ỦY BAN NHÂN DÂN TP.HCM ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP.HCM
SỞ KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ ĐẠI HỌC BÁCH KHOA BÁO CÁO NGHIỆM THU
(Đã chỉnh sửa theo góp ý của hội đồng nghiệm thu ngày 22/01/2010) NGHIÊN CỨU ỨNG DỤNG KHÍ CỤ BAY TỰ ĐỘNG
VÀO CÔNG TÁC QUAN TRẮC PHỤC VỤ
QUẢN LÝ VÀ BẢO VỆ MÔI TRƯỜNG

CHỦ NHIỆM ĐỀ TÀI: HUỲNH VĂN KIỂM
thu
ật điều khiển bay tự động và mô phỏng trên máy tính; viết chương trình phần mềm cho
trạm mặt đất; kiểm tra khả năng chụp ảnh trên không. Trong giai đoạn 2, phần hiệu chỉnh
các hệ thống máy bay và bay tự động sẽ được hoàn tất. Trong dự án này chúng tôi chỉ thực
hiện giai đoạn 1. Giai đoạn 2 sẽ được thực hiện trong dự án khác. Dự án này bao gồm các
nội dung nghiên cứ
u như sau:
1. Phân tích nhu cầu sử dụng khí cụ bay tự động (UAV) trong công việc quan trắc,
phục vụ cho quản lý và bảo vệ môi trường Tp HCM
a. Nghiên cứu tổng quan về nhu cầu quan trắc phục vụ quản lý và bảo vệ môi trường
Tp.HCM.
b. Phân tích để lựa chọn lọai máy bay (MB), thông số thiết kế cần thiết cho MB.
c. Xác định kích thước và thông số của MB dùng trong nghiên cứu thử nghiệm.
d.
Nghiên cứu – thiết kế tích hợp hệ thống chụp ảnh giám sát môi trường.
2. Thiết kế, chế tạo MB
a. Thiết kế MB.
b. Chế tạo MB.
c. Bay thử nghiệm, đánh giá chất lượng của MB thiết kế, chế tạo, kiểm tra, hiệu
chỉnh.
3. Xác định các thông số ổn định và điều khiển của MB (nhận dạng hệ thống)
a. Xây dựng mô hình toán cho MB với các thông số ổn định và điều khiển.
b. Xây dựng chương trình tính ngược (giải thuật, chương trình) các thông số ổn định
và điều khiển (stability & control derivatives) từ dữ liệu bay thử nghiệm
c. Mô phỏng và kiểm nghiệm chương trình tính trên máy tính bằng phần mềm
MATLAB. Nhận dạng hệ thống từ dữ liệu bay thử nghiệm.
4. Xây dựng chương trình điề
u khiển tự động MB (giai đoạn bay bằng)
a. Xác định các yêu cầu bay tự động, chất lượng bay (flying qualities).
b. Phân tích đặc điểm, tính năng của hệ thống tự ổn định của máy bay.

Chương 7: Thiết kế phần mềm cho trạm điều khiển mặ
t đất
Chương 8: Nghiên cứu ứng dụng camea quan trắc cho UAV
Chương 9: Thử nghiệm truyền nhận tín hiệu camera giữa máy bay & trạm mặt đất
Trong đó chương 1 sẽ giới thiệu sơ lược về khí cụ bay tự động (UAV), ý nghĩa khoa học &
khả năng ứng dụng. Từ việc tìm hiểu nhu cầu quan trắc của Viện Tài Nguyên & Môi
Trường Tp.HCM, những chuyến đi khảo sát thực tế
, nhóm nghiên cứu đưa ra một số bài
toán quan trắc môi trường ở Tp.HCM & phân tích khả năng giải quyết bài toán của nhóm
nghiên cứu. Phạm vi, đối tượng & nội dung nghiên cứu của đề tài cũng được xác định rõ
ràng.
Máy bay là một trong những đối tượng nghiên cứu chính của MB, đòi hỏi phải mang được
tải (máy chụp ảnh, thiết bị đo nhiệt độ, áp suất không khí ), bay ổn định và tầm bay đủ lớn
để
chụp ảnh trên một phạm vi rộng, có khả năng điều khiển tốt để thực hiện các thao tác
trên không cũng như bay tự động theo quỹ đạo cho trước. Do vậy cần phải có một thiết kế
tốt cho máy bay. Chương 2 trình bày các yêu cầu kỹ thuật đối với MB KATA, qui trình
thiết kế & chế tạo, các đặc tính ổn định & điều khiển của MB, các bản vẽ 2D & 3D, các
bảng thông s
ố kỹ thuật & kết quả bay thử nghiệm.
Để có thể điều khiển MB bay tự động thì các thông số trạng thái của MB cần được xác
định. Chương 3 trình bày thiết kế hệ thống cảm biến (phân tích thiết kế, lựa chọn cảm biến,
thiết kế chi tiết) đo lường các thông số trạng thái của MB KATA bao gồm các cảm biến
đo: vị trí (GPS), gia tốc, vận tốc góc, tốc
độ gió, độ cao, từ trường (la bàn số), góc lệch của
các bề mặt điều khiển. Hệ thống cảm biến trên MB KATA thỏa mãn các yêu cầu cung cấp
đầy đủ các tín hiệu đo thích hợp cho hệ thống điều khiển trung tâm, cung cấp dữ liệu bay
thử nghiệm đủ để nhận dạng hệ thống MB, thỏa mãn yêu cầu về tổng trọng lượng và kích
thước phù hợp với kh
ả năng tải của MB, chi phí thấp.

động lực học & điều khiển của MB khi thiết kế bộ điều khiển bay tự động cho MB KATA.
Sau khi nhận dạng được hệ thống MB, cụ thế là bộ thông số ổn định và điều khiển của
MB, giải thuật điều khiển bay tự động cho MB KATA đượ
c thiết kế & trình bày trong
chương 6. Bộ điều khiển bay tự động gồm có 2 mode chính: mode dọc trục, mode
ngang/hướng. Điều khiển logic mờ điều khiển hướng của MB, giúp MB bám quỹ đạo cho
trước dưới dạng điểm-điểm. Điều khiển PI duy trì độ cao và vận tốc của MB khi bay tự
động. Giải thuật di truyền đa mục tiêu được sử dụng để
thiết kế tối ưu bộ điều khiển mờ.
Các mục tiêu này bao gồm cực tiểu hóa sai số bám điểm, độ thay đổi góc nghiêng cánh,
độ thay đổi bề mặt điều khiển, cực đại hóa thời gian bay bằng. Bộ điều khiển bay tự động
được mô phỏng trên MATLAB và AeroSim cho thấy MB ổn định trong điều kiện không
/có nhiễu động do gió. Một số phân tích về hệ th
ống điều khiển bay tự động thường gặp ở
MB được trình bày trong phụ lục B.
Chương 7 trình bày vai trò của trạm mặt đất đối với họat động của UAV, các yêu cầu cho
việc xây dựng chương trình ở mức độ hiển thị thông số của UAV, phân tích, thiết kế và
xây dựng phần mềm cho trạm điều khiển mặt đất, các nghiên cứu về giao tiếp giữa phầ
n
cứng với máy tính, cổng nối tiếp RS232, giao thức của thông điệp, xử lý dữ liệu, thiết kế
cấu trúc các thành phần của chương trình, mô hình ứng xử, hiển thị trực quan dữ liệu bay,
thiết kế đồ họa giao diện. Các yêu cầu cụ thể đặt ra đối với chương trình phần mềm của
trạm: khả năng thu nhận, xử lý dữ liệu từ UAV g
ửi về; khả năng theo dõi các trạng thái
thực của UAV (cao độ, góc nghiêng, vận tốc,….); khả năng theo dõi, xác định vị trí của
UAV, khả năng lưu trữ dữ liệu; khả năng trình diễn, mô phỏng lại quá trình bay. Kết quả
kiểm nghiệm phần mềm khi tích hợp với phần cứng (MB, trạm mặt đất) cũng được trình
bày trong chương này
Nghiên cứu ứng dụng camera quan trắc cho UAV được trình bày trong chương 8 bao gồ
m:

planes have no or very small payload capacity. They are only designed for aerobatic
maneuvers. In the project “Research and Design of Unmanned Air Vehicle to Environment
Monitoring for Management and Protection”, the airplane needs to have payload capacity
(such as camera, thermometer, barometer…), good stability/performance and short-to-
medium range to monitor the environment. Therefore, a specific airplane design is
necessary. KATA airplane design is based on the popular airplane design rules of Roskam
and the method of estimating R/C model aerodynamics and performance (Leland M. N).
KATA airplane is made of composite. It has speed of 85km/s, span of 2.5m, total weight of
12kg, payload of 3kg, range of 6km, endurance of 45minutes, altitude of 600m, 4-cycle
engine, 2D and 3D drawings.
Analysis of Flight Stability and Control for Unmanned Air Vehicle
A process of flight stability and control analysis for KATA unmanned air vehicle is
presented. This analysis gives important information of aircraft dynamic behavior, which
is useful in the design and analysis of flight automatic control. Static stability and control
analysis shows the allowable displacement of the center gravity which is also called as
static margin, the magnitude of significant control and stability derivatives representing the
static stability and control characteristics, such as: pitch/roll/yaw stiffness, pitch/roll/yaw
damping. Dynamic stability is also analyzed to determine which dynamic mode is unstable
or slight damping. Aircraft modeling conducts nonlinear equations of motion. These
equations are frequently linearized for use in stability and control analysis by small-
disturbance theory and Taylor expansion. Then, eigenstructure technique is used to
examine the natural frequency and damping ratio of longitudinal modes and lateral modes.
This paper also study commonest problems in flight dynamics, that consists of finding the
motion when the laws of the forces are given and inverse problem, i.e. the system and the
motion are given and the law of forces have to be calculated. Short-term and long-term
response to actuator controls are studied in types of frequency response and step response.
Finding the control surface laws to achieve desired motions (turn coordination, climbing,
glide, pull-up, Dutch-roll mode elimination…) is also solved.
Chapter 3: Design of a measurement system for UAV
This subject presents a design of a measurement system (design analysis, sensor selection,

simulated in Matlab software, verified in 3-axis rotation table experiment and flight test
data.
Chapter 5: Aircraft System Identification from Flight Test Data
It is necessary to understand dynamic behaviors of an aircraft when analyzing and
designing its flight automatic control system. Therefore, aircraft system identification is
implemented to estimate aerodynamic and control derivatives from flight test data. The
estimation uses 2 methods: equation error and maximum likelihood method. Aircraft
system identification program is written in Matlab language, and then verified in
Aerosonde UAV with its true aerodynamic & control derivatives. This subject also
presents advantages and disadvantages of each estimation method, flight test input design,
optimization Newton-Raphson method. Blockset AeroSim of Matlab is used to simulate
the program and the model of airplane with pseudo measurement noises.
Design of Optimal Inputs for Aircraft System Identification from Flight Test
Optimal inputs for aircraft (A/C) parameter estimation process are designed by using
Bellman dynamic programming. When using these optimal inputs, flight test data will be
received with richest information. So, the accuracy of estimated A/C parameters will be
improved. Cramer-Rao bound is considered as a measurement of these accuracies. A
comparison of the results with optimal inputs and conventional inputs is also presented in
two estimation methods (Equation Error Method, Maximum Likelihood Method). Another
interesting result is that one can design optimal inputs for MIMO system identification.

Chapter 6: Design of Fuzzy Logic Controller for UAV using Multi-objective GA
Fuzzy logic controllers are ability to model nonlinear relationships of the system. It has
stability robustness and performance robustness in the appearance of uncertain process
parameters, measurement noises, and environment disturbances. It is easy for code
generation. Fuzzy logic algorithms are intuitively easy to understand and allow the user to
encapsulate the experience of experts in an efficient manner. This subject presents design
of fuzzy logic controller for UAV using multi-objective genetic algorithm for fuzzy
parameter tuning.

vii
MỤC LỤC
Trang
Tóm tắt đề tài/dự án i
Mục lục vii
Danh sách các chữ viết tắt ix
Danh sách bảng x
Danh sách hình x
Bảng quyết toán xv
1. Tên đề tài/dự án:
Chủ nhiệm đề tài/dự án:
Cơ quan chủ trì:
Thời gian thực hiện:
Kinh phí được duyệt:
Kinh phí đã cấp: theo TB số: TB-SKHCN ngày /
xvi


3. Đặc tính ổn định và điều khiển của MB KATA 24

4. Kết quả bay thử nghiệm, các bản vẽ, bảng thông số kỹ thuật 30

Phần bổ sung 37
III Chương 3: Thiết kế hệ thống đo lường trên MB KATA
40

1. Các đại lượng đo lường và yêu cầu đối với hế thống đo lường 40

2. Phân tích thiết kế - lựa chọn cảm biến, sơ đố nguyên lý. 40

3. Thiết kế chi tiết 43

viii

4. Thiết kế và thi công bản mạch in 51

5. Kết luận 56
IV Chương 4: Phân tích và lọc các dữ liệu thu được từ hệ thống đo
lường trên MB
57

1. Các đại lường đo lường và các phép lọc được sử dụng 57

2. Thiết kế bộ lọc Kalman – giải thuật & chương trình 58

3. Kết quả thí nghiệm trên Matlab, trên bàn xoay 3 trục 61



5. Kết luận

90
VII
Chương 7: Thi
ết kế phần mềm cho trạm điều khiển mặt đất
93

1. Vai trò của trạm mặt đất đối với hoạt động của UAV 93

2. Phương pháp thiết kế phần mềm thu thập và hiển thị dữ liệu bay 94

3. Kết quả kiểm nghiệm phần mềm khi tích hợp với phần cứng 105

4. Kết luận & kiến nghị 106
VIII
Chương 8: Nghiên cứu ứ
ng dụng camera quan trắc cho UAV
107

1. Tổng quan về việc ứng dụng hệ thống camera cho UAV 107

2. Phân tích lựa chọn camera cho UAV 109

3. Đánh giá khả năng mang camera quan trắc của MB KATA 119

4. Kết luận & kiến nghị 122
IX
Chương 9: Thử nghiệm truyền tín hiệu camera giữa MB và tram

Positioning System)
DIS Ổn định hóa hình ảnh bằng số (Digital Image Stabilization)
DOF Trường độ camera (khoảng cho ảnh rõ nét)
EA Giải thuật tiến hóa (Evolutionary Algorithm)
EE Phương pháp sai số phương trình (Equation Error)
E( ) Kì vọng (Expectation)
FIFO Vào đầu tiên, ra đầu tiên (First In First Out)
FIR Đáp ứng xung hữu hạn (Finite Impulse Response)
FOV Góc mở của ống kính (field of view)
GA Giải thuậ
t di truyền (Genetic Algorithm)
GCS Trạm điều khiển mặt đất (Ground Control Station)
GPS Hệ thống định vị toàn cầu (Global Positioning System)
HĐH Hệ điều hành
IIR Đáp ứng xung vô hạn (Infinite Impulse Response)
IMU Khối đo lường quán tính (Inertial Measurement Unit)
INS Hệ thống dẫn đường quán tính (Inertial Navigation System)
ISO Tổ chức tiêu chuẩn hóa quốc tế (International Standards Oganization)
MB Máy bay
MBMH Máy bay mô hình
MEMS Cảm biến dạng vi cơ điện tử
ML Phương pháp Maximum Likelihood
NED Hệ trục tọa độ Bắc-Đông-H
ướng xuống dưới (North-East-Down)
NSGA Giải thuật di truyền xếp hạng không bị vượt trội
OIS Ổn định hóa hình ảnh bằng quang học (Optical Image Stabilization)
PC Máy tính cá nhân (Personal Computer)
PID Điều khiển tỉ lệ-tích phân-vi phân (Proportional-Integral-Differential)
PP Phương pháp
OPAMP Bộ khuếch đại thuật toán

(tín hiệu thử xung vuông)
Bảng 5.4: Các thông số máy bay ước lượng bằng 2 phương pháp 73
(tín hiệu điều khiển tối ưu)
Bảng 5.5: Các thông số máy bay ước lượng bằng 2 phương pháp (tín hiệu xung vuông) 75
Bảng 5.6: Các thông số máy bay ước lượng bằng 2 phương pháp (tín hiệu xung vuông) 76
Bảng 5.7: Các thông số máy bay ước lượng bằ
ng 2 phương pháp (tín hiệu xung vuông) 77
Bảng 5.8: Các thông số máy bay ước lượng bằng 2 phương pháp (tín hiệu xung vuông) 78
Bảng 6.1: Các yêu cầu đối với giải thuật điều khiển bay tự động
Bảng 6.2: Các hàm mục tiêu được sử dụng trong thiết kế bộ điều khiển mờ 80
Bảng 7.1: Định dạng giao thức 96
Bảng 8.1: Bảng giá trị diện tích quét của điểm ảnh của camera có tiêu c
ự f=3.6 mm 112
Bảng 8.2: Độ dịch chuyển của camera tương ứng với các tốc độ chụp khác nhau
Bảng 8.3: Bảng đối chiếu cường độ sáng tại các điều kiện khác nhau 116
Bảng 8.4: Ước tính các yêu cầu của hệ thống camera quan trắc đối với đề tài UAV 119
Bảng 8.5: Một số thông số thiết kế KCB liên quan đến ứng dụng quan trắc 119
Bảng 8.6: Tóm tắt một s
ố thông số đặc tính của camera Lumix DMC – LX3 120
Bảng 8.7: Khoảng cách ngắm giới hạn của camera Lumix DMC – LX3 129
Bảng 8.8: Diện tích quét và khoảng dịch chuyển tối đa cho phép của camera Lumix DMC
– LX3 trong mỗi lần chụp theo các độ cao và góc quét khác nhau 121

DANH SÁCH HÌNH
Hình 1.1: Sơ đồ biểu diễn trần bay và khoảng thời gian hoạt động của các UAVs 2
Hình 1.2: Biểu đồ dự báo chi phí phát triển UAV của châu Âu đến năm 2015 3
Hình 1.3: Hình ảnh của Mini-Sniffer III 6
Hình 1.4: Hình ảnh của Altus II 6
Hình 1.5: Hình ảnh của NASA Helios 7


Hình 2.12: Đáp ứng củ
a U đối với elevator 29
Hình 2.13: Đáp ứng của q đối với elevator 29
Hình 2.14: Đáp ứng của β đối với aileron 29
Hình 2.15: Đáp ứng của Φ đối với aileron 29
Hình 2.16: Đáp ứng của p đối với aileron 30
Hình 2.17: Đáp ứng của p đối với rudder 30
Hình 2.18: Đáp ứng của β đối với rudder 30
Hình 2.19: Đáp ứng của Φ đối với rudder 30
Hình 2.20: Hình chiếu bằng c
ủa MB Kata 33
Hình 2.21: Hình chiếu đứng của MB Kata 34
Hình 2.22: Hình chiếu cạnh của MB Kata 35
Hình 2.23: Kết cấu cánh chính (NACA4412) 36
Hình 2.24: Kết cấu đuôi 36
Hình 2.25: Kết cấu thân (composite rỗng, dày 2mm) 36
Hình 2.26: Máy bay KATA được chế tạo 36
Hình 2.27: MB KATA bay thử nghiệm tại khu vực Đồng Diều trên Google Earth 36
Hình 2.28: Giản đồ hệ số lực nâng – hệ số lực cản 37
Hình 2.29: Giản đồ hệ số lực cản với (Cl - Cl
min
)
2
37
Hình 2.30: Giản đồ lựa chọn chế độ bay tối ưu (L/D = max) 37
Hình 2.31: Giản đồ cần ga – lực đẩy ở chế độ bay 85km/h 38
Hình 2.32: Bản vẽ 3D của MB KATA 38
Hình 3.1: AP50 autopilot board 40
Hình 3.2: Sơ đồ khối hệ thống AP50 41


Hình 5.3: Hàm mật độ phổ của rudder và aileron dùng trong bay thử nghiệm 69
Hình 5.4: Tín hiệu điều khiển tối ưu và đáp ứng của MB, không có gió giật 70
Hình 5.5: Tín hiệu điều khiển xung vuông và đáp ứng của MB,
có gió giật 30km/h 71
Hình 5.6: Tín hiệu ngõ ra đo được và ngõ ra ước l
ượng (stdv = 10%) – PP ML 72
Hình 5.7: Tín hiệu điều khiển tối ưu và đáp ứng của MB, có gió giật 30km/h 72
Hình 5.8: Ngõ ra của mô hình nhận dạng được bằng PP ML với ngõ ra
của MB đo được 74
Hình 5.9 : Ngõ ra của mô hình nhận dạng được bằng PP ML với ngõ ra
của MB đo được 75
Hình 5.10: Ngõ ra của mô hình nhận dạng được bằng PP ML với ngõ ra
của MB đo được 76
Hình 5.11: Ngõ ra của mô hình nhận dạng được bằ
ng PP ML với ngõ ra
của MB đo được 77
Hình 5.12: Ngõ ra của mô hình với ngõ ra của MB đo được 78
Hình 6.1: Sơ đố khối hệ thống điều khiển bay tự động của UAV 82
Hình 6.2: Hiệu chỉnh đường bay 82
Hình 6.3:Điều chỉnh góc hướng của MB thông qua góc bank 83
Hình 6.4: Các hàm thuộc của các tín hiệu vào/ra của bộ điều khiển mờ 83
Hình 6.5: Điều chỉnh vận tốc và độ cao của MB b
ằng elevator và cần ga 83
Hình 6.6: Cấu trúc của một nhiễm sắc thể 84
Hình 6.7: Mặt tối ưu Pareto cho bài toán tối ưu 2 mục tiêu f
1
, f
2
84
Hình 6.8: Sơ đồ quá trình chỉnh định tối ưu các thông số của bộ điều khiển mờ

Hình 6.35: Sơ đồ hệ thống điều khiển bay tự động cho MB KATA 92
trên Matlab/AeroSim
Hình 7.1: Sơ đồ hệ thống khí cụ bay tự động 93
Hình 7.2: Trạm mặt đất quân sự 94
Hình 7.3: Trạm mặt đất dân sự 94
Hình 7.4: Sơ đồ minh họa h
ệ thống phần cứng của trạm mặt đất 96
Hình 7.5: Sơ đồ Use-case của hệ thống trạm mặt đất 96
Hình 7.6: Cổng RS232 của máy tính 96
Hình 7.7: Mô hình FIFO bộ đệm của RS232 96
Hình 7.8: Cấu trúc các thành phần trong chương trình thu thập dữ liệu từ RS232 97
Hình 7.9: Mô hình trạng thái ứng xử của các thành phần 98
Hình 7.10: Các thiết bị hiển thị của buồng lái các loại máy bay 99
Hình 7.11: Cấu trúc các thành phần trong chương trình hi
ển thị dữ liệu bay 99
Hình 7.12: Giản đồ tuần tự mô tả việc cập nhật dữ liệu của các thành phần giao diện 100
Hình 7.13: Giao diện phần mềm trạm mặt đất do nhóm nghiên cứu thiết kế 100
Hình 7.14: Minh hoạ các góc nghiêng khi chuyển động của KCB 101
Hình 7.15: Đồng hồ góc nghiêng của máy bay Cessna 101
Hình 7.16: Giao diện đồng hồ góc nghiêng của nhóm nghiên cứu thiết kế 101
Hình 7.17: Đồng hồ vận tốc gió của máy bay th
ực và của thiết kế (v = 50m/s) 102
Hình 7.18: Đồng hồ cao độ của máy bay thực và của thiết kế (h = 540m) 102
Hình 7.19: Đồng hồ la bàn của máy bay thực và của thiết kế (course = 60
o
) 102
Hình 7.20: Bản đồ định vị của máy bay thực 103
Hình 7.21: Minh họa các lớp của bản đồ định vị 103
Hình 7.22: Bản đồ dạng hình ảnh với các tọa độ gốc đã xác định 103
Hình 7.23: Minh họa quỹ đạo đường bay thiết kế 104

ở vận tốc 60km/h trong 45 phút 121
Hình 9.1: Sơ đồ hệ thống camera quan trắc đang được sử dụng cho MB KATA 125
Hình 9.2: Video receiver (trái) và camera tích hợp video transmitter (phải) 126
thuộc hệ thống camera không dây LYD203C
Hình 9.3: Sơ đồ cấu tạo chức năng của thiết bị thu (hình trên) 127
Và sơ đồ lắp đặt hệ thống camera (hình dưới)
Hình 9.4: Hình chụp vị trí lắp đặt camera không dây trên máy bay KATA 127
Hình 9.5: Bản đồ khu vực thử nghi
ệm quan trắc trích từ Google Earth 128
Hình 9.6: Kết quả video thu được từ camera trong qua trình bay thử nghiệm 130
Hình 9.7: Hình ảnh thu được trong bước đầu thử nghiệm hệ thống camera quan trắc
131
Hình 9.8: Hình ảnh mong muốn đạt được của quá trình phát triển đề tài nghiên cứu
131 xv
QUYẾT TOÁN KINH PHÍ

xvi
Tên đề tài: Nghiên cứu ứng dụng khí cụ bay tự động vào công tác quan trắc phục vụ quản
lý và bảo vệ môi trường
Chủ nhiệm đề tài: HUỲNH VĂN KIỂM
Cơ quan chủ trì: ĐH Bách Khoa Tp.HCM
Thời gian thực hiện đề tài: 11/2007 - 11/2008

7 Thí nghiệm động cơ lực đẩy Bỏ qua
8
Xây dựng chương trình tính ngược các thông số ổn
định và điều khiển của MB
Đã thực hiện
9 Thiết kế mạch điện điều khiển Đã thực hiện
10 Mô phỏng và kiểm nghiệm chương trình tính ngược Đã thực hiện
11 Kiểm tra, hiệu chỉnh thiết bị điện tử Đã thực hiện
12
Xây dựng giải thuật, chương trình điều khiển tự
động cho MB bằng phần mềm MATLAB
Đã thực hiện
13 Mô phỏng và kiểm nghiệm chương trình điều khiển Đã thực hiện
14
Kiểm tra giao tiếp giữa phần cứng và phần mềm
dưới đất (ground test)
Đã thực hiện
15
Kiểm tra hệ thống điều khiển tự động khi bay
(ground test), hiệu chỉnh hệ thống
Đã thực hiện
16
Nghiên cứu – thiết kế tích hợp hệ thống chụp ảnh
giám sát môi trường.
Đã thực hiện
17 Kiểm tra, đánh giá toàn bộ HT điều khiển tự động Đã thực hiện
18 Viết báo cáo tổng thuật đề tài Đã thực hiện

động
9 Mô phỏng và kiểm nghiệm chương trình tính ngược Các thông số của MB
10 Kiểm tra, hiệu chỉnh thiết bị điện tử Số liệu
11
Xây dựng giải thuật, chương trình điều khiển tự
động cho MB bằng phần mềm MATLAB
Chương trình điều khiển
12 Mô phỏng và kiểm nghiệm chương trình điều khiển Kết quả mô phỏng
13
Kiểm tra giao tiếp giữa phần cứng và phần mềm
dưới đất (ground test)
Số liệu
14
Kiểm tra hệ thống điều khiển tự động khi bay
(ground test), hiệu chỉnh hệ thống
Số liệu
15
Nghiên cứu – thiết kế tích hợp hệ thống chụp ảnh
giám sát môi trường.
Hệ thống chụp ảnh giám
sát môi trường
16 Kiểm tra, đánh giá toàn bộ HT điều khiển tự động Máy bay
17 Viết báo cáo tổng thuật đề tài Bài báo cáo
CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ ĐỀ TÀI

ười điều khiển. Các ứng dụng cụ thể như quan sát giao thông, đường bờ biển, kênh
rạch, hạ tầng đô thị Trị giá một hệ thống SUAVs bao gồm UAV, hệ thống điều khiển mặt
đất, các hệ thống phụ trợ có giá thành khoảng 100.000 USD.
Nhóm MALE và HALE có trần bay tới 100.000 ft (ở tầng khí quyển bình lưu), thời gian hoạt
động kéo dài từ vài tuần tới 1 tháng. Nhóm các UAV này sử dụng nguồn
điện là pin mặt trời
Ứng dụng trong truyền thông, khảo sát khoa học khí quyển, quan trắc rừng, cháy rừng Các
dự án phát triển MALE, HALE có giá trị từ 10 – 100 triệu USD.
Nhóm UCAVs được chia thành 4 nhóm nhỏ là: MAVs (Micro-Aerial Vehicles) có kích thước,
trong lượng rất nhỏ phục vụ trinh sát cá nhân; LASVs (Local Area Support Vehicles) có mục
đích trinh sát trận địa, được gắn trên các phương tiện vận chuyển quân sự, có gắn camera hồng
ngoại ; TASVs (Tactical Area Support Vehicles) có tải trọng lên đến 1.500 kg, tầm bay 300
km mang được vũ khí tấn công. Đ
iều khiển, bảo trì TASVs là một đội bay và thợ máy mặt
đất; TAVs (Theater Area Vehicles) có tải trọng đến 15.000 kg và kích thước ngang bằng một
chiến đấu cơ phản lực, có thể cất cánh từ sân bay hay tàu sân bay.
1
Hình 1.1: Sơ đồ biểu diễn trần bay và khoảng thời gian hoạt động của các UAVs
(Nguồn:Val Noronha, Martin Herold - University of California, Santa Barbara, 2003)

Về kỹ thuật, các UAV thông thường sẽ có các cấu phần sau:
− Bộ phận điều khiển chính – điều khiển mặt đất (Ground-station)
− Bộ phận truyền tin (Data communication)
− Bộ phận điều khiển UAVs (điều khiển vận hành và các sensor cảm biến)

Sơ đồ bố trí các thành phần như sau:

Bộ phận
điều
khiển,

− Bộ phận điều khiển, cảm biến trên UAV: Bao gồm khá nhiều các nhóm thiết bị như: hệ
thống điều khiển trong không gian 3 chiều với 6 bậc tự do; các động cơ server điều khiển;
động cơ chính; máy tính chính trên UAV (Target PC), nhóm các thiết bị định vị/dẫn đường:
GPS/GNSS & DGPS/GPS và INS; hệ thống video và các thiết bị chuyên ngành gắn trên
UAV.
Trong một báo cáo về thị trường dân sự - quân sự cho các thiết bị UAV toàn cầ
u vào năm
2003 cho thấy: tổng chi phí cho phát triển và mua sắm UAV cho các mục đích đã lên đến 2,3
tỷ USD, trong đó Hoa Kỳ chiếm 73% tổng chi phí. Theo các dự báo, thị trường UAVs sẽ đạt
đến 4,5 tỷ USD vào năm 2015. Các công ty hàng đầu trong lĩnh vực UAV của Hoa Kỳ:
− Lockheed Martin
− Aurora Flight Scien
− General Atomics
− Northrop Grumman
− AeroVironment
− Boeing
Riêng với châu Âu, nhu cầu sử dụng UAV cho các mục đích dân sự ngày càng tăng, tổng chi
tiêu cho phát triển, mua sắm UAV dân sự được dự báo có thể lên đến 1 tỷ Euro vào giai đoạn
đầu của Thế kỷ XXI, riêng giai đoạn từ năm 2006 đến năm 2015 mức chi tiêu đạt từ 10 triệu
Euro (trong năm 2006) lên đến 270 triệu Euro vào năm 2015. Các công ty châu Âu giữ vai trò
quan trọng trong các dự án UAV bao gồm:
− Elbit
− Sagem SA
− European Aeronautic Defense and Space Company
− Dassault Aviation
− BAE

Hình 1.2: Biểu đồ dự báo chi phí phát triển UAV của châu Âu đến năm 2015
(Nguồn: Mark Okrent, Israel Aircraft Ind, 2006)
3

ảnh nghệ thuật (đây chỉ là thú vui-giải trí). Hiện tại, chưa có cơ quan khoa học/quản lý nào
thực hiện nghiên cứu chuyên sâu về vấn đề này.
Tính kế thừa của dự án
Theo đó, việc dự án có thể học hỏi, kế thừa được từ các cuộc nghiên cứu trong nước (chủ yếu
từ các đơn vị quốc phòng) hoàn toàn hạn chế
do công nghệ này thuộc lĩnh vực quân sự. Hiện
nay, dự án được thực hiện phần lớn do sự tự nghiên cứu cùng với việc học hỏi từ các tài liệu
cơ bản của nước ngoài rồi phát triển vì hiện nay các công nghệ làm UAV trên thế giới vẫn
chưa được công bố chi tiết.
3. Ý nghĩa khoa học và khả năng áp dụng của UAV
Việc nghiên cứu UAV góp phần tạo nên nền tả
ng trong việc nghiên cứu và phát triển UAV
phục vụ cho mục đích dân sự. Việc này có ý nghĩa rất quan trọng trong việc hỗ trợ con người
quản lý ở nhiều lĩnh vực và đặc biệt bảo vệ chính con người (do có thể làm thay con người
trong một số trương hợp nguy hiểm). Ngoài ra, việc nghiên cứu này cũng góp phần khẳng
định khả năng nghiên cứu công nghệ cao tại môi trường Đại học, qua đó tạ
o thêm niềm tin và
động lực thúc đẩy việc nghiên cứu UAV cho các sinh viên thệ hệ kế tiếp.
4
Việc nghiên cứu thành công UAV không chỉ được ứng dụng trong lĩnh vực quản lý và bảo vệ
tài nguyên, môi trường như đã nêu ở phần trên mà còn được mở rộng trong nhiều lĩnh vực
khác nếu được đầu tư thêm lâu dài và đúng mức. Sau đây là một số ứng dụng của UAV trong
nhiều lĩnh vực trên thế giới:
• Ứng dụng UAV trong khoa học
Ứng dụng trong nghiên cứu khoa học , đặc bi
ệt là khoa học Trái đất giữ một vai trò quan trọng
trong các ứng dụng dân sự của UAV. Các lĩnh vực nghiên cứu có nhu cầu sử dụng UAV ở
mức cao (do tiết kiệm chi phí, an toàn, khả năng quan trắc/hoạt động kéo dài, áp dụng ở các
khu vực khó tiếp cận ) như các lĩnh vực khoa học sau:
− Nghiên cứu ozone tại khí quyển tầng cao (tầng bình lưu); 5
- Chương trình NASA Mini-Sniffer
Mục tiêu của Chương trình là xây dựng hệ thống lấy mẫu không khí liên tục ở độ cao 70.000
ft (20 km) dựa trên một UAV thuộc nhóm HALE. UAV Mini-Sniffer đầu tiên được thiết kế có
sải cánh 5,5 m, động cơ piston dùng gaseline và được mở rộng ra các phiên bản II, III với sải
cánh lên đến 6,7 m, sử dụng nhiên liệu hydrazine hoặc (NH
2
)
2.
Tuy nhiên dự án đã không đạt
được mục đích, Mini-Sniffer III chỉ lên đến được độ cao 6,1 km. Do vậy NASA đã kết thúc dự
án.
Hình 1.3: Hình ảnh của Mini-Sniffer III (Nguồn:
)
− Dự án NASA Atomics ERAST UAV (Altus)
UAV Altus có sải cánh 16,9 m, trọng lượng cất cánh là 725 kg, tải trọng là 150 kg, thời gian
bay liên tục 24 giờ, trần bay 13,7 km. Sự thành công của dự án là niềm tự hào của NASA về
phát triển UAV. Sau dự án, NASA đã ký hợp đồng với General Atomics để phát triển tiếp các
dự án về Predator B (một loại UCAV nổi tiếng của Hoa Kỳ).

Hình 1.4: Hình ảnh của Altus II (Nguồn:
)

− Dự án PathFinder & Helios/ Long Endurance UAV
UAV PathFinder có sải cánh 37 m, 2 động cơ điện và 10 cánh quạt, trọng lượng 315 kg, sử
dụng năng lượng pin mặt trời. PathFinder đã phá kỷ lục thế giới về độ cao là 21,65 km vào