trên máy bay MiG-21Bis.
4.3 Mô phỏng khảo sát vòng điều khiển chuyển động của MBKNL bằng MATLAB-
SIMULINK
4.3.1 Khảo sát mạch vòng điều khiển MBKNL khi có nhiễu tạp trên đầu vào gia tốc

21
kế a
z
khi sử dụng mạch lọc Kalman- Biuxi trong phơng pháp tính quãng
đờng quán tính
để xác định toạ độ.
Tín hiệu từ gia tốc kế a
z
cộng với nhiễu tạp đợc đa tới mạch lọc Kalman-Biuxi, sau
khi sử lý sẽ đa tới HTD ĐQT để xác định toạ độ. Từ đầu ra, toạ độ tức thời
LN
z sẽ đợc

đa vào chơng trình điều khiển kênh lái liệng để so sánh với toạ độ
CT
z

Hình 4.15 và 4.16.
Nhận xét: Khi có nhiễu tạp, nếu sử dụng mạch lọc Kalman-Biuxi, sai số quỹ đạo đã giảm
đi đáng kể so với không sử dụng mạch lọc (Hình 4.16).
4.3.3 Mô phỏng khảo sát mạch vòng điều khiển MBKNL khi có gió cạnh
Với thuật toán điều khiển kênh lái liệng có sự tham gia của góc

, đã tiến hành
H
ình 4.10
Độ lệch
LN
z khi sử dụng và không sử
dụng lọc

H
ình 4.11
Sai số quỹ đạo z khi
LN
z
đã đợc lọc và cha lọc

H
ình 4.8
Nhiễu tạp đầu
vào gia tốc kế a
z

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100
-0.25
-0.2

10
Z
LN
, m
Z
CT
Z
LN
đã lọc
Z
LN
có nhiễu
0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000 16000 18000
-15
-10
-5
0
5
10
15
20
25
Z, m
Z
LN
có lọc
Z
C
T
Z

-0.5
-1
6
X
,
mé
t

Z
LN
, mét
0
1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 900010000 11000
-8
-7
-6
-5
-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
5
Z
L
N

22
khảo sát mạch vòng điều khiển MBKNL trong điều kiện có gió biến đổi theo hàm
bậc thang (A) và hàm ngẫu nhiên có phân bố Gauss (B).

Nhận xét
: Dới tác động của gió cạnh, MBKNL sẽ bị trợt cạnh. Với đặc tính ổn định
tĩnh ngang, góc sẽ dần ổn định và bằng 0 mà không cần tác động điều khiển nào
(đờng 2- Hình 4.20). Tuy nhiên sẽ xuất hiện sự thay đổi nhanh chóng của góc cren

(đờng 2-Hình 4.21) và làm cho quá trình điều khiển MBKNL khó khăn hơn. Nếu đa
tham số góc

tham gia vào quá trình điều khiển cánh lái liệng, quá trình 0 sẽ nhanh
hơn (đờng 1- Hình 4.20), từ đó góc
cũng ít thay đổi hơn cả về biên độ và tần số dao
động so với khi
không tham gia điều khiển (đờng 2- Hình 4.21).
Vì vậy, khi có gió cạnh tác động, nếu trong thuật toán tự động điều khiển cánh lái
liệng có thêm thành phần góc
, MBKNL sẽ ổn định hơn đáng kể trong mặt phẳng nằm
ngang.

độ/giây.
Nhận xét
: Khi điều khiển góc lệch cánh liệng
L

theo tín hiệu 1 khoảng, thời gian để góc
gama
0
30

lớn hơn nhiều so với điều khiển tác động nhanh theo 2 khoảng (Hình 4.26).
Do vậy sai số về quỹ đạo z cũng lớn hơn đáng kể so với khi tín hiệu là 2 khoảng (Hình
4.27), hay nói khác đi, nếu tổng hợp tín hiệu điều khiển tác động nhanh theo 2 khoảng sẽ
làm tăng hiệu quả điều khiển và dẫn đến sai số về quỹ đạo nhỏ đi hơn 20% so với khi
điều khiển bằng tín hiệu 1 khoảng.
Hình 4.26 Tác động của tín hiệu
điều khiển theo 1 và 2 khoản
g
.
Hình 4.27 Độ lệch ngang z
LN
khi tín hiệu
điều khiển 1 khoảng và 2 khoảng.
(A) (B) (A) (B)
Hình 4.20 Sự thay đổi của góc trợt cạnh khi
tham gia (1) và không tham gia điều khiển (2)
trong trờng hợp có gió cạnh
Hình 4.21 Sự thay đổi của góc gama (cren) khi
góc trợt cạnh
tham gia (1) và không tham gia

20
30
Thời
g
ian,
g
iâ
y
1
2
Góc
gama,
độ
0
5 10 15 2 25 30
35
40 45 50
-5
-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
5
Thời
g

-5
0
5
10
15
20
25
30
35
Góc Cren gama khi cánh liệng 1 khoảng
Góc Cren gama khi cánh lái liệng 2 khoảng
Góc cánh lái liệng 2 khoảng
Góc cánh lái liệng 1 khoảng
Thời
g
ian,
g
iâ
y
20 21
22
23 24 25 26 27 28
29
-20
0
20
40
60
80
100

chơn
g
trình Zct
Tín hi
ệ
u điều
khiển 2 khoản
g
Tín hiệu điều
khiển 1 khoản
g