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;