Nghiên cứu nâng cao độ chính xác hệ thống dẫn đường quán tính có đế ứng dụng trong điều khiển thiết bị bay không người lái

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

BỘ QUỐC PHÒNG

VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ

LÊ TUẤN ANH

NGHIÊN CỨU NÂNG CAO ĐỘ CHÍNH XÁC
HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QN TÍNH CĨ ĐẾ ỨNG DỤNG
TRONG ĐIỀU KHIỂN THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

HÀ NỘI – 2021


BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

BỘ QUỐC PHÒNG

VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ

LÊ TUẤN ANH

NGHIÊN CỨU NÂNG CAO ĐỘ CHÍNH XÁC
HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QN TÍNH CĨ ĐẾ ỨNG DỤNG
TRONG ĐIỀU KHIỂN THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI

Chuyên ngành:

Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa

Mã số:

9 52 02 16

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:
1. GS.TSKH Nguyễn Công Định
2. TS. Phan Tương Lai

HÀ NỘI - 2021


i
LỜI CAM ĐOAN

Tơi cam đoan đây là cơng trình nghiên cứu của tôi. Các số liệu, kết quả
trong luận án là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ cơng
trình nào khác, các dữ liệu tham khảo được trích dẫn đầy đủ.
Hà nội, ngày

tháng

Người cam đoan

NCS Lê Tuấn Anh

năm 2021

ii
LỜI CẢM ƠN

Cơng trình nghiên cứu này được thực hiện tại Viện Tên lửa và Viện Tự
động hoá kỹ thuật quân sự, thuộc Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự - Bộ
Quốc phịng.
Tơi bày tỏ sự biết ơn sâu sắc tới tập thể cán bộ giáo viên hướng dẫn khoa
học: GS.TSKH Nguyễn Công Định và TS. Phan Tương Lai đã trực tiếp
hướng dẫn, tận tình chỉ bảo, tạo điều kiện tốt nhất để tơi có thể hồn thành được
luận án này.
Tôi chân thành cảm ơn Ban giám đốc Viện Khoa học và Cơng nghệ Qn
sự, Thủ trưởng Phịng Đào tạo, Thủ trưởng Viện Tự động hoá Kỹ thuật quân
sự, Thủ trưởng Viện Tên lửa đã tạo điều kiện thuận lợi giúp tơi có thể hồn
thành nhiệm vụ và đạt kết quả mong muốn.
Tôi chân thành cảm ơn các nhà khoa học, các cán bộ nghiên cứu trong
Viện Tên lửa, Viện Tự động hóa Kỹ thuật quân sự đã có những đóng góp q
giá trong q trình nghiên cứu.
Xin chân thành cám ơn các Thầy giáo, các nhà Khoa học và gia đình cùng
bạn bè đồng nghiệp đã quan tâm, cổ vũ, đóng góp nhiều ý kiến quý báu, và tạo
điều kiện tốt nhất cho tôi thực hiện luận án này.


iii
MỤC LỤC
Trang
DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT ................................................................. V
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ........................................................................................................ IX
MỞ ĐẦU ............................................................................................................................................ 1

CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH TRÊN UAV ....... 6

1.1. Tổng quan về UAV ........................................................................................ 6
1.2. Tổng quan về hệ thống dẫn đường qn tính có đế ................................... 7
1.2.1. Các hệ toạ độ dùng trong dẫn đường quán tính ............................................ 8
1.2.2. Phân loại GINS ........................................................................................... 10
1.2.3. Đế ổn định trong GINS ............................................................................... 16
1.2.4. Mơ hình sai số của GINS ............................................................................ 20
1.3. Tình hình nghiên cứu trong và ngồi nước có liên quan ......................... 25
1.3.1. Tình hình nghiên cứu có liên quan ở nước ngồi ....................................... 25
1.3.2. Tình hình nghiên cứu có liên quan ở trong nước. ....................................... 27
1.4. Đặt bài toán cần giải quyết.......................................................................... 29
1.5. Kết luận chương 1 ........................................................................................ 32
CHƯƠNG 2: NÂNG CAO ĐỘ CHÍNH XÁC GINS.................................................................... 34

2.1. Đặc tính động học hệ thống ổn định đế...................................................... 34
2.2. Khảo sát, tổng hợp hệ thống ổn định con quay lực một trục .................. 36
2.2.1. Nguyên lý ổn định hệ thống con quay lực một trục ................................... 36
2.2.2. Mơ hình tốn chuyển động của đế ổn định một trục .................................. 40
2.3. Nâng cao độ độ ổn định đế GINS bằng phương pháp loại bỏ các tác động
xen kênh ............................................................................................................... 48
2.3.1. Ảnh hưởng và biện pháp khắc phục tác động xen kênh giữa các trục ....... 49
2.3.2. Ảnh hưởng và biện pháp khắc phục tác động xen kênh giữa các trục đối với
hệ ổn định ba trục ...................................................................................................... 55
2.4. Nâng cao độ ổn định đế GINS bằng sử dụng bộ hấp thụ rung................ 62
2.4.1. Đặc tính biên độ-tần số của hệ thống ổn định đế ........................................ 62
2.4.2. Nâng cao độ ổn định đế bằng thiết bị hấp thụ rung có tính chất nhớt ........ 65
2.4.3. Nâng cao độ ổn định đế bằng thiết bị hấp thụ rung động lực ..................... 69
2.3.4. Tối ưu tham số bộ hấp thụ rung động lực có tính chất nhớt ....................... 73
2.4. Kết luận chương 2 ........................................................................................ 78

CHƯƠNG 3: THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN UAV SỬ DỤNG GINS ĐÃ HIỆU CHỈNH ....... 80

3.1. Mô hình tốn chuyển động của UAV trong khơng gian .......................... 81


iv
3.1.1. Các hệ tọa độ sử dụng trong mơ hình động lực học bay của UAV ............ 81
3.1.2. Ma trận chuyển đổi giữa các hệ tọa độ ....................................................... 82
3.1.3. Mô hình tốn động lực học của UAV ......................................................... 83
3.2. Xây dựng thuật toán tổng hợp lệnh điều khiển cho UAV theo các kênh 91
3.2.1. Kênh chuyển động ngang ........................................................................... 91
3.2.2. Kênh chuyển động dọc ............................................................................... 94
3.2.3.Tính tốn xây dựng hàm truyền của hệ thống điều khiển theo kênh chuyển
động trong các chế độ bay ......................................................................................... 97
3.2.4. Thiết kế bộ điều khiển PID theo các kênh ................................................ 104
3.3. Thuật toán tổng hợp bộ điều khiển PID thích nghi theo mơ hình mẫu cho
UAV trên cơ sở luật MIT và lý thuyết ổn định Lyapunov ............................ 108
3.3.1. Thuật toán tổng hợp lệnh điều khiển ổn định góc cren sử dụng bộ điều khiển
PID thích nghi theo mơ hình mẫu trên cơ sở luật MIT và lý thuyết ổn định Lyapunov
................................................................................................................................. 109
3.3.2. Thiết kế bộ điều khiển ổn định góc cren UAV sử dụng bộ điều khiển PID
thích nghi ................................................................................................................. 112
3.4. Thiết kế bộ điều khiển LQR cho UAV trên kênh dọc trục dựa trên phương
pháp điều khiển thích nghi theo mơ hình mẫu với bộ dự báo trạng thái .... 119
3.4.1. Bộ điều khiển LQR kênh dọc trục ............................................................ 119
3.4.2. Điều khiển thích nghi theo mơ hình mẫu sử dụng bộ dự báo trạng thái .. 120
3.5. Kết luận chương 3 ...................................................................................... 129
CHƯƠNG 4: MƠ PHỎNG THUẬT TỐN NÂNG CAO ĐỘ CHÍNH XÁC GINS ỨNG DỤNG
VÀO BÀI TOÁN ĐIỀU KHIỂN UAV ........................................................................................ 130

4.1. Mơ phỏng, đánh giá thuật tốn ổn định đế ............................................. 130
4.1.1. Loại bỏ tác động xen kênh ........................................................................ 130
4.1.2. Khử rung, xóc bằng cách áp dụng bộ hấp thụ rung ............................ 133
4.2. Mơ phỏng q trình tự động điều khiển và ổn định UAV ..................... 135
4.2.1. Tổng hợp vòng điều khiển kín trên các kênh............................................ 135
4.2.2. Xây dựng bộ điều khiển PID và LQR thích nghi trên các kênh ............... 142
4.3. Kết luận chương 4 ...................................................................................... 151
KẾT LUẬN .................................................................................................................................... 153
DANH MỤC CÁC CƠNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CƠNG BỐ ........................................... 155
TÀI LIỆU THAM KHẢO ............................................................................................................ 156


v
DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT
1. Danh mục các ký hiệu
Ký hiệu

Ý nghĩa

Thứ nguyên



Góc tấn.

[rad]



Góc trượt cạnh.

[rad]

e

Góc lệch cánh lái elevator của TBB

[rad]

a

Góc lệch cánh lái aileron của TBB

[rad]

a*

Hằng số hàm truyền động lực học kênh dạt sườn

[]

a*

Hằng số hàm truyền động lực học kênh dạt sườn

[]

aV*

Hằng số hàm truyền động lực học kênh dọc

[]

b

Độ dài sải cánh TBB

[m]

Hệ số lực nâng, hệ số lực cản tác động lên máy bay

[]

Hệ số lực dạt sườn (trượt cạnh)

[]

Fthrust

Lực đẩy động cơ TBB

[]

L, M, N

Các mơ men khí động tác dụng lên TBB trong hệ
tọa độ liên kết

[N.m]

g

Gia tốc trọng trường.

[m/s2]

m

Khối lượng khí cụ bay.

[kg]

P

Lực đẩy động cơ.

[N]

V

Vectơ vận tốc tâm khối máy bay

pn

Vị trí của UAV theo trục Ox trong hệ tọa độ quán
tính F i

[m]

pe

Vị trí của UAV theo trục y trong hệ tọa độ quán
tính F i

[m]

pd

Vị trí của UAV theo trục z trong hệ tọa độ quán
tính F i

[m]

u

Vận tốc thẳng của UAV theo trục x trong hệ tọa độ
liên kết F b

[m/s]

CL , CD
Cm

[m/s]


vi

v

Vận tốc thẳng của UAV theo trục y trong hệ tọa độ
liên kết F b

[m/s]

w

Vận tốc thẳng của UAV theo trục z trong hệ tọa độ
liên kết F b

[m/s]



Góc cren đối với hệ tọa độ bay-2 F v 2

[rad]



Góc chúc ngóc đối với hệ tọa độ bay-1 F v1

[rad]



Góc hướng đối với hệ tọa độ mặt đất di động F v

[rad]

p
q
r
J

Vận tốc góc quanh trục x trong hệ tọa độ liên kết
Fb

Vận tốc góc quanh trục y trong hệ tọa độ liên kết
Fb
Vận tốc góc quanh trục z trong hệ tọa độ liên kết
Fb
Ma trận mơ mem qn tính đối của UAV

[rad/s]
[rad/s]
[rad/s]
[N.m2]

fx

Tổng ngoại lực tác dụng lên UAV theo trục x trong
hệ tọa độ liên kết F b

[N]

fy

Tổng ngoại lực tác dụng lên UAV theo trục y trong
hệ tọa độ liên kết F b

[N]

R ij

Ma trận chuyển đổi từ hệ tọa độ j sang hệ tọa độ i

[]

l

Hệ số mô-men cren so với trục 0x

[N.m]

n

Hệ số mơ men chúc ngóc so với trục 0z

[N.m]

Va

Tốc độ bay của TBB so với mơi trường khơng khí
khi chưa bị nhiễu động (véc-tơ khơng tốc)

[m/s]



Vĩ độ của TBB trong hệ quy chiếu trái đất

[rad]

λ

Kinh độ của TBB trong hệ quy chiếu trái đất

[rad]

Kc

Hệ số truyền mạch khuếch đại động cơ ổn định

2. Danh mục các chữ viết tắt
Ký hiệu
BKD
b-frame

Ý nghĩa
Bộ khuếch đại
Hệ tọa độ liên kết

[]


vii

CBG

Cảm biến góc

CBM

Cảm biến mơ-men

CBL

Cảm biến lệnh

DCO

Động cơ ổn định

DCM

Ma trận cosin chỉ phương

DOF

Degree of freedom (Bậc tự do)

ĐKTNMHC Điều khiển thích nghi theo mơ hình mẫu
ENU
e-frame
FE
GINS
HTDĐQT

Đơng - Bắc - Hướng lên trên

Hệ quy chiếu Trái đất
ước lượng sai số cảm biến
Gimbal Inertial Navigation System
(Hệ thống dẫn đường quán tính có đế)
Hệ thống dẫn đường qn tính

IMU

Khối đo lường qn tính

i-frame

Hệ quy chiếu quán tính

M

Số Mach

MEMS

Con quay vi cơ điện tử

MTTK

Máy tính trên khoang

MBKNL

Máy bay khơng người lái

n-frame

Hệ quy chiếu địa lý

(xe, ye, ze)

Tọa độ của TBB trong hệ quy chiếu Trái đất

(xi, yi, zi)

Tọa độ của TBB trong hệ quy chiếu quán tính

SINS
TBBKNL
UAV

Strapdown Inertial Navigation System
(Hệ thống dẫn đường qn tính khơng đế)
Thiết bị bay khơng người lái
Unmaned Aerial Vehicle
Máy bay không người lái, MBKNL


viii
DANH MỤC CÁC BẢNG
Trang
Bảng 2.1. Các tham số ban đầu của hệ thống đế ổn định ............................... 44
Bảng 3.1. Sự phụ thuộc các hệ số khí động theo góc tấn α ............................ 88
Bảng 3.2. Tính tốn đạo hàm của các hệ số khí động..................................... 88
Bảng 3.3. Sự phụ thuộc CY , Cl , Cn vào góc trượt cạnh  .............................. 89







Bảng 3.4. Các tham số khí động được tính bằng Digital Datcom .................. 90
Bảng 3.5. Các đạo hàm hệ số khí động tính bằng Digital Datcom ................ 90
Bảng 3.6. Các tham số ban đầu của UAV..................................................... 125
Bảng 3.7. Tham số máy lái............................................................................ 126
Bảng 4.1. Tham số mơ hình ngẫu nhiên Dryden: ......................................... 145


ix

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ
Trang
Hình 1.1. Sơ đồ ngun lý điển hình của UAV ...................................................................... 7
Hình 1.2. Hệ toạ độ qn tính ............................................................................................... 9
Hình 1.3. Hệ tọa độ cố định tâm trái đất ............................................................................... 9
Hình 1.4. Hệ tọa độ địa tâm................................................................................................... 9
Hình 1.5. Hệ tọa độ dẫn đường ........................................................................................... 10
Hình 1.6. Sơ đồ nguyên lý GINS dạng giải tích ................................................................... 11
Hình 1.7. Xác định tọa độ dẫn đường  ,  ......................................................................... 13
Hình 1.8. Sơ đồ ngun lý HTDĐQT có đế dạng hình học ................................................. 14
Hình 1.9. Sơ đồ chức năng HTDĐQT có đế dạng bán giải tích .......................................... 15
Hình 1.10. Sơ đồ động học hệ thống ổn định dạng chỉ thị .................................................. 17
Hình 1.11. Sơ đồ động học đế ổn định con quay ba trục ..................................................... 19
Hình 2.1. Hệ thống ổn định con quay ba trục trực giao ...................................................... 35
Hình 2.2. Sơ đồ động học hệ thống ổn định đế một trục ..................................................... 37

Hình 2.3. Sơ đồ động học hệ thống ổn định đế một trục ở bước thứ nhất ........................... 37
Hình 2.4. Sơ đồ động học của bước ổn định thứ hai ........................................................... 38
Hình 2.5. Sơ đồ khối hệ thống ổn định đế bước hai ............................................................ 39
Hình 2.6. Sơ đồ nguyên lý đế ổn định một trục ở giai đoạn ổn định thứ ba ........................ 40
Hình 2.7. Các hệ trục tọa độ ................................................................................................ 41
Hình 2.8. Sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển kín hệ thống ổn định một trục ........................... 42
Hình 2.9. Sơ đồ cấu trúc hệ thống hở đế ổn định một trục .................................................. 43
Hình 2.10. Đặc tính biên độ - tần số của hàm truyền mạch hở ........................................... 45
Hình 2.11. Đặc tính biên độ tần số của hệ thống sau khi hiệu chỉnh sớm pha lần một và lần
hai ........................................................................................................................................ 46
Hình 2.12. Đặc tính biên độ tần số của hệ thống sau khi hiệu chỉnh sớm pha lần ba ........ 47
Hình 2.13. Đáp ứng hệ thống khi sử dụng phương pháp hiệu chỉnh sớm pha .................... 47
Hình 2.14. Sơ đồ cấu trúc hệ thống hai trục ảnh hưởng tác động xen kênh ....................... 50
Hình 2.15. Sơ đồ cấu trúc hệ thống ổn định một trục chưa ổn định.................................... 50
Hình 2.16. Sơ đồ cấu trúc hệ thống hai trục ảnh hưởng tác động xen kênh ....................... 51
Hình 2.17 . Góc tiến động β và góc quay đế ổn định α khi có tác động xen kênh ............... 52
Hình 2.18. Sơ đồ cấu trúc tổng quát hệ ổn định hai trục khi có tác động xen kênh ................ 52
Hình 2.19. Sơ đồ cấu trúc tổng quát hệ ổn định hai trục loại bỏ tác động xen kênh .......... 53
Hình 2.20. Sơ đồ cấu trúc thực hiện việc loại bỏ tác động xen kênh trong hệ thống đế ổn
định hai trục ......................................................................................................................... 54
Hình 2.21. Góc tiến động β và góc quay đế ổn định α khi khử tác động xen kênh ............. 54
Hình 2.22. Sơ đồ cấu trúc đế ba trục chịu ảnh hưởng của tác động xen kênh .................... 56
Hình 2.23. Góc tiến động β và góc quay đế α khi có tác động xen kênh ............................. 56
Hình 2.24. Sơ đồ cấu trúc đế ba trục trực giao có tác động xen kênh ................................ 57


x
Hình 2.25 . Sơ đồ cấu trúc rút gọn thực hiện loại bỏ tác động xen kênh của đế ba trục .... 57
Hình 2.26. Sơ đồ cấu trúc với phương án loại bỏ các tác động chéo giữa các trục ổn định
............................................................................................................................................. 59

Hình 2.27. Góc tiến động  i và góc quay đế  i sau khi loại bỏ tác động xen kênh ba trục
của cơ cấu đế ....................................................................................................................... 59
Hình 2.28. Sơ đồ động học bộ định phương thẳng đứng ..................................................... 63
Hình 2.29. Đặc tính biên độ - tần số hệ thống ổn định đế khi K tiến tới không .................. 65
Hình 2.30. Sơ đồ động học hệ thống ổn định một trục sử dụng bộ hấp thụ rung. ............... 66
Hình 2.31. Đặc tính biên độ tần số của bộ hấp thụ rung..................................................... 68
Hình 2.32. Đặc tính q độ góc lệch đế ổn định: .................................................................. 69
Hình 2.33. Sơ đồ động học đế ổn định một trục .................................................................. 70
Hình 2.34. Đặc tính biên-độ tần số của hệ tương ứng với các tham số của bộ hấp thụ rung
khác nhau ............................................................................................................................. 73
Hình 2.35. Đặc tính biên độ-tần số của hệ thống ổn định với thiết bị hấp thụ rung có hệ số
đàn hồi ................................................................................................................................. 75
Hình 2.36. Mơ phỏng hệ thống ổn định đế bằng phương pháp hấp thụ rung động lực trong
môi trường nhớt ................................................................................................................... 76
Hình 2.37. Đặc tính biên độ tần số hệ thống ổn định khi sử dụng đồng thời năm thiết bị
hấp thụ rung ......................................................................................................................... 78
Hình 3.1. Sơ đồ cấu trúc hệ thống điều khiển kín TBB........................................................ 80
Hình 3.2. Các hệ tọa độ sử dụng trong mơ hình động lực học bay UAV ............................ 82
Hình 3.3. Phân bơ áp suất trên bề mặt UAV ....................................................................... 87
Hình 3.4. Biểu đồ phân bố áp suất tại mặt phẳng đối xứng UAV ....................................... 87
Hình 3.5. Biểu đồ phân bố áp suất tại mặt cắt của cánh UAV ............................................ 88
Hình 3.6. Biểu đồ phân bố vận tốc tại mặt phẳng đối xứng của Orbiter 2 ......................... 88
Hình 3.7. Mơ hình xác định mơ men quán tính của Orbiter đối với trục Oz ....................... 91
Hình 3.8. Sơ đồ khối động học góc cren. Đầu vào là góc lệch  a và nhiễu d 2 ............... 98
Hình 3.9. Sơ đồ khối động học góc hướng........................................................................... 99
Hình 3.10. Sơ đồ khối cho hàm truyền từ góc lệch  e đến góc chúc ngóc. ...................... 101
Hình 3.11. Sơ đồ khối cho động lực học độ cao h ............................................................ 101
Hình 3.12. Sơ đồ khối động lực học vận tốc máy bay đã được tuyến tính hóa quanh điểm
ổn định. .............................................................................................................................. 103
Hình 3.13. Vịng điều khiển trong kênh chuyển động ngang ............................................. 104

Hình 3.14. Vịng ổn định góc cren ..................................................................................... 104
Hình 3.15. Sơ đồ khối mơ hình vịng ổn định góc hướng .................................................. 106
Hình 3.16. Sơ đồ vịng ổn định độ cao h. ........................................................................... 107
Hình 3.17. Sơ đồ vịng ổn định góc chúc ngóc .................................................................. 108
Hình 3.18. Sơ đồ cấu trúc hệ thống điều khiển thích nghi theo mơ hình mẫu ................... 109
Hình 3.19. Sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển kín góc roll UAV............................................ 112
Hình 3.20. Sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển ổn định góc cren UAV sử dụng bộ điều khiển
PID thích nghi theo mơ hình mẫu ...................................................................................... 114


xi
Hình 3.21. Tín hiệu đặt dạng xung vng biên độ bằng 4, chu kỳ xung 100 giây, độ rộng
xung 40, pha ban đầu bằng 0 ............................................................................................. 114
Hình 3.22. Tín hiệu đầu ra của hệ thống so với mơ hình mẫu khi sử dụng luật MIT và lý
thuyết ổn định Lyapunov trường hợp 1 .............................................................................. 116
Hình 3.23. Các tham số bộ điều khiển PID thích nghi trường hợp 1 ................................ 116
Hình 3.24. Sai số bám của hệ thống ổn định góc cren UAV trường hợp 1 ....................... 117
Hình 3.25. Tín hiệu đầu ra của hệ thống so với mơ hình mẫu khi sử dụng luật MIT và lý
thuyết ổn định Lyapunov trường hợp 2 .............................................................................. 117
Hình 3.26. Các tham số bộ điều khiển PID thích nghi trường hợp 2 ................................ 118
Hình 3.27. Sai số bám của hệ thống ổn định góc cren UAV trường hợp 2 ....................... 118
Hình 3.28. Sơ đồ hệ thống điều khiển kín của TBB sử dụng bộ điều chỉnh tồn phương
LQR .................................................................................................................................... 119
Hình 3.29. Sơ đồ cấu trúc vịng điểu khiển kín theo mơ hình mẫu với bộ dự báo trạng thái
........................................................................................................................................... 123
Hình 3.30. Sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển thích nghi UAV theo mơ hình mẫu trên các kênh
........................................................................................................................................... 124
Hình 3.31. Sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển thích nghi theo mơ hình mẫu kênh dọc trục UAV
........................................................................................................................................... 126
Hình 3.32. Sơ đồ cấu trúc bộ điều khiển thich nghi theo mơ hình mẫu kênh dọc UAV..... 126

Hình 3.33. Sơ đồ cấu trúc bộ dự báo trạng thái hệ thống ĐKTN theo MHC .................... 127
Hình 3.34. Sơ đồ cấu trúc luật thích nghi BĐKTN theo MHC kênh dọc UAV .................. 127
Hình 3.35. Ước lượng thích nghi biến trạng thái theo mơ hình mẫu kênh dọc trục .......... 128
Hình 3.36. Tín hiệu điều khiển thích nghi theo mơ hình mẫu kênh dọc trục UAV ............ 128
Hình 3.37. Các tham số thích nghi theo mơ hình mẫu kênh dọc trục UAV ....................... 129
Hình 4.1. Sơ đồ mơ phỏng tín hiệu ổn định ba trục có tác động xen kênh ........................ 131
Hình 4.2. Góc tiến động βi và góc quay đế αi ảnh hưởng tác động xen kênh .................... 131
Hình 4.3. Sơ đồ mơ phỏng tín hiệu ổn định ba trục ........................................................... 132
Hình 4.4. Góc tiến động βi và góc quay đế αi đã loại bỏ tác động xen kênh ..................... 132
Hình 4.5. Sơ đồ cấu trúc hệ thống ổn định đế với thiết bị hấp thụ rung động lực ............ 133
Hình 4.6. Đặc tính q độ góc lệch đế ổn định ................................................................. 133
Hình 4.7. Sơ đồ cấu trúc hệ thống ổn định đế với thiết bị hấp thụ rung động lực ............ 134
Hình 4.8. Kết quả mơ phỏng với tác động đầu vào bằng tần số cộng hưởng của hệ thống
........................................................................................................................................... 134
Hình 4.9. Sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển kín của TBB trong Matlab/Simulink ................ 135
Hình 4.10. Khối động lực học bay UAV ............................................................................ 136
Hình 4.11. Các khối chính trong hệ thống điều khiển UAV Orbiter-2 .............................. 136
Hình 4.12. Khối ước lượng biến trạng thái UAV............................................................... 137
Hình 4.13. Khối dẫn đường và điều khiển hệ thống .......................................................... 137
Hình 4.14. Khối thuật tốn dẫn đường UAV ..................................................................... 138
Hình 4.15. Khối hệ thống điều khiển các kênh .................................................................. 138
Hình 4.16. Khối cơ cấu chấp hành .................................................................................... 139
Hình 4.17. Các góc Euler của UAV khi bay theo quỹ đạo cho trước ................................ 140


xii
Hình 4.18. Các góc động hình học và vận tốc của UAV ................................................... 141
Hình 4.19. Tọa độ của UAV bay theo quỹ đạo cho trước .................................................. 141
Hình 4.20. Sơ đồ cấu trúc vịng điều khiển thích nghi theo mơ hình mẫu hai kênh trên cơ sở
bộ điều khiển LQR ............................................................................................................. 142

Hình 4.21. Vịng điều khiển kênh dọc sử dụng bộ điều khiển PID thích nghi ................... 142
Hình 4.22. Độ cao bay và góc hướng UAV sử dụng LQR và PID thích nghi.................... 143
Hình 4.23. Đáp ứng hệ thống điều khiển hai kênh sử dụng LQR thích nghi ..................... 143
Hình 4.24. Góc chúc ngóc khi chưa thiết kế vịng điều khiển kín ...................................... 143
Hình 4.25. Góc lệch cánh lái và vận tốc động cơ sử dụng LQR thích nghi ...................... 144
Hình 4.26. Độ cao đặt lệnh UAV ....................................................................................... 146
Hình 4.27. Đồ thị chuyển động UAV trên kênh dọc .......................................................... 146
Hình 4.28. Góc chúc ngóc trên kênh dọc của UAV ........................................................... 146
Hình 4.29. Vận tốc UAV so với khí quyển ......................................................................... 147
Hình 4.30. Vận tốc góc chúc ngóc UAV ............................................................................ 147
Hình 4.31. Góc lệch cánh lái độ cao UAV......................................................................... 147
Hình 4.32. Đồ thị thay đổi độ cao UAV ............................................................................. 148
Hình 4.33. Đồ thị thay đổi góc tấn, vận tốc góc chúc ngóc, góc lệch cánh lái ................. 149
Hình 4.34. Đồ thị tham số góc và vận tốc góc trên các kênh ............................................ 149
Hình 4.35. Đồ thị tham chuyển động trên các kênh ngang ............................................... 150
Hình 4.36. Các tín hiệu điều khiển UAV bám theo độ cao cho trước ............................... 150
Hình 4.37. Quỹ đạo chuyển động của UAV theo thuật toán điều khiển hạ độ cao ........... 151


MỞ ĐẦU
1. Tính cấp thiết của đề tài luận án
Hệ thống dẫn đường quán tính (INS) – hệ thống thiết bị có chức năng tự
động xác định các tham số dẫn đường dựa trên các thông tin thu được từ các
phần tử đo lường quán tính. INS được sử dụng rất phổ biến trong các lĩnh vực
dân dụng: giao thông đường bộ, hàng hải, hàng khơng nói chung, và trong lĩnh
vực quân sự nói riêng. Dựa trên việc xây dựng hệ tọa độ dẫn đường, INS được
chia ra thành hệ thống dẫn đường có đế (GINS) và khơng đế (SINS).
Trong GINS các gia tốc kế, được lắp trên một đế, được tự động ổn định vị
trí góc so với khơng gian quán tính (hoặc mặt phẳng ngang cục bộ) nhờ con
quay cơ-điện. Do hệ tọa độ dẫn đường luôn hướng theo các trục nhạy của các

gia tốc kế, nên thuật toán dẫn đường trong trường hợp này chỉ đơn giản là các
bộ tích phân. Ưu điểm của GINS, sử dụng các cảm biến cơ điện, là có độ chính
xác rất cao. Tuy nhiên, nhược điểm là giá thành cũng rất cao do công nghệ chế
tạo con quay và các cảm biến cơ-điện rất phức tạp. Do đó, GINS chỉ được sử
dụng trên các TBB đặc thù quân sự hoặc phương tiện bay trong thời gian dài.
Công nghệ chế tạo con quay, gia tốc kế cơ điện chính xác mang đặc thù quân
sự chỉ có ở một số cường quốc về quân sự.
SINS là sự kết hợp giữa máy tính với các cảm biến quán tính vi cơ
(MEMS). Trong SINS các MEMS được lắp trực tiếp lên thân thiết bị. Ưu điểm
của SINS là nhỏ gọn, đơn giản về mặt kết cấu và giá thành thấp. Nhược điểm
là để đạt được độ chính xác cần thiết cần phải có thuật tốn bù sai số rất phức
tạp. Các phương pháp bù trừ sai số hiện nay thường dùng kết hợp các cảm biến
qn tính với các thơng tin bên ngồi khác như: GNSS, đo cao vô tuyến, hiệu
ứng Đốp-le, v.v...
Hiện nay, việc tích hợp INS với hệ thống định vị tồn cầu (GNSS) như:
GPS, GLOLASS, Bắc Đẩu, Galile... được ứng dụng và nghiên cứu rất nhiều,
điển hình như, trong các nghiên cứu trong và ngoài nước [1], [2], [5], [6], [10],
[11], [12], [15], [17], [20], [22], [25], [26], [27], [28],[ 34], [35], [37], ... Tuy
nhiên, việc định vị các đối tượng chuyển động thường có độ chính xác khơng
cao do nhiễu tín hiệu từ vệ tinh như: tầng điện li, phản xạ tín hiệu do các tịa
nhà chọc trời trong các thành phố lớn, các khu vực địa lý hiểm trở như trong
các rừng cây, ảnh hưởng của thời tiết (mưa, bão…) và do bị chặn tín hiệu vệ
tinh từ một số nước khác. Mặt khác, trong lĩnh vực quân sự và hàng khơng dân
dụng u cầu về độ chính xác rất cao đối với việc định vị - dẫn đường, do đó,
địi hỏi hoặc phải có một hệ thống định vị vệ tinh riêng biệt đảm bảo sai số tín


2
hiệu thu cực nhỏ hoặc phải nâng cao độ chính xác của INS. Giải pháp xây dựng
GNSS riêng là không khả thi cho hầu hết các quốc gia trên thế giới. Do đó, giải

pháp duy nhất là nâng cao tính chính xác của INS bằng các thuật tốn kết hợp
với các giải pháp cơng nghệ chế tạo chính xác nhằm nâng cao hiệu quả làm
việc cho các con quay và cảm biến được sử dụng trong hệ thống.
Luận án “Nghiên cứu nâng cao độ chính xác hệ thống dẫn đường qn
tính có đế ứng dụng trong điều khiển thiết bị bay không người lái” hướng tới
mục tiêu giải quyết bài tốn nâng cao độ chính xác và tin cậy cho GINS trên
các TBB chiến thuật trong quân sự. Như đã biết, các thiết bị bay chiến thuật
đặc trưng bởi tính cơ động cao, vận tốc bay lớn, nên các thiết bị làm việc trên
khoang phải làm việc ở điều kiện khắc nghiệt cao, rung xóc lớn. Do đó, đế ổn
định của GINS trong quá trình bay sẽ chịu tác động của các mơ-men nhiễu loạn.
Vì vậy, nhiệm vụ của luận án là nghiên cứu, đề xuất các giải pháp để loại bỏ
các thành phần nhiễu loạn tác động gây ra sự sai lệch của đế ổn định. Việc nâng
cao độ ổn định đế được thực hiện bởi các giải pháp khác nhau như: loại bỏ tác
động xen kênh giữa các trục của đế, khử dao động của đế ổn định bằng bộ hấp
thụ rung có tính nhớt và bộ hấp thụ rung động lực. Ngoài ra, luận án cũng đề
xuất phương pháp lựa chọn các tham số tối ưu cho thiết bị hấp thụ rung với các
dải tần số nhiễu khác nhau tác động lên hệ thống. Trên cơ sở hệ GINS đã được
hiệu chỉnh, luận án xây dựng bài tốn điều khiển TBBKNL, khảo sát, tính tốn,
đo đạc các tham số khí động lực học, các tham số đặc trưng khối lượng, mơ
men – qn tính, xây dựng mơ hình tốn động lực học bay trong khơng gian ba
chiều của TBBKNL, tổng hợp bộ điều khiển cho lớp TBBKNL trên cơ sở thiết
kế bộ điều khiển PID, LQR thích nghi theo mơ hình mẫu để nâng cao chất
lượng vịng điều khiển kín TBBKNL trên các kênh.
2. Mục tiêu nghiên cứu của luận án
Nâng cao độ chính xác cho hệ thống dẫn đường qn tính có đế ứng dụng
vào bài tốn điều khiển TBBKNL. Xây dựng mơ hình tốn động lực học bay
trong khơng gian ba chiều của TBBKNL có tính đến việc khảo sát, tính tốn,
đo đạc các tham số khí động lực học, các đặc trưng khối lượng – mơ men –
qn tính, từ đó tổng hợp bộ điều khiển bay tự động cho TBBKNL trên các
kênh sử dụng bộ điều khiển LQR, PID điều khiển thích nghi theo mơ hình mẫu.

3. Nội dung nghiên cứu của luận án
Để thực hiện mục tiêu nghiên cứu đã đề ra, luận án sẽ tiến hành giải quyết
các nội dung sau:
 Nghiên cứu ảnh hưởng của sai số vị trí đế đến sai số dẫn đường trên các


3
thiết bị bay.
 Xây dựng phương pháp ổn định đế bằng cách khử ảnh hưởng của tác động
xen kênh giữa các trục của đế ổn định trong GINS.
 Xây dựng phương pháp ổn định đế bằng bộ hấp thụ rung có nhớt và hấp
thụ rung động lực. Giải bài tốn tổng quát nâng cao độ đế ổn định trên cơ
sở áp dụng bộ hấp thụ rung với các tham số được tối ưu hóa.
 Xây dựng mơ hình tốn động lực học bay trong không gian ba chiều và
tổng hợp bộ điều khiển cho lớp TBBKNL trên cơ sở thiết kế bộ điều khiển
LQR, PID thích nghi theo mơ hình mẫu để nâng cao chất lượng vịng điều
khiển kín TBBKNL trên cơ sử ứng dụng GINS đã được nâng cao độ chính
xác bằng đế ổn định.
4. Đối tượng và phạm vi nghiên cứu của luận án
Đối tượng nghiên cứu là hệ thống dẫn đường qn tính có đế (GINS) trên
các thiết bị bay không người lái trong lĩnh vực quân sự và hệ thống điều khiển
của nó.
Phạm vi nghiên cứu: Luận án tập trung giải quyết bài toán ổn định đế cho
GINS và xây dựng vịng điều khiển kín cho chế độ bay tự động của UAV.
5. Phương pháp nghiên cứu
Phương pháp nghiên cứu lý thuyết:
- Nghiên cứu mơ hình toán động lực học bay, động lực học con quay hồi
chuyển, điều khiển tự động UAV và nâng cao chính xác GINS.
Phương pháp phân tích, đánh giá trên cơ sở thống kê và tổng hợp hệ thống
điều khiển hiện đại;

Phương pháp mô phỏng, kiểm nghiệm:
Ứng dụng lý thuyết điều khiển hiện đại khảo sát tính ổn định của hệ thống
đế ba trục, xây dựng mơ hình tốn chuyển động của thiết bị bay trong không
gian, tổng hợp bộ điều khiển cho thiết bị bay - Sử dụng kỹ thuật mô phỏng để
kiểm nghiệm, đánh giá thuật toán.
6. Ý nghĩa khoa học và ý nghĩa thực tiễn của luận án
Từ việc khảo sát, đưa ra các kết luận gây nên sai số của GINS do sai số
của đế, luận án đề xuất các giải pháp khác nhau để nâng cao độ ổn định của đế
như: loại bỏ tác động xen kênh giữa ba trục, sử dụng bộ hấp thụ rung khử dao


4
động của đế, khảo sát tính ổn định của hệ thống khi đưa vào các phương án
nâng cao độ ổn định đế khác nhau. Ứng dụng đế ổn định vào bài tốn tổng hợp
bộ điều khiển kín cho UAV.
Kết quả nghiên cứu của luận án có thể sử dụng cho việc nâng cao độ ổn
định đế GINS, từ đó nâng cao độ chính xác cho hệ thống điều khiển các thiết
bị bay chiến thuật và chiến lược trong lĩnh vực qn sự.
Ngồi ra, kết quả nghiên cứu này có thể được sử dụng để nâng cao độ
chính xác các hệ thống ổn định đế, hệ thống dẫn đường quán tính có đế ở các
khí tài cũ ở nước ta hiện nay. Trên cơ sở đó, bổ sung phương pháp luận và kiến
thức phục vụ công tác đào tạo, giảng dạy và nghiên cứu trong các Viện nghiên
cứu, Học viện, nhà trường Quân đội.
7. Bố cục của luận án
Toàn bộ luận án gồm 153 trang in khổ A4; trình bày trong 4 chương với 9
bảng biểu, 98 hình vẽ và đồ thị minh họa; 104 đầu tài liệu tham khảo.
Chương 1. Tổng quan về hệ thống dẫn đường quán tính trên UAV
Phân tích các cơng trình nghiên cứu trong và ngồi nước liên quan đến bài
tốn nâng cao độ chính xác GINS ứng dụng trong quân sự. Khảo sát một số
dạng đế ổn định điển hình và đánh giá ảnh hưởng sai số đế, gây ra bởi mô men

nhiễu loạn và tác động xen kênh đến độ chính xác dẫn đường cho UAV. Trên
cơ sở đó, đề xuất các nội dung cần nghiên cứu của luận án.
Chương 2. Xây dựng giải pháp nâng cao độ chính xác cho GINS
Trình bày các phương pháp ổn định đế bằng cách bù khử tác động xen
kênh giữa các trục và sử dụng bộ hấp thụ rung có tính nhớt. Xây dựng bài tốn
tổng qt xác định các tham số cho bộ điều khiển hấp thụ rung loại bỏ dao động
của đế do tác động của nhiễu loạn. Mô phỏng kiểm chứng và đánh giá thuật
toán đề xuất.
Chương 3. Xây dựng thuật toán điều khiển UAV trên cơ sở ứng dụng
GINS đã hiệu chỉnh
Chương này xây dựng mơ hình tốn chuyển động của thiết bị bay tổng
hợp vịng điều khiển kín cho UAV ở chế độ bay tự động trên các kênh sử dụng
HTDĐQT có cơ cấu đế ổn định. Thiết kế bộ điều khiển PID thích nghi theo mơ
hình mẫu để nâng cao chất lượng vịng điều khiển kín bộ ổn định góc cren
TBBKNL.
Chương 4. Mô phỏng, đánh giá độ tin cậy và khả năng ứng dụng của thuật


5
tốn
Sử dụng cơng cụ Matlab-Simulink mơ phỏng, kiểm nghiệm, khảo sát đánh giá
các thuật toán đã xây dựng ở chương 2 và chương 3. Mơ phỏng, thử nghiệm
bài tốn điều khiển TBB bám quỹ đạo cho trước và xây dựng mơ hình mơ phỏng
bộ điều khiển UAV thay đổi theo độ cao khác nhau sát với thực tế của một số
vũ khí qn sự như tên lửa hành trình hay sử dụng UAV tự sát để tiêu diệt mục
tiêu.
Nội dung chính của luận án cơng bố trong 08 bài báo trên tạp chí nghiên
cứu KH&CN Quân sự.

6
CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ HỆ THỐNG
DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH TRÊN UAV
1.1. Tổng quan về UAV
Hiện nay, trong môi trường tác chiến hiện đại, việc sử dụng UAV để trinh
sát, chỉ thị mục tiêu trở thành một trong những nhiệm vụ cấp thiết hàng đầu của
một số quân, binh chủng. Ưu điểm việc sử dụng UAV là đảm bảo an tồn về
người, tính cơ động cao, kịp thời, chính xác, phạm vi trinh sát được cải thiện
đáng kể. Trên thế giới đã và đang có nhiều cường quốc quân sự như Mỹ, Nga,
Trung Quốc, Israel, Pháp, Anh,... đã sử dụng rộng rãi UAV vào các nhiệm vụ,
chiến lược quân sự như giám sát mục tiêu di động, tấn công phá hủy các mục
tiêu quân sự, do thám, chỉ thị mục tiêu cho các máy bay chiến đấu hoặc các tổ
hợp tên lửa khác. Điển hình như MQ-1 Predator, RQ-4 Glowbal Hawk, RQ-2B
Pionner. Từ đầu năm 2013, nhằm phục vụ cho các nhu cầu thiết yếu của các
đơn vị quân đội ta đã bước đầu trang bị hệ thống UAV của Isarel. Đây là một
trong những UAV hiện đại về cả cơng nghệ, tính năng kỹ chiến thuật và hiệu
quả sử dụng phục vụ mục đích quốc phịng.
UAV là một dạng thiết bị bay có điều khiển. Vịng điều khiển của nó phụ
thuộc vào các chế độ bay của máy bay. Thơng thường UAV có hai chế độ bay
cơ bản: chế độ bay otonom – bay theo chương trình cài đặt sẵn, khi đó, hệ thống
điều khiển làm việc hồn tồn tự động; chế độ bay manual – chế độ điều khiển
bay UAV bằng tay bởi trắc thủ từ trạm chỉ huy. Chế độ điều khiển này địi hỏi
phải có một đội ngũ phi cơng điều khiển từ xa có nhiều kinh nghiệm lái UAV,
hệ quả là, tăng chi phí và thời gian trong việc đào tạo kíp trắc thủ điều khiển
UAV. Ngồi ra, do sai sót chế tạo, điều kiện mơi trường bay, độ nhạy của thiết
bị cũng có thể gây ra các lỗi hệ thống nghiêm trọng gây ảnh hưởng tới khả năng
làm việc ổn định của UAV. Do đó, vấn đề cấp thiết đặt ra là, phải xây dựng
được một hệ thống lái tự động (autopilot) và bản thân hệ thống autopilot phải
có khả năng tự điều chỉnh được các lỗi dự kiến phát sinh trong quá trình vận
hành. Chính vì vậy, việc tổng hợp bộ điều khiển cho UAV khi chuyển sang chế

độ bay tự động là thực sự cần thiết.
Sơ đồ nguyên lý hoạt động của UAV được chỉ ra như hình 1.1. Để xây
dựng được vịng điều khiển thích nghi cho chế độ bay tự động của UAV thì cần
phải xây dựng được mơ hình tốn động lực học bay và xác định các thơng số
khí động học liên quan đến mơ hình cần khảo sát.


7

Quỹ đạo bay
mong muốn

Điều khiển bay

UAV

Nhiễu khí
quyển

Hệ dẫn hướng

Hệ thống điều khiển bay

INS

Bộ quan sát
Hệ thống dẫn đường

Hình 1.1. Sơ đồ nguyên lý điển hình của UAV

1.2. Tổng quan về hệ thống dẫn đường qn tính có đế
Hệ thống dẫn đường qn tính (INS) đóng vai trị là đầu vào trong hệ thống
điều khiển thiết bị bay có chứa các thiết bị dẫn đường qn tính trong thành
phần của nó. Vị trí và các tham số chuyển động của vật bay trong hệ toạ độ bất
kỳ khi sử dụng INS đều được xác định bằng cách đo trực tiếp gia tốc của vật
bay thông qua các gia tốc kế đặt trên khoang và sau đó xác định chúng bằng
thiết bị tính tốn trên vật bay. Hiện nay, có hai kiểu hệ thống dẫn đường quán
tính được sử dụng rộng rãi trong các thiết bị bay là INS có đế (GINS – Gimbal
Inertial Navigation System) và INS không đế (SINS- Strapdown Inertial
Navigation System).
GINS gồm các cảm biến gia tốc (ba gia tốc kế) và ba cảm biến góc (con
quay ba bậc tự do) gắn trên đế ổn định, đế này được treo trong khung cardan
ba bậc tự do. Đế ổn định sẽ độc lập với chuyển động của phương tiện mang nó
và ba trục của đế ổn định ln khơng đổi trong suốt quá trình chuyển động mà
cụ thể là song song với hệ tọa độ dẫn đường. Con quay góc gắn trên đế sẽ đo
bất kì sự sai lệch nào về góc của đế so với hệ tọa độ dẫn đường và đầu ra của
nó sẽ tác động trở lại đế thông qua lực mômen tác động lên trục cardan để duy
trì đế ổn định. Ưu điểm của những hệ thống kiểu này có độ chính xác rất cao
do sử dụng các cảm biến chính xác và do khơng gắn trực tiếp với vật thể chuyển
động nên nguồn tín hiệu đo có độ chính xác cao. Tuy nhiên, hệ thống này đòi
hỏi các thiết bị đo rất phức tạp và đắt tiền. Ngồi ra cịn có khối lượng lớn , khó
hiệu chỉnh và thử nghiệm cục bộ.
SINS sử dụng bộ gia tốc kế và con quay đo tốc độ góc gắn cố định với các
trục của phương tiện chuyển động (gắn với hệ tọa độ liên kết nếu là tên lửa,
máy bay). Lúc này các trục của cảm biến gia tốc và tốc độ góc khơng được ổn


8
định trong không gian mà sẽ thay đổi theo hướng chuyển động của phương tiện.
Các con quay sẽ xác định tốc độ góc quay của hệ tọa độ liên kết so với hệ tọa

độ dùng để dẫn đường. Việc tích phân tiếp theo các tọa độ góc này cho phép
tính ra các cosin định hướng xác định vị trí tương hỗ của các tọa độ vừa nêu và
tính chuyển các gia tốc đo được sang các gia tốc dùng trong hệ tọa độ dẫn
đường, cuối cùng là tích phân chúng trong hệ tọa độ dẫn đường sẽ nhận được
tốc độ và tọa độ của vật bay. Ưu điểm chính của loại này là cấu trúc đơn giản
(không đế), giá thành thấp (ứng dụng cơng nghệ MEMS) và độ chính xác có
thể chấp nhận được. Mặt khác việc tính tốn các tọa độ hiện thời và định hướng
theo góc được thực hiện hồn tồn tự động bằng máy tính trên khoang trên cơ
sở đo tốc độ góc quay của hệ tọa độ liên kết và gia tốc theo các trục của nó. Do
gắn trực tiếp với đối tượng chuyển động nên các số liệu đo từ các cảm biến đo
gia tốc và vận tốc góc sẽ có sai số lớn hơn so với hệ thống thứ nhất. Ngoài ra,
nhược điểm của SINS chính là độ ổn định và độ tin cậy của các thiết bị điện tử
không cao đối với các thiết bị bay với tốc độ lớn, thời gian hoạt động dài và
điều kiện hoạt động khắc nghiệt, chịu rung, xóc với cường độ cao như tên lửa,
máy bay quân sự.
Từ việc tiếp cận các nghiên cứu ở trên và nghiên cứu đặc điểm, mục đích
sử dụng hệ thống dẫn đường qn tính trong bài tốn điều khiển thiết bị bay,
trong luận án lựa chọn nghiên cứu sâu về hệ thống dẫn đường qn tính có đế.
Sở dĩ chọn hệ thống dẫn đường qn tính có đế vì hệ thống này có độ tin cậy
cao, phù hợp với các vũ khí, khí tài quân sự, các yêu cầu về chiến lược, chiến
thuật quốc phịng. Chính vì vậy, xun suốt luận án chỉ đề cập đến các phương
pháp nâng cao độ chính xác cho hệ thống dẫn đường qn tính có đế.
1.2.1. Các hệ toạ độ dùng trong dẫn đường quán tính
- Hệ tọa độ quán tính. Hệ toạ độ quán tính là một hệ toạ độ tuân theo 3
định luật của Newton. Gốc của hệ toạ độ quán tính và hướng của các trục là tuỳ
ý. Để cho thuận lợi, hệ toạ độ quá tính thường được định nghĩa trùng với tâm
của trái đất. Hệ toạ độ này cũng được gọi là hệ toạ độ thứ i để tránh nhầm lẫn
với hệ toạ độ quán tính lí tưởng. Tất cả các phép đo qn tính đều có quan hệ
đến hệ toạ độ này.
Trong thực tế tùy yêu cầu độ chính xác của việc dẫn đường mà ta chọn

hệ tọa độ nào đó gần đúng là hệ tọa độ qn tính. Hệ toạ độ qn tính (i-frame)
có tọa độ gốc tại tâm của trái đất và các trục cố định đối với các vì sao trong đó
trục z song song với trục quay của trái đất, trục x đi qua điểm xuân phân là giao


9

Đài thiên văn
Greenwich

điểm giữa quỹ đạo quay của trái đất và đường xích đạo của phía bên tay phải
của khung toạ độ trực giao.

Điểm
xn
phân

N

G
Đường xích đạo

Hình 1.2. Hệ toạ độ qn tính

Đường xích đạo

Hình 1.3. Hệ tọa độ cố định tâm trái đất

- Hệ toạ độ cố định tâm trái đất. Hệ toạ độ cố định tâm trái đất (e-frame)
có gốc toạ độ là tâm của trái đất. Trục x được định nghĩa có chiều dương quay

về phía giao điểm của đường kinh tuyến 0 (Greenwich) và đường xích đạo, trục
z là trục quay của trái đất có chiều dương hướng lên bắc cực, trục y là tích có
hướng của trục z và trục x sao cho hệ toạ độ cố định tâm trái đất là một hệ
thuận. Các thông số trong hệ toạ độ này sẽ có ký tự biểu tượng e, ví dụ x e.
- Hệ tọa độ địa tâm. Hệ tọa độ địa tâm được sử dụng với khoảng cách dẫn
đường lớn (vài trăm đến vài nghìn km). Tọa độ của điểm M trong hệ tọa độ địa
tâm M( , , r ) . Trong đó: r - bán kính véc tơ M.  - kinh độ địa tâm.  - vĩ
độ địa tâm.

Hình 1.4. Hệ tọa độ địa tâm


10

Hình 1.5. Hệ tọa độ dẫn đường

Trong hệ tọa đơ địa tâm, vị trí của điểm M được xác định bằng ba tham số
M ( , ,h ). Trong đó, h - độ cao của M so với bề mặt trái đất,  - kinh độ địa
lý,  - vĩ độ địa lý.
- Hệ toạ độ dẫn đường (hệ tọa độ tiếp tuyến [2]). Hệ toạ độ dẫn đường
được sử dụng để mô tả sự chuyển động của vật thể theo các hướng bắc, đơng,
và hướng đi lên vng góc bề mặt trái đất-hệ ENU. Ưu điểm của hệ toạ độ
Đông-Bắc-Lên (ENU) là cao độ sẽ tăng lên khi đi lên. Ngồi ra, hệ định vị cịn
có thể định nghĩa trục hướng đi lên thành trục hướng đi xuống, tức là đi thẳng
vào tâm trái đất-Hệ NED. Ưu điểm của hệ toạ độ NED là quay bên phải là chiều
dương đối với trục x, và các trục là tương ứng với toạ độ góc cren, góc chúc
ngóc và góc hướng của phương tiện khi mà xe cộ nằm trên mặt phẳng và hướng
về hướng bắc.
1.2.2. Phân loại GINS
Có ba dạng GINS có tính tới sự thay đổi đều của hướng véctơ gia tốc lực

trọng trường:
- Hệ thống giải tích. Khi dẫn đường nhờ hệ thống giải tích cần có một đế
ổn định để đặt các gia tốc kế, hệ thống này ln duy trì vị trí góc của đế trong
khơng gian khơng thay đổi. Ngồi ra, để hệ thống có thể hoạt động bình thường
thì nó cần phải xác định được giá trị và hướng của véc tơ gia tốc trọng trường
tại vị trí hiện tại của hệ thống đó. Các đại lượng đó được xác định tương ứng
theo vị trí của hệ dẫn đường tương đối trên bề mặt trái đất. Do đặc điểm của hệ
thống, các thành phần của véc tơ gia tốc trọng trường đều tác động vào cả ba


11
gia tốc kế của hệ, do vậy để tính tốn được các gia tốc thực của hệ thống cần
phải bù khử các thành phần gia tốc trọng trường trên cả ba gia tốc kế dọc theo
ba trục toạ độ. Do đó, từ chỉ số của các gia tốc kế có thể nhận được gia tốc thực
tế của hệ thống. Ở đây cần phải tính tốn được giá trị thực tế của gia tốc trọng
trường tại vị trí đang xét, đồng thời phải xác định được hướng của véc tơ gia
tốc trọng trường tương đối đối với hệ toạ độ trong hệ thống giải tích.

Hình 1.6. Sơ đồ ngun lý GINS dạng giải tích

Để thực hiện được điều này thì địi hỏi cơng việc tính tốn phức tạp hơn
và tương ứng với nó là các thiết bị tính tốn phức tạp. Khi tiến hành tích phân
hai lần giá trị gia tốc thực của hệ thống sẽ nhận được cự li đã đi được của thiết
bị bay.
Trên hình 1.6 thấy rằng các gia tốc kế Ax , Ay , Az đo hình chiếu véc-tơ gia
tốc biểu kiến a k lên các trục của hệ trục tọa độ quán tính Oxyz . Để xác định
dv
hình chiếu véc-tơ gia tốc tuyệt đối a 
lên hệ tọa độ Oxyz (gồm 3 thành phần
dt

ax , a y , az ) cần thiết phải tính đến hình chiếu véctơ g  R  lên các trục nhạy của
các cảm biến ( g x , g y , g z ), nghĩa là:
a k  a  g ( R )  a x  a xk  g x ( R );
a y  a ky  g y ( R ); a z  a zk  g z ( R ).

(1.1)