Tuyển tập công trình Hội nghị Cơ điện tử toàn quốc lần thứ 6 495
Mã bài: 117
Ứng dụng bộ điều khiển mờ
cho máy bay không người lái cỡ nhỏ
Application of Fuzzy Controllers
for Small Unmanned Aerial Vehicles (UAV)
Nguyễn Đức Cương
Hội Hàng không –Vũ trụ Việt Nam (VASA)
e-Mail: [email protected]
Phan Văn Chương
Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự
Hoàng Anh Tú
Học viện Phòng không-Không quân

Tóm tắt
Bài báo trình bày mô hình toán phi tuyến không dừng của vòng điều khiển kín của máy bay không người
lái (UAV) cỡ nhỏ giả định, vòng điều khiển có sử dụng các bộ điều khiển mờ (fuzzy controllers). Các bộ điều
khiển mờ này có cải biên so với các bộ điều khiển mờ kinh điển. Trên cơ sở mô hình nói trên các tác giả đã
phát triển phần mềm trong môi trường MATLAB. Kết quả mô phỏng trên máy tính cho thấy các bộ điều khiển
mờ này cho phép đạt được chất lượng điều khiển khá tốt ngay cả khi có nhiễu động mạnh và có biến đổi vận
tốc và độ cao rất nhiều trong quá trình phóng UAV từ máy phóng. Hệ thống điều khiển vẫn bền vững (robust)
khi có yếu tố bất định về hệ số ổn định tĩnh của UAV ∂mz/∂Cy trong phạm vi rất rộng (từ -0,15 đến 0).
Abstract
The paper presents a mathematical model of flight control closed loop of a hypothetical small UAV with
controllers constructed on the basis of fuzzy logic. A program based on the model was developed in the
MATLAB. The results of the computer simulation showed that the suggested fuzzy controllers provide a very
satisfactory quality of control, even under severe disturbances and significant changes in speed and altitude of
UAV during launching from a launcher. The control system remains robust one in wide uncertainty of the
static longitudinal stability coefficient ∂ mz / ∂ Cy (from -0.15 to 0).

Ký hiệu

a
các cánh lái
, ,
x y z
  

rad/s

Các giá tr
ị

v
ậ
n t
ố
c góc c
ủ
a
UAV quanh các trục x,y,z.

, ,
x y z
  Các giá t
r
ị

v

i ngang
.

*
h


Rad

Giá tr
ị

mong mu
ố
n góc
lệch cánh lái hướng.
*
c


Rad

Giá tr
ị

mong mu
ố
n góc
lệch cánh lái độ cao.



cbb


rad

Giá tr
ị

góc l
ệ
ch cánh lái đ
ộ

cao để bay bằng.
k
cd
s

H
ệ

s
ố

c
ả

n
yQuá t
ả
i pháp tuy
ế
n
.

*
H

m

Giá tr
ị

đ
ộ

cao mong mu
ố
n
.*


*
l


rad

Góc l
ệ
ch cánh li
ệ
ng mong
muốn.

,

,


rad

Góc chúc ngóc, góc cren,
góc hướng

496 Nguyễn Đức Cương, Phan Văn Chương, Hoàng Anh Tú
VCM2012
Chữ viết tắt
UAV Unmanned Aerial Vehicle
Máy bay không người lái.
PID (controller) proportional–integral–
derivative

nhất định trong điều khiển bay do mất cân bằng
dọc khi bay do lực kéo của cánh quạt thay đổi, đặc
biệt khi phóng bởi vì mô men bổ nhào của cánh
quạt sau khi ra khỏi máy phóng khá lớn.

H. 1 Máy bay không người lái giả định
Việc tổng hợp các quy luật điều khiển bay của
UAV bằng các phương pháp cổ điển, ví dụ bằng bộ
điều khiển tỷ lệ - tích phân – vi phân (PID) trong
điều kiện các tham số của mô hình động lực học
của đối tượng điều khiển thay đổi trong một dải
rộng, gặp phải một số khó khăn nhất định [2]. Vấn
đề này càng phức tạp hơn trong trường hợp UAV
có phối trí như đã nói ở trên do mối liên hệ giữa
điều khiển dọc thiết bị bay và điều khiển cửa ga
(lực kéo của cánh quạt). Hơn nữa, khi ra khỏi máy
phóng, do sự lắc mạnh xuống phía dưới, nên việc
điều khiển trở lên phức tạp hơn nhiều do sự xuất
hiện mô men tiến động (hiệu ứng con quay) của
cánh quạt trong chuyển động cạnh của UAV. Việc
sử dụng công cụ logic mờ như được trình bày trong
các công trình [3] và [4] tỏ ra không đủ để giải quyết
vấn đề đặt ra.
Trong bài báo này xem xét mô hình toán vòng điều
khiển kín của UAV nói trên có sử dụng các bộ điều
khiển mờ cải biên. Việc mô phỏng trên máy tính
cho thấy khả năng ứng dụng các bộ điều khiển mờ
cải biên trên các UAV có sơ đồ phối trí đã được đề
cập để phóng tự động từ máy phóng và bay theo
chương trình định sẵn.

xxz
yyxz
mmmm



,,, …) được tính bằng phương
pháp xoáy rời rạc tuyến tính [8] để tiết kiệm thời
gian tính toán trên máy tính. Hơn nữa điều này là
hoàn toàn phù hợp do các giá trị vận tốc góc không
thứ nguyên
zyx

,, của UAV dùng để quan sát
từ xa là khá nhỏ.
Ảnh hưởng của dòng khí từ cánh quạt thổi vào đuôi
ngang và việc tính toán các đặc trưng vận tốc – độ
cao của lực kéo của thiết bị động lực dùng cánh
Tuyển tập công trình Hội nghị Cơ điện tử toàn quốc lần thứ 6 497
Mã bài: 117
quạt được tiến hành bằng phương pháp gần đúng
[9].
Các đặc trưng khối lượng – quán tính-định tâm của
UAV giả định được xác định trực tiếp từ hình vẽ ba
chiều của nó bằng phần mềm INVENTOR.
Các đặc trưng kỹ thuật cơ bản của UAV giả định
được đưa ra trên hình 1.
2.2. Mô hình các khâu khác của vòng điều khiển
bay của UAV
Giả thiết rằng UAV được trang bị các cảm biến lý

nk.
*


(1)
ở đây
*
h

- giá trị mong muốn của góc lệch cánh
lái hướng do máy tính trên khoang đưa ra;
k – hệ số tỷ lệ;
n
z
–

giá trị quá tải ngang (được đo trong hệ tọa độ liên
kết).
Đối với các thuật toán của các bộ điều khiển còn
lại thì công việc phức tạp hơn. Việc sử dụng công
cụ logic mờ như được trình bày trong các công
trình [3] và [4] là chưa đủ để giải quyết bài toán ổn
định các giá trị theo chương trình về độ cao, vận
tốc và góc cren mà không gây ra dao động góc của
UAV có phối trí như trên. Trong công trình [3] chỉ
ra ưu điểm của việc tổng hợp bộ điều khiển mờ
cho điều khiển quỹ đạo của UAV trong điều kiện
bất định về các tham số của đối tượng điều khiển
và khi có nhiễu động khí quyển mạnh, tuy nhiên
bài toán mới chỉ được giải trong mặt phẳng đứng

cánh quạt gây ra. Sự cần thiết phải có thành phần
này là do khi không có sai số, bộ điều khiển mờ
thông thường sẽ cho giá trị sai lệch góc cánh lái độ
cao bằng 0, điều này dẫn đến việc mất cân bằng
lực và mô men. Do có sự hiệu chỉnh liên tục góc
lệch cánh lái độ cao nên UAV sẽ dao động theo
góc chúc ngóc. Thành phần bổ sung thứ hai là
thành phần cản dịu ( tỷ lệ với vận tốc góc
z

).
Như vậy, thuật toán của bộ điều khiển mờ cải biên
kênh điều khiển độ cao:

zcdVуc
kfuzzy
cbbу

.),(1
*

(2)
Ở đây fuzzy1 – hàm phi tuyến sai số theo độ cao và
theo thành phần vận tốc thẳng đứng, nhận được bằng
logic mờ;
cbb

- giá trị cân bằng của góc lệch cánh lái độ cao
khi bay bằng;
cd

Giá trị độ cao mong muốn

H
nhận được bằng
phép tích phân :
dtVHH
t
yo
.
0
*



(4)
Kênh điều khiển vận tốc
Việc điều khiển vận tốc sau khi phóng cũng được
thực hiện bằng bộ điều khiển mờ lực kéo T của
cánh quạt với giá trị lực kéo “trung hòa” được điều
chỉnh tùy thuộc vào việc cần phải duy trì bay bằng
hay lấy độ cao hoặc bay xuống, nghĩa là phụ thuộc
vào
*
y
V .
Trong bài báo này sử dụng thuật toán điều khiển
mờ cải biên cho lực kéo T như sau:

VV
mgVfuzzyT

Kênh điều khiển cren
Ngoài việc sử dụng bộ điều khiển mờ thông thường
tương tự như bộ điều khiển được trình bày trong
công trình [3], theo đó giá trị góc lệch cánh liệng
mong muốn
*
l

là hàm phi tuyến của sai số theo góc
cren


và theo vận tốc góc
x

 , các tác giả đã
phải bổ sung thêm thành phần cản dịu cren vào quy
luật điều khiển.
xclxl
kfuzzy

.),(3
*

(6)
|
*
l

|

Mã bài: 117
Chúng ta cũng nhận thấy rằng các giá trị thực tế bám
khá sát các giá trị mong muốn

H
,
*
y
V , còn vận tốc
bay V sau khi đạt được giá trị hành trình (40 m/s) thì
duy trì hầu như không đổi. Sự sai khác nhất định
giữa giá trị mong muốn và giá trị thực tế của
H
,
y
V ở những giây đầu sau khi ra khỏi máy phóng
là do ta cố tình lựa chọn các giá trị mong muốn của
các hàm (3) và (4) để tránh bị rơi vào các chế độ
nguy hiểm (hình 4 và 5).

H5. Sự thay đổi vận V
y
của máy bay theo thời gian

H6. Sự thay đổi vận tốc bay của máy bay theo thời gian
Trên hình 7 thể hiện giá trị mong muốn (do máy
tính trên khoang đưa ra theo các thuật toán điều
khiển mờ cải biên đã trình bày ở trên) và giá trị
thực tế của góc lệch cánh lái độ cao. Đường liên
tục thể hiện giá trị thực tế của các tham số, còn

500 Nguyễn Đức Cương, Phan Văn Chương, Hoàng Anh Tú
VCM2012
Trên các hình 10…15 thể hiện sự phụ thuộc của
các tham số chuyển động của UAV giả định theo
thời gian trong quá trình bay tiếp theo theo chương
trình định trước. Đường liên tục thể hiện giá trị
thực tế của các tham số, còn đường gạch chấm thể
hiện giá trị mong muốn. Ta cũng thấy rằng các giá
trị thực tế bám khá sát các giá trị mong muốn

H
,
*
y
V , còn vận tốc bay V được duy trì hầu như
không đổi.

H11. Sự thay đổi vận tốc V
y
của máy bay theo thời
gian

H12. Sự thay đổi vận tốc bay của máy bay theo
thời gian

H13. Sự thay đổi góc lệch cánh lái độ cao theo
thời gian

Trên hình 13 thể hiện giá trị mong muốn (do máy
tính trên khoang đưa ra theo các thuật toán điều

thời gian
Việc mô phỏng cũng được thực hiện khi bay theo
chương trình với các góc cren cho trước (thực hiện
lượn vòng) và cho các kết quả tương tự. Do khuôn
khổ bào báo nên các kết quả này không được đưa ra
ở đây.

Tuyển tập công trình Hội nghị Cơ điện tử toàn quốc lần thứ 6 501
Mã bài: 117
3. Kết luận
Bài báo đã đề xuất các bộ điều khiển mở cải biên
để điều khiển bay máy bay không người lái. Bằng
cách mô phỏng mô hình động lực học bay của
UAV trên máy tính đã cho thấy tính hợp lý của
việc ứng dụng các bộ điều khiển mờ cải biên khi
tổng hợp các quy luật điều khiển phóng tự động và
bay theo chương trình định trước của UAV. Các
bộ điều khiển mờ cải biên này đặc biệt hiệu quả
đối với UAV để quan sát từ xa và chỉ thị mục tiêu
mà không cần đến thiết bị ổn định con quay đắt
tiền.

Tài liệu tham khảo
[1]. Лысеơнко Л. Н., Нгуен Чонг Шам. Анализ
концепции путей интеллектуализации
алгоритмического обеспечения нечеткого
управления движением дистанционно
пилотируемых летательных аппаратов/
Вестник МГТУ. Машиностроение - 2012 - №
1. - С. 3-16.

дoзвуковых скоростях - M.: Изд. Haука. -
1975. - 424c.
[9]. Колесников Г.А. и др. Аэродиннамика
летательных аппаратов. - М.:
Машиностроение - 1993. - 544 c.

GS TSKH Nguyễn Đức Cương
sinh năm 1945. Ông nhận bằng kỹ
sư máy bay-động cơ 1973, bằng
TS năm 1981, bằng TSKH 1989
đều ở Học viện Kỹ thuật Không
quân Giucovsky, Matxcơva, LB
Nga. Tác giả của hơn 50 công trình công bố trong
và ngoài nước, chủ trì thiết kế một số sản phẩm đã
được đưa vào trang bị của Không quân, giải
thưởng Sáng tạo Khoa học Công nghệ VN 2000.
Hiện là chủ tịch Hội Hàng không-Vũ trụ Viêt Nam
(VASA). Hướng nghiên cứu chính là khí động
học, động lực học và điều khiển các phương tiện
bay.

TS Phan Văn Chương sinh năm
1968. Ông nhận bằng kỹ sư tại
trường đại học kỹ thuật pháo binh
Penza (CHLB Nga) năm 1991,
bằng Tiến sĩ về Cơ học kỹ thuật
tại Viện Khoa học và Công nghệ
quân sự, Bộ Quốc phòng năm 2012. Hiện là cán bộ
nghiên cứu của Viện Tên lửa, Viện Khoa học và
Công nghệ quân sự.