Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi nâng cao an toàn bay cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện nhiễu động gió

Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 23
ỨNG DỤNG BỘ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI NÂNG CAO AN TOÀN 
BAY CHO UAV CỠ NHỎ TRONG ĐIỀU KIỆN NHIỄU ĐỘNG GIÓ 
Đặng Công Vụ1*, Lê Thanh Phong1, Nguyễn Đức Thành2, 
Đặng Võ Công2, Lê Mạnh Tuyến
3 
Tóm tắt: Trong bài báo này, các tác giả đã sử dụng thuật toán điều khiển thích 
nghi có mô hình theo dõi theo tín hiệu quá tải đứng kết hợp với thuật toán điều 
khiển tốc độ bay để điều khiển máy bay không người lái (UAV) bay trong điều kiện 
có nhiễu động gió đứng. Kết quả khảo sát trên máy tính với mô hình UAV giả định 
cho thấy, việc ứng dụng bộ điều khiển thích nghi theo tín hiệu quá tải và điều khiển 
theo tốc độ rất có hiệu quả, giảm được đáng kể quá tải đứng và góc tấn, cho phép 
nâng cao được độ an toàn bay của UAV. 
Từ khóa: Nhiễu động gió, Máy bay không người lái, Điều khiển thích nghi. 
1. ĐẶT VẤN ĐỀ 
Ngày nay, các loại UAV cỡ nhỏ được quan tâm, phát triển với số lượng lớn, 
được ứng dụng rất rộng rãi trong cả lĩnh vực dân sự và quân sự. Đặc điểm quan 
trọng của các loại UAV cỡ nhỏ là kích thước và tốc độ nhỏ, nên có tải trọng riêng 
trên một m2 cánh nhỏ (G/S nhỏ) và bay với góc tấn lớn. Do vậy, nhiễu động gió có 
ảnh hưởng rất lớn tới chuyển động của UAV. Đây là nguyên nhân có thể dẫn tới 
chế độ bay nguy hiểm (bay với góc tấn gần tới hạn và/hoặc hệ số quá tải gần giới 
hạn chịu tải của kết cấu máy bay), cũng có thể dẫn tới tai nạn khi bay ở độ cao thấp 
[4]. Điều này hạn chế đáng kể đến khả năng sử dụng an toàn của UAV trong điều 
kiện có nhiễu động gió. Do đó, trong điều kiện có nhiễu động gió, việc bảo đảm an 
toàn bay của UAV luôn được đặt lên hàng đầu: đảm bảo độ bền kết cấu thân cánh 
máy bay và không để góc tấn quá lớn. 
Để giảm quá tải trong trường hợp có gió tác động, có thể sử dụng phương pháp 
thụ động hoặc phương pháp chủ động [4]. Phương pháp thụ động là thay đổi đặc 
trưng khí động hoặc đặc trưng hình học của cánh: cánh có góc mũi tên thay đổi; 
cánh dạng kính thiên văn; cánh gấp  phương pháp này đòi hỏi máy bay kết cấu 
phức tạp, tốn kém đặc biệt là với các UAV cỡ nhỏ. Phương pháp chủ động sử dụng 
hệ thống điều khiển tự động để thay đổi lực nâng: thay đổi luật điều khiển để điều 
khiển cánh lái độ cao làm thay đổi lực nâng; sử dụng hệ điều khiển tự động để điều 
khiển trực tiếp lực nâng bằng cánh tà hoặc thiết bị điều khiển bề mặt khác. Trong 
công trình [2], để đảm bảo an toàn bay cho UAV khi có nhiễu động gió tác giả đã 
sử dụng phương pháp thay đổi luật điều khiển (điều khiển theo sai lệch của quá tải 
đứng). Tuy nhiên, kết quả nhận được hệ số quá tải và góc tấn còn lớn (hệ số quá tải 
giảm xuống 2, góc tấn giảm xuống 12 độ), độ cao UAV tăng nhiều. Trong bài báo 
này, để giảm quá tải đứng và góc tấn (nâng cao an toàn bay của UAV cỡ nhỏ) tác 
giả ứng dụng bộ điều khiển thích nghi để điều khiển UAV cỡ nhỏ theo tín hiệu quá 
tải đứng khi có nhiễu động gió và kết hợp với điều khiển tốc độ để duy trì tốc độ 
bay UAV khi độ cao thay đổi. 
Cơ học & Điều khiển thiết bị bay 
Đ. C. Vụ, , “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi trong điều kiện nhiễu động gió.” 24 
2. ẢNH HƯỞNG CỦA NHIỄU ĐỘNG GIÓ 
ĐẾN CHUYỂN ĐỘNG DỌC CỦA UAV 
Xuất phát từ hệ phương trình vi phân chuyển động dọc của thiết bị bay [1]: 
0 0
cos sin
sin cos
J
cos ; sin ; ; 
k
a
k a
z
z z
k k z
dV
m T X G
dt
d
mV T Y G
dt
d
M
dt
dx dy d
V V
dt dt dt
 

 


     

 (1) 
Lực nâng, lực cản và mô men chúc ngóc được tính như sau: 
2
. .
2
r
a ya
V
Y C S
 ; 
2
. .
2
r
a xa
V
X C S
 ; 
2
. . .
2
r
z z a
V
M m S l
 (2) 
Với hệ số lực nâng (Cya) và hệ số lực cản (Cxa) của UAV và hệ số mô men 
không thứ nguyên (mz ) phụ thuộc góc tấn: 
0 2 2. .xa x x x cC C C C
   ; 
. .ya y y cC C C
   ; 0 . . .c zz z z z c z zm m m m m
    
Khi không có gió vecto không tốc rV trùng với vecto địa tốc kV , UAV bay với 
góc tấn  . Khi có nhiễu động gió rV lệch so với kV một góc w (hình 1). 
Trong trường hợp chung vecto gió 
W có hướng và cường độ tùy ý theo 
thời gian và trong không gian. Tuy 
nhiên, thành phần gió thổi thẳng đứng 
từ dưới lên có ảnh hưởng lớn nhất đến 
độ an toàn bay của UAV [4], trong 
phạm vi bài báo này chỉ xét gió thổi 
thẳng đứng từ dưới lên trong mặt phẳng 
đứng ( ow  ) và UAV bay bằng 
(  ). 
Hình 1. Ảnh hưởng của gió đến góc tấn. 
Độ lớn của không tốc rV và góc tấn của UAV được xác định theo biểu thức: 
2 2
r kV V W ; 0 w  , với w
k
W
arctg
V
 (3) 
Quá tải đứng được tính theo : ay
T sin Y
n
mg
 (4) 
Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 25
Như vậy, khi có nhiễu động gió tác động làm cho góc tấn và không tốc Vr của 
UAV thay đổi dẫn tới lực khí động Xa, Ya và mô men chúc ngóc Mz thay đổi, do đó 
dẫn tới tốc độ góc z sẽ thay đổi. 
Các mô hình gió được sử dụng trong bài báo này: 
- Mô hình gió bậc thang 
Đối với mô hình bậc thang của trường gió thẳng đứng được biểu diễn như sau [4]: 
*
o o
y *
yo o o
0 khi x x
W
W khi x x
 (5) 
Với *ox là tọa độ điểm bắt đầu có gió, yoW = const là một giá trị khảo sát của 
trường gió đứng. 
- Mô hình gió đứng theo tiêu chuẩn châu Âu (JAR-VLA): 
Hiện tại các tiêu chuẩn để cấp chứng chỉ khả phi (airworthiness certification) 
cho UAV trên thế giới chưa có, vì vậy ta sẽ sử dụng mô hình gió theo tiêu chuẩn 
JAR-VLA dùng cho máy bay có người lái siêu nhẹ để khảo sát. Mô hình gió có 
dạng như sau [5]: 
 *o o0
y
2 x xW
W 1 cos
2 L
 (6) 
 *o ox x – quãng đường bay được của máy bay từ khi có gió, m; W0 – biên độ 
gió, m/s; L - quy mô nhiễu động gió, m. Trong bài báo [2] tác giả đã chỉ ra: góc tấn 
lớn nhất và hệ số quá tải đứng lớn nhất (độ an toàn bay của UAV) thay đổi theo 
quy mô nhiễu động gió. 
3. MÔ HÌNH VÒNG ĐIỀU KHIỂN KÍN CỦA UAV CỠ NHỎ GIẢ ĐỊNH 
Sơ đồ khối vòng điều khiển kín của UAV được trình bày trên hình 2. 
Hình 2. Sơ đồ khối vòng điều khiển kín của UAV. 
- Mô hình đối tượng điều khiển (UAV cỡ nhỏ) 
Mô hình UAV cỡ nhỏ giả định được xây dựng trên cơ sở mô hình của máy bay 
UAV-70V, do Hội VASA nghiên cứu, chế tạo [2]. Giả thiết rằng tầm hoạt động 
Cơ học & Điều khiển thiết bị bay 
Đ. C. Vụ, , “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi trong điều kiện nhiễu động gió.” 26 
của UAV là khá nhỏ vì vậy có thể bỏ qua độ cong, chuyển động quay của Trái đất 
và bỏ qua sự tiêu hao nhiên liệu. Các hệ số khí động được xác định bằng phần 
mềm ANSYS CFX [6], dựa trên giải số hệ phương trình Navier-Stock bằng 
phương pháp thể tích hữu hạn. Các hệ số hiệu quả của các cánh lái czm
 và các đạo 
hàm khí động khác zzm
 , zm
 được tính bằng phương pháp xoáy rời rạc tuyến tính 
[7]. 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 3D INVENTOR. 
- Mô hình các cảm biến 
Giả thiết rằng UAV được trang bị các cảm biến lý tưởng đo tọa độ, vận tốc, độ 
cao bay, tư thế trong không gian, các vận tốc góc và các quá tải mà không có sai số 
tĩnh và động, nghĩa là tất cả các cảm biến đo lường các tham số chuyển động của 
UAV được mô phỏng bằng các khâu khuếch đại lý tưởng. 
- Mô hình cơ cấu chấp hành 
Giả thiết rằng UAV được trang bị các cơ cấu chấp hành dưới dạng các bộ truyền 
động điện vô cấp có vận tốc góc quay cánh lái tối đa hạn chế, không vượt quá 200 
độ/s, còn quán tính của chúng được mô phỏng bằng khâu quán tính có hằng số thời 
gian Tqt = 0,015s. 
- Thuật toán điều khiển 
Trong bài báo này xét UAV đang bay bằng ổn định, khi có nhiễu động gió tác 
động theo phương thẳng đứng từ dưới lên, UAV chuyển sang thuật toán điều khiển 
thích nghi theo tín hiệu quá tải để giảm quá tải đứng, độ cao sẽ phải tăng dần. Vì 
vậy, để duy trì tốc độ, cửa ga cũng phải tăng theo một thuật toán nhất định. 
+ Thuật toán điều khiển ổn định độ cao khi chưa có gió: Khi chưa có nhiễu 
động gió, UAV bay bằng ổn định, các tham số của mô hình động lực học của UAV 
ít thay đổi, tác giả sử dụng thuật toán điều khiển PID [2]. 
t. .
dk1 p th ct d th ct i th ct cbb oz z
0
K . H H K . H H K . H H .dt k .   
 (7) 
Trong đó: cbb - giá trị cân bằng của góc lệch cánh lái độ cao khi bay bằng; 
z - tốc độ góc quanh trục Oz; koz – hệ số cản dịu của kênh dọc; Hth – độ cao thực 
của UAV khi bay; Hct – độ cao theo chương trình. 
Các hệ số Kp, Kd, Ki – tương ứng với các hệ số tỷ lệ, hệ số vi phân và hệ số tích 
phân của bộ điều khiển PID “kinh điển”. Trong bài báo, các hệ số Kp=2.3935, 
Kd=1.879, Ki=3.81, koz=1.2231 được lựa chọn bằng cách sử dụng công cụ tối ưu 
hóa Simulink Response Optimization trong Simulink. 
+ Thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải khi có gió: khi có nhiễu động 
gió tác động sẽ làm cho góc tấn công thay đổi, do đó bộ điều khiển kinh điển 
PID khó có thể cập nhật theo góc tấn công của quá trình được (cũng như quá tải 
đứng ny). Khi đó, điều khiển UAV theo thuật toán điều khiển như sau: 
Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 27
dk 2 cbb oz z nyk .    (8) 
Trong đó: ny - Tín hiệu điều khiển được tạo ra từ bộ điều khiển thích nghi có 
mô hình theo dõi theo quá tải đứng ny. 
Xét bộ điều khiển thích nghi có mô hình theo dõi (MRAC): 
Hình 3. Sơ đồ cấu trúc tổng quát hệ kín sử dụng 
MRAC. 
Trong đó: Gm(s) – hàm truyền 
đạt mẫu; ym – Tín hiệu ra của 
hàm truyền đạt mẫu; 
y – tín hiệu ra của đối tượng 
điều khiển; 
yct – Tín hiệu theo chương 
trình; 
u – Tín hiệu điều khiển; 
p – Tham số hiệu chỉnh; 
e(t)=y(t)-ym(t). 
Nguyên tắc làm việc của bộ điều khiển thích nghi MRAC như sau: Để hệ kín, 
bao gồm đối tượng điều khiển và bộ điều khiển, luôn có chất lượng mong muốn thì 
bộ điều khiển cần phải được thiết kế và hiệu chỉnh thường xuyên sao cho tín hiệu 
đầu ra y(t) của hệ kín luôn giống như đầu ra ym(t) của mô hình mẫu: 
m my ( t ) y(t) e(t)=y(t)-y ( t ) 0 (9) 
Như vậy, phải thiết kế cơ cấu thay đổi tham số bộ điều khiển (hiệu chỉnh tham 
số p) để luôn có được mối quan hệ (9) và điều này phải không được phụ thuộc vào 
sự thay đổi bên trong đối tượng. Hơn nữa bộ điều khiển thích nghi phải đảm bảo 
được tính ổn định cho hệ thống. 
Phương pháp sử dụng để hiệu chỉnh tham số p cho bộ điều khiển để đạt được 
mục đích điều khiển (9) là sử dụng phương pháp hiệu chỉnh theo luật MIT [3]: 
Phương pháp hiệu chỉnh bộ điều khiển thỏa mãn mục đích điều khiển (9) đơn 
giản nhất là tìm ra được 
t 0
lim e( t ) 0
 , tức là chỉ phải thay đổi vecto tham số bộ 
điều khiển, ký hiệu chung lại là vecto p, sao cho: Nếu e 0 thì phải giảm e(t), 
tức là phải thay đổi p để 
de
0
dt
 ; Ngược lại, khi e 0 thì phải tăng e(t), tức là 
phải thay đổi p để 
de
0
dt
 . Như vậy, chỉ cần tạo ra được sai lệch e(t) và 
de
dt
 khác 
dấu nhau: 
de
e 0
dt
 (10) 
Cơ học & Điều khiển thiết bị bay 
Đ. C. Vụ, , “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi trong điều kiện nhiễu động gió.” 28 
Vì: 
de e dp
dt p dt


, do vậy, để đạt được mục đích (10) chỉ cần thay đổi p để [3]: 
T
dp e
e 
dt p

 
 
hoặc 
T
dp e
sgn( e ) 
dt p

 
 
 (11) 
Công thức (11) gọi là Luật hiệu chỉnh MIT ( Trong đó: 0 ). 
Trên cơ sở đó ta sẽ xây dựng bộ điều khiển thích nghi có mô hình theo dõi theo 
quá tải đứng. Dùng luật hiệu chỉnh MIT để hiệu chỉnh cho bộ điều khiển là một 
khâu khuếch đại kny. Mục đích điều khiển là: 
y y _ mme( t ) n n 0 (12) 
Trong đó: y _ mmn - Quá tải đứng được tạo ra từ mô hình mẫu; ny – Quá tải đứng 
của UAV. Giá trị ny đo được nhờ cảm biến gia tốc kế. 
Hàm truyền đạt mẫu mG ( s )được chọn ở dạng lý tưởng nhất là một khâu quán 
tính với hằng số thời gian Tqt tương đương với hằng số thời gian của khâu máy lái 
(Tqt=0.015s) [2], như vậy: m
qt
1 1
G ( s )
T s 1 0.015s 1
. 
Cơ cấu chỉnh định: 
T
y y _ mm y _ mm
dp e
e =- ( n n )n 
dt p
 
 
 
 (13) 
Khi đó tín hiệu điều khiển được đưa ra từ bộ điều khiển thích nghi tín hiệu: 
ny ny y y _ ct y y _ mm y _ mmk ( n n ) - ( n n )n dt  (14) 
Trong đó: ny_ct – Quá tải đứng theo chương trình, với ny_ct=1 . 
Từ công thức (14) ta thấy rằng: thành phần thứ nhất ny y y _ ctk ( n n ) là vòng điều 
khiển phản hồi mạch chính, thể hiện tính phản ứng nhanh của hệ thích nghi tín 
hiệu. Thành phần thứ hai y y _ mm y _ mm- ( n n )n dt tác động chậm hơn. 
+ Thuật toán điều khiển tốc độ: Để đảm bảo duy trì tốc độ bay cho UAV, đặc 
biệt là khi UAV thay đổi độ cao cần thiết phải có bộ điều khiển tốc độ [2], thuật 
toán điều khiển tốc độ chính là điều khiển cửa ga hay điều khiển lực kéo T của 
cánh quạt. Thuật toán điều khiển tốc độ: 
 0 V k bb max T maxT K K . V V .T K .T (15) 
Hệ số T 0 V k bbK K K . V V phải thỏa mãn: T0 K 1 
Trong đó: K0 – hệ số lực kéo cần thiết để UAV bay bằng; Vbb - tốc độ của UAV 
khi bay bằng; KV – hệ số lực kéo khi UAV có sai lệch về tốc độ so với tốc độ khi 
bay bằng, đơn vị s/m; Tmax – lực kéo lớn nhất của UAV, thành phần lực kéo này 
phụ thuộc vào độ cao và vận tốc bay hiện thời của UAV. 
Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 29
4. KẾT QUẢ KHẢO SÁT VÀ NHẬN XÉT 
Trên cơ sở lý thuyết và mô hình đã nghiên cứu trong mục 3, tiến hành mô 
phỏng vòng điều khiển kín chuyển động dọc của UAV trên máy tính bằng công cụ 
Simulink. Sơ đồ mô phỏng vòng điều khiển kín UAV được trình bày trên hình 4. 
Hình 4. Sơ đồ mô phỏng vòng điều khiển kín của UAV trong chuyển động dọc. 
Hình 5. Sơ đồ mô phỏng thuật toán MRAC 
hiệu chỉnh theo luật MIT. 
Hình 6. Sơ đồ mô phỏng vòng điều 
khiển tốc độ. 
Để kiểm tra độ ổn định của chương 
trình điều khiển thích nghi theo quá tải, sử 
dụng mô hình gió bậc thang của trường gió 
thẳng đứng và đánh giá phản ứng của máy 
bay: Khi có gió bậc thang tác động với 
biên độ yoW =5m/s, theo lý thuyết sẽ tính 
được số gia ban đầu của góc tấn 
o
r y0 k y0 karctg(W V ) W V 0.125( rad ) 7 
(ở đây Vk = 40 m/s là tốc độ hành trình của 
UAV). Kết quả này rất phù hợp với phản 
ứng của UAV trên hình 7. 
Hình 7. Quá tải đứng và góc tấn khi 
có gió đứng bậc thang tác động. 
Như vậy, khi có gió bậc thang tác động làm số gia góc tấn tăng, sau đó do tính 
ổn định của vòng điều khiển kín, số gia này tiến về 0. Góc tấn tăng làm quá tải 
tăng, do sự tác động của thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải nên sau một 
vài dao động quá tải lại tiến về giá trị mong muốn (quá tải mong muốn bằng 1 – 
giá trị khi bay bằng), do đó đảm bảo chương trình ổn định. 
Cơ học & Điều khiển thiết bị bay 
Đ. C. Vụ, , “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi trong điều kiện nhiễu động gió.” 30 
Trong bài báo [2] tác giả đã khảo sát và cho thấy rằng, độ an toàn bay của UAV 
phụ thuộc nhiều vào quy mô nhiễu động gió L. Bài báo đã chỉ ra trong điều kiện có 
nhiễu động gió (6), nếu sử dụng thuật toán điều khiển theo độ cao (kết hợp với 
điều khiển tốc độ (15)) UAV bay an toàn khi có L 33m . Vì vậy, ta sẽ lấy L=33m 
để khảo sát cho các nghiên cứu tiếp theo. 
- Kết quả khảo sát khi sử dụng thuật toán điều khiển theo độ cao (7) và điều 
khiển tốc độ (15). Sử dụng mô hình nhiễu động gió JAR-VLA, với quy mô nhiễu 
động gió L=33m, biên độ gió W0=7.62 m/s, thời điểm có gió t=40s, tương ứng với 
ox 1600 m . 
Hình 8. Góc tấn của UAV. 
Hình 9. Quá tải đứng của 
UAV. 
Nhận xét: Theo kết 
quả khảo sát trên 
hình 8, 9, 10, 11 cho 
thấy rằng, trong điều 
kiện nhiễu động gió, 
nếu sử dụng thuật 
toán điều khiển theo 
độ cao và theo tốc độ 
thì độ cao và vận tốc 
được duy trì. Tuy 
nhiên, quá tải đứng 
và góc tấn rất lớn 
(quá tải đứng gần 2.5 
và góc tấn gần 15 độ) 
ảnh hưởng lớn đến 
độ an toàn bay của 
UAV. Hình 10. Quỹ đạo của 
UAV. 
Hình 11. Vận tốc của UAV. 
 - Kết quả khảo sát khi sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải 
(8), không sử dụng kết hợp với điều khiển tốc độ (15). Sử dụng mô hình nhiễu động 
gió JAR-VLA, với quy mô nhiễu động gió L=33m, biên độ gió W0=7.62 m/s, thời 
điểm có gió t=40s, tương ứng với ox 1600 m . 
Hình 12. Góc tấn của UAV. 
Hình 13. Quá tải đứng của 
UAV. 
Nhận xét: Qua kết 
quả khảo sát trên 
hình 12, 13, 14, 15 
cho thấy rằng, trong 
điều kiện có nhiễu 
động gió, nếu chỉ sử 
dụng điều khiển 
thích nghi theo quá 
tải và không kết hợp 
Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 31
Hình14. Quỹ đạo của UAV. 
Hình 15. Vận tốc của UAV. 
với thuật toán điều 
khiển tốc độ thì khi 
độ cao tăng (hinh 14) 
làm tốc độ giảm dần 
(hình 15), góc tấn 
lớn dẫn đến UAV bị 
thất tốc. 
- Kết quả khảo sát khi sử dụng thuật toán điều khiển thích nghi theo quá tải (8), 
điều khiển tốc độ (15). Sử dụng mô hình nhiễu động gió JAR-VLA, với quy mô 
nhiễu động gió L=33m, biên độ gió W0=7.62 m/s, thời điểm có gió t=40s, tương 
ứng với ox 1600 m . 
Hình 16. Góc tấn của UAV. 
Hình 17. Quá tải đứng của 
UAV. 
Nhận xét: Kết quả 
khảo sát trên hình 
16, 17 cho thấy rằng, 
trong điều kiện có 
nhiễu động gió nếu 
sử dụng điều khiển 
thích nghi theo quá 
tải (8) và điều khiển 
tốc độ thì góc tấn và 
quá tải đứng giảm 
đáng kể so với sử 
dụng điều khiển theo 
độ cao (7). 
Hình 18. Quỹ đạo của UAV. 
Hình 19. Vận tốc của UAV. 
Kết quả cho thấy: góc tấn lớn nhất giảm 20% (giảm xuống còn 12 độ); Quá tải 
đứng lớn nhất giảm 28% (giảm xuống còn 1.8). Kết quả trên hình 18, 19 cho thấy, 
độ cao của UAV tăng lên không đáng kể và tốc độ được duy trì khi độ cao thay đổi. 
5. KẾT LUẬN 
Nhiễu động gió ảnh hưởng lớn đến chuyển động dọc của UAV và ảnh hưởng 
đến an toàn bay của UAV. Các kết quả nghiên cứu khảo sát cho thấy việc ứng 
dụng bộ điều khiển thích nghi theo quá tải và kết hợp với điều khiển tốc độ đã làm 
giảm đáng kể đến góc tấn (giảm 20%) và quá tải đứng (giảm 28%) so với điều 
khiển theo độ cao khi UAV bay trong điều kiện nhiễu động gió. Giải pháp này sẽ 
đảm bảo an toàn cho UAV khi bay trong điều kiện nhiễu động gió và tăng tuổi thọ 
cho UAV. 
Cơ học & Điều khiển thiết bị bay 
Đ. C. Vụ, , “Ứng dụng bộ điều khiển thích nghi trong điều kiện nhiễu động gió.” 32 
TÀI LIỆU THAM KHẢO 
[1]. Nguyễn Đức Cương, “Mô hình hóa và mô phỏng chuyển động của các khí cụ 
bay tự động”, NXB Quân đội nhân dân, 2002. 
[2]. Đặng Công Vụ, Lê Thanh Phong, Nguyễn Đức Cương, “Ứng dụng thuật toán 
điều khiển bay tự động cho UAV cỡ nhỏ trong điều kiện có nhiễu động gió”, 
Tạp chí Khoa học và kỹ thuật, số 175, 4/2016, Học viện KTQS, 2016. 
[3]. Nguyễn Doãn Phước, “Lý thuyết điều khiển nâng cao”, NXB Khoa học và Kỹ 
thuật, Hà Nội, 2009. 
[4]. Ю.П. Доброленский, “Динамика полета в неспокойной атмосфере”, М. 
1969, Изд. Машиностроение. 
[5]. “JAR-VLA: Joint Airworthiness Requirements For Very Light Aeroplanes”, 
1990. 
[6]. Fluent Inc., “Ansys Fluent 15 Users Guide”, 2013. 
[7]. Белоцерковский С.М, Скрипач Б.К. “Aэродинамические производные 
летательного аппарата и крыла при дoзвуковых скоростях”, Изд. 
Haука. -1975. - 424c. 
ABSTRACT 
APPLICATION OF AN ADAPTIVE CONTROL ENHANCE FLIGHT SAFETY 
FOR SMALL-SIZED UAV IN TURBULENCE CONDITIONS 
In this paper, the authors used the adaptive control algorithm with follow-
up model according to g-load factor combined with speed control algorithm 
to control unmanned aerial vehicle (UAV) flying in turbulent wind 
conditions. Survey results on the computer with UAV hipothetical model 
show that the application of adaptive control algorithm according to g-load 
factor and speed control algorithm are very effective, the angle of attack and 
g-load factor are much reduced, significantly improving the UAV flight 
safety. 
Keywords: Wind turbulence, UAV, Adaptive control. 
Nhận bài ngày 15 tháng 6 năm 2016 
Hoàn thiện ngày 20 tháng 8 năm 2016 
Chấp nhận đăng ngày 05 tháng 9 năm 2016 
Địa chỉ: 1 Học viện Kỹ thuật quân sự; 
 2 Viện Tên lửa; 
 3 Học viện Phòng không – Không quân; 
 * Email: dcongvu1981@gmail.com;