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: cuongnd45@gmail.com 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 Ký hi ệ u Đơn v ị Ý ngh ĩa , c l z x m m   Các h ệ s ố hi ệ u qu ả c ủ 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 ậ n t ố c góc không thứ nguyên. , , x x z z x y m m m    Các đ ạ o hàm khí đ ộ ng . n z Giá tr ị quá t ả 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.  y M Sai s ố theo đ ộ cao.  V y m/s Sai s ố v ậ n t ố c th ẳ ng đ ứ ng . 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 d ị u c ủ a kênh dọc. Fuzzy hàm phi tuy ế n đư ợ c thi ế t lập bằng logic mờ. * y V m/s Giá tr ị mong mu ố n thành phần vận tốc thẳng đứng. n y Quá t ả i pháp tuy ế n . * H m Giá tr ị đ ộ cao mong mu ố n . *  rad Góc nghiêng qu ỹ đ ạ o mong muốn. V m/s V ậ n t ố c bay . T N L ự c kéo . * 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 (bộ điều khiển) tỷ lệ - tích phân – vi phân. 1. Mở đầu Chúng ta biết rằng các máy bay không người lái (UAV) cỡ nhỏ được ứng dụng rất rộng rãi, đặc biệt trong việc quan sát từ xa để thực hiện các nhiệm vụ quân sự cũng như dân sự [1]. Việc đảm bảo cất hạ cánh không cần sân bay, ví dụ cất cánh từ máy phóng và hạ cánh bằng dù, có một ý nghĩa quan trọng đối với UAV. Một việc quan trọng nữa đó là khả năng duy trì độ cao và vận tốc bay định trước mà không gây ra dao động tư thế trong không gian của UAV, đặc biệt khi quan sát bằng thiết bị quang điện tử và chỉ thị mục tiêu, mà không cần đến thiết bị ổn định bằng con quay đắt tiền. Trong bài báo này xem xét mô hình toán vòng điều khiển bay khép kín của UAV giả định cỡ nhỏ được phóng tự động từ máy phóng và sau đó bay ôtônôm theo chương trình định trước. Việc hạ cánh của UAV dự kiến thực hiện bằng dù và trong bài báo này không đề cập đến. Đặc điểm phối trí của UAV giả định này đó là sự bố trí cụm động cơ có cánh quạt nằm trên phần đuôi đứng (hình 1). Phối trí này có những ưu điểm rõ rệt: không cản trở tầm quan sát của thiết bị quang điện tử, giảm xác suất hư hại cánh quạt khi hạ cánh, tăng khả năng làm mát động cơ bằng dòng khí giúp cho động cơ làm việc tin cậy khi bay trong thời gian dài dưới ánh nắng mặt trời, tăng khả năng làm việc của đuôi ngang ở vận tốc bay thấp. Tuy nhiên, sơ đồ phối trí như vậy cũng gây ra một số khó khăn 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. 2. Mô hình toán vòng điều khiển kín của UAV cỡ nhỏ có các bộ điều khiển mờ cải biên 2.1. Mô hình đối tượng điều khiển (UAV) Chuyển động không gian của phương tiện bay cứng tuyệt đối trong môi trường khí quyển không bị nhiễu động như là đối tượng điều khiển được mô tả bằng hệ phương trình vi phân phi tuyến quen thuộc [5]. Trong các phương trình này có bổ sung thêm mô men phản lực và mô men con quay do cánh quạt gây ra. Giả thiết rằng tầm hoạt động của UAV là khá nhỏ vì vậy có thể bỏ qua độ cong và chuyển động quay của Trái đất. Để tránh phải giải trực tiếp hệ phương trình lượng giác liên hệ giữa các góc đặc trưng cho tương quan vị trí của các hệ tọa độ khác nhau, đã sử dụng phương pháp được trình bày trong công trình [6], bản chất của phương pháp này là xác định các góc trực tiếp từ định nghĩa của chúng và sử dụng đại số tuyến tính. Các hệ số khí động cơ bản được xác định bằng phần mềm ANSYS CFX [7], 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 ( lc xz mm  , …) và các đạo hàm khí động khác ( y 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 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. Tiếp tục 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 T tđ = 0,015s. 2.3. Thuật toán điều khiển bay bằng các bộ điều khiển mờ cải biên Giả thiết rằng cần phải đảm bảo phóng tự động UAV và sau đó duy trì chương trình định sẵn theo độ cao, vận tốc và góc cren. Như vậy cần phải có 4 kênh điều khiển: kênh điều khiển độ cao, kênh điều khiển vận tốc, kênh điều khiển góc cren và kênh điều khiển cánh lái hướng. Kênh cuối cùng cần thiết để khử góc trượt cạnh theo tín hiệu quá tải ngang (tương tự như điều khiển “viên bi” bằng bàn đạp trên các máy bay có người lái). Kết quả mô phỏng trên máy tính cho thấy rằng đối với kênh này chỉ cần sử dụng thuật toán điều khiển tỷ lệ: zh 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 chưa tính đến sự hiện diện của dao động góc và trong phương tiện bay giả định này đã có thể bỏ qua ảnh hưởng của việc điều khiển động cơ đến mô men chúc ngóc. Trong công trình [4] đã xem xét UAV có phối trí thông thường, không có cụm động lực được bố trí trên cao, còn bài toán phóng tự động hoàn toàn chưa được xem xét. Kênh điều khiển độ cao Ngoài việc sử dụng bộ điều khiển mờ thông thường tương tự như bộ điều khiển được trình bày trong [3], theo đó giá trị mong muốn của góc lệch cánh lái độ cao * c  là hàm phi tuyến của sai số theo độ cao y  và thành phần vận tốc thẳng đứng y V , các tác giả còn phải bổ sung thêm 2 thành phần vào luật điều khiển. Thành phần bổ sung đầu tiên là giá trị cân bằng (gần đúng) của góc lệch cánh lái độ cao cbb  nhận được bằng cách giải hệ phương trình đại số tuyến tính quen thuộc về cân bằng lực và mô men khi bay bằng ở độ cao và vận tốc bay đã định có tính đến mô men bổ nhào do 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 k - hệ số cản dịu của kênh dọc. Rõ ràng rằng, | * c  | bị giới hạn bởi một giá trị cực đại maxc  nào đó. Trong thời gian phóng từ máy phóng, độ lệch ban đầu của cánh lái độ cao được duy trì ở giá trị lớn nhất khi mà góc tấn chưa quá lớn. Điều này là cần thiết để cân bằng mô men bổ nhào do cánh quạt hoạt động với công suất lớn nhất gây ra. Giới hạn góc tấn được thực hiện theo kênh của cảm biến quá tải pháp tuyến у n và bằng cách thay đổi đồng thời giá trị mong muốn của thành phần vận tốc thẳng đứng * y V theo quy luật thời gian: 498 Nguyễn Đức Cương, Phan Văn Chương, Hoàng Anh Tú VCM2012 ),( * yy ntfV  (3) 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 y / .)(2 ** *     (5) Ở đây fuzzy2 - hàm phi tuyến của sai số theo vận tốc nhận được bằng logic mờ; mg – trọng lượng của UAV; *  - góc nghiêng quỹ đạo mong muốn; V - vận tốc bay Rõ ràng T bị hạn chế bởi các giá trị lớn nhất và nhỏ nhất minmax ,TT . Các giá trị này phụ thuộc vào độ cao và vận tốc bay hiện thời. Việc điều khiển lực kéo T của cánh quạt (thông qua vị trí cửa ga) được xem là tức thời không có giữ chậm theo thời gian. Trong thời gian phóng từ máy phóng, vị trí ban đầu của cần điều khiển ga nằm ở giá trị cực đại cho đến khi đạt được vận tốc hành trình, sau đó vận tốc hành trình sẽ được duy trì bằng quy luật điều khiển lực kéo (5). 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  | maxl   Ở đây các ký hiệu tương tự như các ký hiệu trong biểu thức (2). 3. Kết quả mô phỏng trên máy tính và thảo luận Trên các hình 2…9 đưa ra sự phụ thuộc của các tham số chuyển động của UAV giả định theo thời gian trong quá trình phóng tự động và lấy độ cao. Khi rời khỏi máy phóng chúng ta thấy rất rõ sự chúi mạnh xuống dưới ( z  đạt đến giá trị -50 … - 60 độ/s) cùng với sự tiến động theo phương ngang ( y  đạt đến giá trị 20 độ/s). Quá trình phóng tiếp theo diễn ra khá nhẹ nhàng và không bị vào chế độ nguy hiểm theo góc tấn và theo độ cao (hình 3 và 4). H2. Sự thay đổi các vận tốc góc của máy bay theo thời gian H3. Sự thay đổi góc tấn của máy bay theo thời gian H4. Sự thay đổi độ cao của máy bay theo thời gian Tuyển tập công trình Hội nghị Cơ điện tử toàn quốc lần thứ 6 499 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 đường gạch chấm thể hiện giá trị mong muốn. H7. Sự thay đổi góc lệch cánh lái độ cao theo thời gian Lực kéo của cánh quạt (hình 8) ban đầu có giá trị lớn nhất phụ thuộc vào vận tốc của dòng khí, sau đó được điều chỉnh để duy trì V=const. Các “đỉnh” tức thời của lực kéo T tương ứng với các bậc thay đổi vận tốc thẳng đứng mong muốn (hình 5). Sau những dao động ban đầu khi rời máy phóng các góc chúc ngóc, góc cren và góc hướng    ,, nhanh chóng ổn định (hình 9). H8. Sự thay đổi lực kéo của cánh quạt theo thời gian H9. Sự thay đổi các góc nghiêng của máy bay theo thời gian Bức tranh biến đổi của các tham số chuyển động trên đây nhận được khi giá trị ổn định tĩnh dọc ∂mz/∂Cy =0. Bức tranh nói trên không có những “đột biến” đặc biệt nào khi hệ số ổn định tĩnh dọc ∂mz/∂Cy =-0,05 và -0,15 (tương đương dịch chuyển trọng tâm khoảng 5 cm), nghĩa là quá trình phóng tự động khi đó vẫn ổn định (về mặt kỹ thuật) trong điều kiện hệ số ổn định tĩnh dọc thay đổi rất nhiều. H10. Sự thay đổi độ cao của máy bay theo thời gian 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 khiển mờ cải biên đã trình bày ở trên) của góc lệch cánh lái độ cao. Giá trị thực tế của góc lệch gần như trùng khít với giá trị mong muốn do có sự điều chỉnh nhanh của các truyền động servo. Lực kéo của cánh quạt (hình 14) về cơ bản được điều khiển “trơn tru” để duy trì V=const. Những “đỉnh” tức thời của lực kéo T tương ứng với các bậc thay đổi vận tốc thẳng đứng mong muốn, và nó cũng tương ứng với các “đỉnh” góc lệch cánh lái độ cao để cân bằng mô men bổ nhào do cánh quạt gây ra và để thay đổi góc nghiêng quỹ đạo. Ta nhận thấy vận tốc V (hình 12) có tăng đôi chút khi bay xuống với vận tốc thẳng đứng lớn (-5 m/s). Điều này là vì trong UAV giả định này không có tấm giảm tốc khi động cơ đã được giảm ga hoàn toàn. Các góc chúc ngóc, góc cren và góc hướng    ,, sau những dao động nhất định khi thay đổi giá trị mong muốn * y V đã nhanh chóng ổn định (hình 15). H14. Sự thay đổi lực kéo của cánh quạt theo thời gian H15. Sự thay đổi các góc nghiêng của máy bay theo 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. [2]. HaiYang Chao, YongCan Cao, and YangQuan Chen . Autopilots for Small Unmanned Aerial Vehicles A Survey/ International Journal of Control, Automation and Systems. - 2010. - № 8. - С. 36-44. [3]. Лысенко Л.Н., Кыонг Н.Д., Ты Ф.В. Интерактивный синтез законов управления движением летательных аппаратов в условиях неопределенности на основе теории нечетких множеств/ Полет. - 2000. - № 5. - С. 38-45. [4]. Sefer Kurnaz, Omer Cetin, Okyay Kaynak. Fuzzy Logic Based Approach to Design of Flight Control and Navigation Tasks for Autonomous Unmanned Aerial Vehicles/ J Intell Robot Syst. - 2009. № 54. - С. 229-244. [5]. Лебедев А.А., Чернобробкин Л.С Динамика полета беспилотных летательных аппаратов / Москва. Машиностроение - 1973. - 615c. [6] Lâm Văn Điệt, Phạm Vũ Uy,“Phương pháp giải các phương trình lượng giác trong bài toán chuyển động của khí cụ bay”, Tạp chí Nghiên cứu KHKT và CNQS, Trung tâm KHKT-CNQS số 18, tháng 3/2007, tr. 14-20. [7]. http://www.ansys.com/Products/Simulation+ Technology/ Fluid+Dynamics/ANSYS+CFX [8]. Белоцерковский С.М., Скрипач Б.К. Aэродинамические производные летательного аппарата и крыла при 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. TS Hoàng Anh Tú sinh năm 1964. Ông nhận bằng kỹ sư máy bay - động cơ 1997, bằng Th.S Kỹ thuật máy bay và thiết bị bay năm 2001 tại Học viện PK-KQ, bằng TS Cơ học kỹ thuật 2010 tại Học viện KTQS. Hiện là trưởng bộ môn Máy bay – Động cơ, Khoa Kỹ thuật hàng không, Học viện PK-KQ. Hướng nghiên cứu chính là Cơ học kết cấu, Khí động học và Động lực bay. . 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. 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. trình sẽ được duy trì bằng quy luật điều khiển lực kéo (5). 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