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

Dựa trên việc xây dựng hệ tọa độ dẫn đường, INSđược chia ra thành hệ thống dẫn đường có đế GINS và không đế SINS.Trong GINS các gia tốc kế, được lắp trên một đế, được tự động ổn định vị

VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ

LÊ TUẤN ANH

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

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

HÀ NỘI – 2021

VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ

LÊ TUẤN ANH

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

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

LỜI CAM ĐOAN

Tôi cam đoan đây là công trình nghiên cứu của tôi Các số liệu, kết quảtrong luận án là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ côngtrình nào khác, các dữ liệu tham khảo được trích dẫn đầy đủ

Hà nội, ngày tháng năm 2021

Người cam đoan

NCS Lê Tuấn Anh

LỜI CẢM ƠN

Công trình nghiên cứu này được thực hiện tại Viện Tên lửa và Viện Tựđộng hoá kỹ thuật quân sự, thuộc Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự - BộQuốc phòng

Tôi 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 tôi có thể hoàn thànhđược luận án này

Tôi chân thành cảm ơn Ban giám đốc Viện Khoa học và Công nghệQuân sự, Thủ trưởng Phòng Đào tạo, Thủ trưởng Viện Tự động hoá Kỹ thuậtquân sự, Thủ trưởng Viện Tên lửa đã tạo điều kiện thuận lợi giúp tôi có thểhoàn thành nhiệm vụ và đạt kết quả mong muốn

Tôi chân thành cảm ơn các nhà khoa học, các cán bộ nghiên cứu trongViện Tên lửa, Viện Tự động hóa Kỹ thuật quân sự đã có những đóng góp quýgiá trong quá trình nghiên cứu

Xin chân thành cám ơn các Thầy giáo, các nhà Khoa học và gia đìnhcùng 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

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 quán 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 Mô hình sai số của GINS 20

1.3 Tình hình nghiên cứu trong và ngoài nước có liên quan 25

1.3.1 Tình hình nghiên cứu có liên quan ở nước ngoài 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 Mô hình toán 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 toán chuyển động của UAV trong không gian 81

3.1.1 Các hệ tọa độ sử dụng trong mô 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 toán 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 toán 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 mô 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 mô 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 mô 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 mô hình mẫu sử dụng bộ dự báo trạng thái 120

3.5 Kết luận chương 3 129

CHƯƠNG 4: MÔ PHỎNG THUẬT TOÁN NÂNG CAO ĐỘ CHÍNH XÁC GINS ỨNG DỤNG VÀO BÀI TOÁN ĐIỀU KHIỂN UAV 130

4.1 Mô phỏng, đánh giá thuật toán 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 Mô phỏng quá 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 CÔNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CÔNG BỐ 155

TÀI LIỆU THAM KHẢO 156

DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT

Hệ số lực nâng, hệ số lực cản tác động lên máy bay Hệ số lực dạt sườn (trượt cạnh) Lực đẩy động

cơ TBBCác mô men khí động tác dụng lên TBB trong hệ tọa độ liên kết

Gia tốc trọng trường

Khối lượng khí cụ bay

Lực đẩy động cơ

Vectơ vận tốc tâm khối máy bay

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

liên kết F b

[rad][rad][rad][rad][][][][m][][][][N.m]

[m/s2][kg][N][m/s][m][m][m][m/s]

 Góc cren đối với hệ tọa độ bay-2 F v2

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

 Góc hướng đối với hệ tọa độ mặt đất di động F v Vận tốc góc quanh trục x trong hệ tọa độ liên kết

l Hệ số mô-men cren so với trục 0x

n Hệ số mô men chúc ngóc so với trục 0z

V a

Tốc độ bay của TBB so với môi trường không khíkhi chưa bị nhiễu động (véc-tơ không tốc)

 Vĩ độ của TBB trong hệ quy chiếu trái đất

λ Kinh độ của TBB trong hệ quy chiếu trái đất

K c Hệ số truyền mạch khuếch đại động cơ ổn định

MSố MachMEMS Con quay vi cơ điện tử

MTTK Máy tính trên khoang

MBKNL Máy bay không người lái

n-frame Hệ quy chiếu địa lý

(xe, ye, ze) Tọa độ của TBB trong hệ quy chiếu Trái đất (x i,

yi, zi) Tọa độ của TBB trong hệ quy chiếu quán tính

Strapdown Inertial Navigation System

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 toán đạo hàm của các hệ số khí động 88

Bảng 3.3 Sự phụ thuộc C Y , C l  , C n 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 mô hình ngẫu nhiên Dryden: 145

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ

Trang

Hình 1.1 Sơ đồ nguyên lý điển hình của UAV 7

Hình 1.2 Hệ toạ độ quán 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 nguyên 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 vòng 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

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 quá 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 Mô 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 mô hình động lực học bay UAV 82

Hình 3.3 Phân bô 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 Mô hình xác định mô 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 Vòng điều khiển trong kênh chuyển động ngang 104

Hình 3.14 Vòng ổn định góc cren 104

Hình 3.15 Sơ đồ khối mô hình vòng ổn định góc hướng 106

Hình 3.16 Sơ đồ vòng ổn định độ cao h 107

Hình 3.17 Sơ đồ vòng ổn định góc chúc ngóc 108

Hình 3.18 Sơ đồ cấu trúc hệ thống điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu 109

Hình 3.19 Sơ đồ cấu trúc vòng điều khiển kín góc roll UAV 112

Hình 3.20 Sơ đồ cấu trúc vòng điều khiển ổn định góc cren UAV sử dụng bộ điều khiển PID thích nghi theo mô hình mẫu 114

Hình 3.21 Tín hiệu đặt dạng xung vuông 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 mô 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 mô 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 toàn phương LQR 119

Hình 3.29 Sơ đồ cấu trúc vòng điểu khiển kín theo mô hình mẫu với bộ dự báo trạng thái 123 Hình 3.30 Sơ đồ cấu trúc vòng điều khiển thích nghi UAV theo mô hình mẫu trên các kênh 124 Hình 3.31 Sơ đồ cấu trúc vòng điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu kênh dọc trục UAV 126 Hình 3.32 Sơ đồ cấu trúc bộ điều khiển thich nghi theo mô 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 mô hình mẫu kênh dọc trục 128

Hình 3.36 Tín hiệu điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu kênh dọc trục UAV 128

Hình 3.37 Các tham số thích nghi theo mô hình mẫu kênh dọc trục UAV 129

Hình 4.1 Sơ đồ mô phỏng tín hiệu ổn định ba trục có tác động xen kênh 131

Hình 4.2 Góc tiến động β i và góc quay đế α i ảnh hưởng tác động xen kênh 131

Hình 4.3 Sơ đồ mô phỏng tín hiệu ổn định ba trục 132

Hình 4.4 Góc tiến động β i và góc quay đế α i 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 quá 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 mô phỏng với tác động đầu vào bằng tần số cộng hưởng của hệ thống 134 Hình 4.9 Sơ đồ cấu trúc vòng 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 toán 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

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 vòng điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu hai kênh trên cơ sở bộ điều khiển LQR 142

Hình 4.21 Vòng 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 vòng 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

1 Tính cấp thiết của đề tài luận án

Hệ thống dẫn đường quán tính (INS) – hệ thống thiết bị có chức năng tựđộng xác định các tham số dẫn đường dựa trên các thông tin thu được từ cácphần tử đo lường quán tính INS được sử dụng rất phổ biến trong các lĩnh vựcdân dụng: giao thông đường bộ, hàng hải, hàng không nói chung, và tronglĩnh vực quân sự nói riêng Dựa trên việc xây dựng hệ tọa độ dẫn đường, INSđược chia ra thành hệ thống dẫn đường có đế (GINS) và không đế (SINS).Trong GINS các gia tốc kế, được lắp trên một đế, được tự động ổn định

vị trí góc so với không gian quán tính (hoặc mặt phẳng ngang cục bộ) nhờ conquay cơ-điện Do hệ tọa độ dẫn đường luôn hướng theo các trục nhạy của cácgia 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 độchính xác rất cao Tuy nhiên, nhược điểm là giá thành cũng rất cao do côngnghệ chế tạo con quay và các cảm biến cơ-điện rất phức tạp Do đó, GINS chỉđược sử dụng trên các TBB đặc thù quân sự hoặc phương tiện bay trong thờigian dài Công nghệ chế tạo con quay, gia tốc kế cơ điện chính xác mang đặcthù 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 Ưuđiểm của SINS là nhỏ gọn, đơn giản về mặt kết cấu và giá thành thấp Nhượcđiểm là để đạt được độ chính xác cần thiết cần phải có thuật toán bù sai số rấtphức tạp Các phương pháp bù trừ sai số hiện nay thường dùng kết hợp cáccảm biến quán tính với các thông tin bên ngoài khác như: GNSS, đo cao vôtuyến, hiệu ứng Đốp-le, v.v

Hiện nay, việc tích hợp INS với hệ thống định vị toàn 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], Tuynhiên, việc định vị các đối tượng chuyển động thường có độ chính xác không cao

do nhiễu tín hiệu từ vệ tinh như: tầng điện li, phản xạ tín hiệu do các tòa nhàchọc trời trong các thành phố lớn, các khu vực địa lý hiểm trở như trong các rừngcây, 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 không dân dụng yêu cầu

về độ chính xác rất cao đối với việc định vị - dẫn đường, do đó, đòi hỏi hoặc phải

có một hệ thống định vị vệ tinh riêng biệt đảm bảo sai số tín

Luận án “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” hướng tới

mục tiêu giải quyết bài toán nâng cao độ chính xác và tin cậy cho GINS trêncác TBB chiến thuật trong quân sự Như đã biết, các thiết bị bay chiến thuậtđặc trưng bởi tính cơ động cao, vận tốc bay lớn, nên các thiết bị làm việc trênkhoang phải làm việc ở điều kiện khắc nghiệt cao, rung xóc lớn Do đó, đế ổnđịnh của GINS trong quá trình bay sẽ chịu tác động của các mô-men nhiễuloạn Vì vậy, nhiệm vụ của luận án là nghiên cứu, đề xuất các giải pháp đểloại 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 địnhbằng 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 thụrung với các dải tần số nhiễu khác nhau tác động lên hệ thống Trên cơ sở hệGINS đã được hiệu chỉnh, luận án xây dựng bài toán điều khiển TBBKNL,khảo sát, tính toán, đo đạc các tham số khí động lực học, các tham số đặctrưng khối lượng, mô men – quán tính, xây dựng mô hình toán động lực họcbay trong không gian ba chiều của TBBKNL, tổng hợp bộ điều khiển cho lớpTBBKNL trên cơ sở thiết kế bộ điều khiển PID, LQR thích nghi theo mô hìnhmẫu để nâng cao chất lượng vòng 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 quán tính có đế ứng dụngvào bài toán điều khiển TBBKNL Xây dựng mô hình toán động lực học baytrong không gian ba chiều của TBBKNL có tính đến việc khảo sát, tính toán, đođạc các tham số khí động lực học, các đặc trưng khối lượng – mô men – quántính, từ đó tổng hợp bộ điều khiển bay tự động cho TBBKNL trên các kênh sửdụng bộ điều khiển LQR, PID điều khiển thích nghi theo mô 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 giảiquyết các nội dung sau:

 Nghiên cứu ảnh hưởng của sai số vị trí đế đến sai số dẫn đường trên các

 Xây dựng mô hình toán động lực học bay trong không gian ba chiều

và tổng hợp bộ điều khiển cho lớp TBBKNL trên cơ sở thiết kế bộ điềukhiển LQR, PID thích nghi theo mô hình mẫu để nâng cao chất lượngvòng điều khiển kín TBBKNL trên cơ sử ứng dụng GINS đã được nângcao độ chính xác bằng đế ổn định

Đối tượng nghiên cứu là hệ thống dẫn đường quán tính có đế (GINS)trên các thiết bị bay không người lái trong lĩnh vực quân sự và hệ thống điềukhiển của nó

Phạm vi nghiên cứu: Luận án tập trung giải quyết bài toán ổn định đếcho GINS và xây dựng vòng điều khiển kín cho chế độ bay tự động của UAV

5 Phương pháp nghiên cứu

Phương pháp nghiên cứu lý thuyết:

- Nghiên cứu mô 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 hệthống điều khiển hiện đại;

Phương pháp mô phỏng, kiểm nghiệm:

Ứng dụng lý thuyết điều khiển hiện đại khảo sát tính ổn định của hệthống đế ba trục, xây dựng mô hình toán chuyển động của thiết bị bay trongkhông gian, tổng hợp bộ điều khiển cho thiết bị bay - Sử dụng kỹ thuật môphỏng 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 sốcủa đế, luận án đề xuất các giải pháp khác nhau để nâng cao độ ổn định của đếnhư: loại bỏ tác động xen kênh giữa ba trục, sử dụng bộ hấp thụ rung khử dao

động của đế, khảo sát tính ổn định của hệ thống khi đưa vào các phương ánnâng cao độ ổn định đế khác nhau Ứng dụng đế ổn định vào bài toán tổnghợp bộ điều khiển kín cho UAV

Kết quả nghiên cứu của luận án có thể sử dụng cho việc nâng cao độ ổnđịnh 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 quân sự

Ngoài ra, kết quả nghiên cứu này có thể được sử dụng để nâng cao độchính xác các hệ thống ổn định đế, hệ thống dẫn đường quán tính có đế ở cáckhí tài cũ ở nước ta hiện nay Trên cơ sở đó, bổ sung phương pháp luận vàkiến thức phục vụ công tác đào tạo, giảng dạy và nghiên cứu trong các Việnnghiên 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 công trình nghiên cứu trong và ngoài nước liên quan đếnbài toán 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 mômen 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 xenkênh giữa các trục và sử dụng bộ hấp thụ rung có tính nhớt Xây dựng bàitoán tổng quát xác định các tham số cho bộ điều khiển hấp thụ rung loại bỏdao động của đế do tác động của nhiễu loạn Mô phỏng kiểm chứng và đánhgiá 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 mô hình toán chuyển động của thiết bị bay tổng hợpvòng điều khiển kín cho UAV ở chế độ bay tự động trên các kênh sử dụngHTDĐQT có cơ cấu đế ổn định Thiết kế bộ điều khiển PID thích nghi theo môhình mẫu để nâng cao chất lượng vòng 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

Sử dụng công cụ Matlab-Simulink mô phỏng, kiểm nghiệm, khảo sát đánh giácác thuật toán đã xây dựng ở chương 2 và chương 3 Mô phỏng, thử nghiệmbài toán điều khiển TBB bám quỹ đạo cho trước và xây dựng mô hình môphỏng bộ điều khiển UAV thay đổi theo độ cao khác nhau sát với thực tế củamột số vũ khí quân sự như tên lửa hành trình hay sử dụng UAV tự sát để tiêudiệt mục tiêu

Nội dung chính của luận án công bố trong 08 bài báo trên tạp chí nghiêncứu KH&CN Quân sự

về người, tính cơ động cao, kịp thời, chính xác, phạm vi trinh sát được cảithiện 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 cácnhiệm vụ, chiến lược quân sự như giám sát mục tiêu di động, tấn công pháhủy các mục tiêu quân sự, do thám, chỉ thị mục tiêu cho các máy bay chiếnđấu hoặc các tổ hợp tên lửa khác Điển hình như MQ-1 Predator, RQ-4Glowbal Hawk, RQ-2B Pionner Từ đầu năm 2013, nhằm phục vụ cho cácnhu cầu thiết yếu của các đơn vị quân đội ta đã bước đầu trang bị hệ thốngUAV của Isarel Đây là một trong những UAV hiện đại về cả công nghệ, tínhnăng kỹ chiến thuật và hiệu quả sử dụng phục vụ mục đích quốc phòng.

UAV là một dạng thiết bị bay có điều khiển Vòng điều khiển của nó phụthuộc vào các chế độ bay của máy bay Thông 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 hoàn toàn tự động; chế độ bay manual – chế độ

điều khiển bay UAV bằng tay bởi trắc thủ từ trạm chỉ huy Chế độ điều khiểnnày đòi hỏi phải có một đội ngũ phi công điều khiển từ xa có nhiều kinhnghiệm lái UAV, hệ quả là, tăng chi phí và thời gian trong việc đào tạo kíptrắc thủ điều khiển UAV Ngoài ra, do sai sót chế tạo, điều kiện môi trườngbay, độ nhạy của thiết bị cũng có thể gây ra các lỗi hệ thống nghiêm trọng gâyảnh hưởng tới khả năng làm việc ổn định của UAV Do đó, vấn đề cấp thiếtđặt 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 phátsinh trong quá trình vận hành Chính vì vậy, việc tổng hợp bộ điều khiển choUAV 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 vòng điều khiển thích nghi cho chế độ bay tự động của UAV thìcần phải xây dựng được mô hình toán động lực học bay và xác định các thông

số khí động học liên quan đến mô hình cần khảo sát

Quỹ đạo bay

mong muốn

Hệ dẫn hướng

Hình 1.1 Sơ đồ nguyên lý điển hình của UAV

1.2 Tổng quan về hệ thống dẫn đường quán tính có đế

Hệ thống dẫn đường quán tính (INS) đóng vai trò là đầu vào trong hệthống điều khiển thiết bị bay có chứa các thiết bị dẫn đường quán tính trongthành 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 tốccủa vật bay thông qua các gia tốc kế đặt trên khoang và sau đó xác định chúngbằng thiết bị tính toán trên vật bay Hiện nay, có hai kiểu hệ thống dẫn đườngquán 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- StrapdownInertial Navigation System)

GINS gồm các cảm biến gia tốc (ba gia tốc kế) và ba cảm biến góc (conquay 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 luôn không 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 racủa nó sẽ tác động trở lại đế thông qua lực mômen tác động lên trục cardan đểduy trì đế ổn định Ưu điểm của những hệ thống kiểu này có độ chính xác rấtcao do sử dụng các cảm biến chính xác và do không gắn trực tiếp với vật thểchuyển động nên nguồn tín hiệu đo có độ chính xác cao Tuy nhiên, hệ thốngnày đòi hỏi các thiết bị đo rất phức tạp và đắt tiền Ngoài ra còn có khối lượnglớn , 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 cáctrục của phương tiện chuyển động (gắn với hệ tọa độ liên kết nếu là tên lửa, máybay) Lúc này các trục của cảm biến gia tốc và tốc độ góc không được ổn

định trong không gian mà sẽ thay đổi theo hướng chuyển động của phươngtiện 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 chophép tính ra các cosin định hướng xác định vị trí tương hỗ của các tọa độ vừanêu và tính chuyển các gia tốc đo được sang các gia tốc dùng trong hệ tọa độdẫn đường, cuối cùng là tích phân chúng trong hệ tọa độ dẫn đường sẽ nhậnđược tốc độ và tọa độ của vật bay Ưu điểm chính của loại này là cấu trúc đơngiản (không đế), giá thành thấp (ứng dụng công nghệ MEMS) và độ chính xác

có thể chấp nhận được Mặt khác việc tính toán các tọa độ hiện thời và địnhhướng theo góc được thực hiện hoàn toàn tự động bằng máy tính trên khoangtrên cơ sở đo tốc độ góc quay của hệ tọa độ liên kết và gia tốc theo các trụccủa nó Do gắn trực tiếp với đối tượng chuyển động nên các số liệu đo từ cáccảm biến đo gia tốc và vận tốc góc sẽ có sai số lớn hơn so với hệ thống thứnhất Ngoài ra, nhược điểm của SINS chính là độ ổn định và độ tin cậy củacác thiết bị điện tử không cao đối với các thiết bị bay với tốc độ lớn, thời gianhoạt 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 quán tính trong bài toán điều khiển thiết bị bay,trong luận án lựa chọn nghiên cứu sâu về hệ thống dẫn đường quán tính có đế

Sở dĩ chọn hệ thống dẫn đường quán tính có đế vì hệ thống này có độ tin cậycao, phù hợp với các vũ khí, khí tài quân sự, các yêu cầu về chiến lược, chiếnthuật quốc phòng Chính vì vậy, xuyên suốt luận án chỉ đề cập đến cácphương pháp nâng cao độ chính xác cho hệ thống dẫn đường quán tính có đế

1.2.1 Các hệ toạ độ dùng trong dẫn đường quán tính

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 tâmcủa trái đất Hệ toạ độ này cũng được gọi là hệ toạ độ thứ i để tránh nhầm lẫnvới hệ toạ độ quán tính lí tưởng Tất cả các phép đo quán tính đều có quan hệđến 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 quán tính Hệ toạ độ quán 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

Hình 1.2 Hệ toạ độ quán tính 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 làtích 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 xe

đường lớn (vài trăm đến vài nghìn km) Tọa độ của điểm M trong hệ tọa độ địatâm 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

Hình 1.5 Hệ tọa độ dẫn đườngTrong hệ tọa đô 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 độđịa 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, đông,

và hướng đi lên vuông góc bề mặt trái đất-hệ ENU Ưu điểm của hệ toạ độĐông-Bắc-Lên (ENU) là cao độ sẽ tăng lên khi đi lên Ngoài ra, hệ định vịcòn có thể định nghĩa trục hướng đi lên thành trục hướng đi xuống, tức là đithẳng 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 mặtphẳng 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 lựctrọng trường:

định để đặt các gia tốc kế, hệ thống này luôn duy trì vị trí góc của đế trong khônggian không thay đổi Ngoài ra, để hệ thống có thể hoạt động bình thường thì nócần phải xác định được giá trị và hướng của véc tơ gia tốc trọng trường tại vị tríhiện tại của hệ thống đó Các đại lượng đó được xác định tương ứng theo vị trícủa hệ dẫn đường tương đối trên bề mặt trái đất Do đặc điểm của hệ thống, cácthành phần của véc tơ gia tốc trọng trường đều tác động vào cả ba

gia tốc kế của hệ, do vậy để tính toán 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 toán 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 nguyên lý GINS dạng giải tích

Để thực hiện được điều này thì đòi hỏi công việc tính toán phức tạp hơn

và tương ứng với nó là các thiết bị tính toán 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

hình chiếu véc-tơ gia tốc tuyệt đối a  d dt v lên hệ tọa độ Oxyz (gồm 3 thành phần

a x , a y , a z ) cần thiết phải tính đến hình chiếu véctơ g Rlên các trục nhạy

củacác cảm biến ( g x , g y , g z ), nghĩa là:

a k  a  g ( R )  a

Nếu trục của các con quay ổn định đế và các gia tốc kế song song với hệ

trục tọa độ cố định tâm trái đất OXYZ đi qua kinh tuyến Greenwich trong mặt

phẳng xích đạo thì để xác định tọa độ của vật mang trong không gian ta chuyểnxác các tọa độ cầu R, , bằng cách giải các phương trình (1.1) Trong đó,

- là tọa độ ban đầu,vận tốc ban đầu của thiết bị bay trong

hệ tọa độ OXYZ ; R - là véc-tơ bán kính vị trí của thiết bị bay cũng trong hệ

tọa độ này ;  - là vĩ độ;  - là kinh độ ; Ut - là vận tốc quay của trái đất trongquá trình thiết bị bay chuyển động

Trong trường hợp này, hướng của thiết bị bay trong hệ tọa độ OXYZ có

thể xác định được nhờ góc quay đo được của các vòng hệ thống treo cardancủa đế- đó là đế ổn định dạng lực hoặc đế ổn định dạng chỉ thị

học, các gia tốc kế Ax , Ay , Az được bố trí với các trục nhạy vuông góc với nhau

khi thiết bị bay chuyển động trên nền tảng của đế ổn định không làm thay đổihướng trong không gian quán tính và khôi phục hệ tọa độ cơ sở trong giá treocardan của đế Trong trường hợp này, các gia tốc kế cũng được đặt trên một đế

ổn định, chỉ khác là đế luôn được thiết lập ở vị trí nằm ngang Khi này, hai giatốc kế có trục đo được thiết lập trong mặt phẳng song song với bề mặt trái đất,các thành phần tác động gia tốc trọng trường lên các trục đo bằng không do đókhông quan tâm đến ảnh hưởng của gia tốc trọng trường lên hai gia tốc kế đó

X0,Y0,Z0,V X0,V Y0 ,V Z0

tích phân kép ta nhận được cự li đi được của vật thể bay.

Hình 1.7 Xác định tọa độ dẫn đường ,

Trên sơ đồ hình 1.8, việc ổn định đế trong không gian quán tính được thực

hiện nhờ ba con quay hai bậc tự do G x , G y ,G z và hệ bám sử dụng các động cơ

ổn định DCO x , DCO y , DCO z điều khiển các con quay này có tính đến các trụcquay của các khối con quay so với trục cardan của đế (bộ chuyển tọa độ ПК)thường thấy trên các sơ đồ đế ổn định dạng lực

Trước khi phóng TBB, các trục gia tốc kế và con quay đế được thiết lậptương ứng với một hệ tọa độ đã chọn và các tham số ban đầu được nạp vào cácthiết bị tính toán ứng với vị trí điểm phóng trong hành trình của thiết bị bay đó.Trong một số trường hợp riêng, khi đế ổn định trước khi phóng TBBđược thiết lập sao cho trục của nó song song với các trục tương ứng của hệ tọa

độ cố định tâm trái đất OXYZ như hình 1.7, khi TBB chuyển động thì các trục

gia tốc kế chính là các trục của hệ tọa độ dẫn đường ENH (ENH- hệ tọa độphương ngang) Khi đó, các tọa độ  ,  có thể đo trực tiếp thông qua các gócquay mặt phẳng chứa các gia tốc kế và khung ngoài của giá treo cardan của nó

so với đế ổn định

Hình 1.8 Sơ đồ nguyên lý HTDĐQT có đế dạng hình họcKhi tính toán tọa độ và vận tốc của thiết bị bay trong khối máy tính trênkhoang tạo ra các tín hiệu bù của gia tốc hướng tâm, gia tốc Coriolis để đảmbảo xác định các tham số dẫn đường trong hệ tọa độ liên kết với trái đất.Trong GINS dạng hình học, bộ tích phân thứ hai của các kênh theo phươngngang được thực hiện bằng phản hồi âm Điều này phần nào làm giảm bớt ảnhhưởng của các sai số thiết bị đo đến độ chính xác của hệ thống Tuy nhiên, do

đó mà đặc tính động học và thiết kế của thống treo gia tốc kế của hệ thống nàyphức tạp hơn các dạng khác

được đặt trên một con quay đế có điều khiển Mạch phản hồi từ một trong haikênh ngang của hệ thống được tạo thành bằng việc tạo tín hiệu ở đầu ra của bộtích phân thứ nhất đến cảm biến mô men của con quay hồi chuyển tương ứng.Các tín hiệu tỉ lệ vận tốc góc quay  x ,  y , z của mặt phẳng ngang cục bộ khi thiết bị bay chuyển động quanh trái đất như hình 1.9.

Các con quay được điều khiển bằng vận tốc quay bộ định phương thẳngđứng tức thời làm xuất hiện quá trình tiến động mặt phẳng chứa các cảm biếntrong không gian quán tính sao cho trục nhạy của chúng vẫn nằm trong mặtphẳng ngang Việc ứng dụng bộ hiệu chỉnh tích phân giúp loại bỏ sai lệch vậntốc và cho phép thiết bị thực hiện chuyển động với gia tốc quán tính theophương thẳng đứng mà không bị nhiễu tác động Đế ổn định theo phương vịđược định hướng tương ứng với hệ tọa độ đã chọn và có thể hiệu chỉnh trongquá trình bay

Hình 1.9 Sơ đồ chức năng HTDĐQT có đế dạng bán giải tích

Đế ổn định ba trục có thể được triển khai theo bất kỳ sơ đồ thiết kế nào (ví

dụ như trên ba con quay hai bậc tự do), còn mặt phẳng chứa cá con quay vàgia tốc kế phải được đặt chính xác theo mặt phẳng ngang tại thời điểm hệthống bắt đầu hoạt động MTTK để tích phân hai lần gia tốc đo (mục đích đểhiệu chỉnh bộ định phương thẳng đứng quán tính và nhận các giá trị vận tốccũng như các tọa độ tức thời) cũng tạo ra các tín hiệu bù gia tốc hướng tâm vàgia tốc Coriolis có trong tín hiệu đầu ra của các gia tốc kế Hệ thống ổn định

đế bao gồm các con quay hồi chuyển G x , G y ,G z với các cảm biến góc, bộkhuếch đại ổn định, động cơ ổn định DCO x , DCO y , DCOz và bộ chuyển đổitọa độ, các phần tử chấp hành của hệ hiệu chỉnh – là các cảm biến mô mencủa các con quay Các cảm biến góc được đặt dọc các trục giá treo cardan của

đế để đo góc định hướng của thiết bị trong hệ tọa độ phương ngang được thựchiện bằng các phần tử ổn định Thường thì HTDĐQT có để dạng bán giải tíchđược sử dụng trên các thiết bị bay như máy bay, các loại tên lửa hành trình

1.2.3 Đế ổn định trong GINS

Đế ổn định GINS được sử dụng với chức năng là thiết bị để cách ly tácđộng rung lắc lên các gia tốc kế cũng như xác định góc hướng của vật mang Đểthực hiện được chức năng này đế ổn định có ba bậc tự do Nó được treo trongkhông gia nhờ các trục cardan với các trục giao nhau ở tâm của đế và các

ổtrục đỡ có ma sát mong muốn nhỏ nhất có thể Sau khi thiết kế chế tạo hệ đế

ổn định cần được cân bằng động với độ chính xác cao Hiện nay đế ổn định

có thể chia làm hai loại: đế ổn định dạng chỉ thị và đế ổn định dạng lực

Đế ổn định dạng chỉ thị (hình 1.10) Trong hệ thống ổn định đế dạng chỉ

thị phần tử nhạy (con quay) không tác động lực lên đế mà chỉ sử dụng tín hiệucủa chúng Khi tác động mô men ngoại lực lên đế nó chuyển động như mộtvật rắn thông thường, tín hiệu góc quay của đế đo được và đưa vào hệ thống

ổn định để bù khử mô men ngoại lực nhiễu loạn

Nguyên lý hoạt động hệ thống ổn định đế có thể mô tả vắn tắt như sau:Khi tác động lên đế P mô men ngoại lực theo trục X đế sẽ quay theo trục này

góc α Con quay ba bậc tự do G2 đo được góc lệch đế α này nhờ cảm biến gócCBG1 Tín hiệu tự cảm biến CBG1 được đưa đến bộ biên đổi tọa độ và đếnmạch ổn định Mạch ổn định bao gồm bộ khuếch đại BKD1, động cơ ổn địnhDCO1 Động cơ này tạo ra trên trục X mô men ngoại lực bù khử với mô mennhiễu loạn

P

Hình 1.10 Sơ đồ động học hệ thống ổn định dạng chỉ thị

Ưu điểm của đế ổn định dạng chỉ thị là kích thước đế nhỏ và tốc độ điềukhiển cao do mô men động nhỏ Nhược điểm của đế ổn định dạng chỉ thị làtăng yêu cầu cho hệ thống ổn định do không sử dụng tính chất hiệu ứng conquay ổn định nên sẽ dấn đến yêu cầu cao về các cảm biến và động cơ ổn định

và sai số động học hệ thống ổn định đế cao Đặc trưng của loại đế ổn địnhdạng này là đặc tính ổn định phụ thuộc mạnh vào đặc tính của động cơ ổnđịnh Tiếp theo, luận án sẽ nghiên cứu sâu đế ổn định dạng lực

 Đế ổn định dạng lực Đối với các đối tượng chuyển động như máy bay,

tên lửa, tàu thủy… thì trong điều khiển quán tính đòi hỏi hệ thống các cảmbiến gia tốc kế phải được ổn định về vị trí trong không gian với một độ chínhxác cao Trong hệ thống điều khiển tên lửa đạn đạo, các gia tốc kế được ổnđịnh tương đối với một hệ tọa độ không gian cố định là hệ tọa độ quán tính.Đối với các đối tượng khác, các cảm biến của hệ thống điều khiển được ổnđịnh so với một hệ tọa độ quay, ví dụ như hệ tọa độ đất

Đế ổn định dạng lực sử dụng đặc trưng tác dụng lực của mô men conquay để ổn định Trong loại đế này sử dụng ba con quay hai bậc tự do đặt

vuông góc với các trục ổn định tương ứng như hình 1.11.

Trên đế ổn định, ba con quay hồi chuyển ba bậc G1, G2, G3 và các trụctọa độ X, Y, Z được bố trí như Các giá treo và đế được kết nối với các động

cơ ổn định DCO1, DCO2, DCO3 nhằm tạo ra các mô men tác động ứng vớicác trục ổn định Các động cơ ổn định được điều khiển thông qua các bộkhuếch đại BKD1, BKD2, BKD3 bằng các tín hiệu từ các cảm biến CBG 1,CBG2, CBG 3 đo góc tiến động của các con quay hồi chuyển

Ngoài con quay, trên đế ổn định còn đặt các gia tốc kế theo các trục AX,

AY và AZ để đo các gia tốc tức thời của vật thể theo các hướng đã chọn

Các tín hiệu từ hệ thống bù khử qua các bộ khuếch đại BKD1, BKD2,BKD3 điều khiển động cơ ổn định tạo ra mô men điều khiển CBM1, CBM 2,CBM 3 liên quan đến trục tuế sai các con quay

Để đo độ lệch góc của tên lửa so với vị trí yêu cầu trong không gian, trêncác trục có bố trí các bộ cảm biến lệnh CBL1, CBL 2, CBL 3 Tín hiệu đầu ra từcác cẩm biến này tương ứng với các góc quay tương đối của các phần tử treo.Khi hoạt động với vai trò là một thiết bị ổn định, có thể có một sốphương pháp bố trí các con quay hồi chuyển trên đế tùy theo cách thức tínhtoán Với cách bố trí truyền thống, các trục trục nhạy của con quay hồi chuyển

là trực giao và tại vị trí ban đầu, giá treo cardan song song với các trục ổnđịnh tương ứng

Tác động đầu vào thiết bị ổn định một mô men theo trục Z, mô men này

sẽ gây ra một chuyển động quay xung quanh trục tuế sai của con quay hồichuyển Г3, có trục nhạy song song với trục Z Đồng thời, một tín hiệu đượclấy từ bộ cảm biến góc của con quay hồi chuyển CBG3, sau khi qua bộ BKD3được chuyển đổi và khuếch đại sẽ được đưa đến điều khiển động cơ DCO3.Làm phát sinh một mô men tác dụng lên đế ổn định, mô men này có cùng độlớn, ngược chiều với mô men tác động, nhờ đó làm triệt tiêu những tác độngcủa ngoại lực lên đế ổn định Hai con quay hồi chuyển còn lại G1, G2 khôngphản ứng, và do đó không có tín hiệu nào của chúng được gửi đến hệ thống ổnđịnh Điều tương tự cũng xuất hiện dưới tác động của các mô men nhiễu loạnđến các trục Х và У Chỉ có các tín hiệu điều khiển được đưa từ các sai lệchgóc của các con quay G2 và G1 sẽ được đưa về các động cơ DCO2 và DCO1nhằm tạo ra các mô men ổn định tương ứng

Tuy nhiên trong thực tế, giữa các kênh ổn định của đế có sự tác động qualại Đó là tác động giữa sự quay của trục ổn định tới trục nhạy của con quaytrong quá trình bay, hoặc với trục quay của con quay khác trên cùng một đế

ổn định

Đế ổn định được bố trí trên khoang nhằm tăng cường độ chính xác trongcác phép đo của các cảm biến dựa trên sự hoạt động của các con quay hồichuyển Các con quay này được bố trí sao cho các trục ổn định của chúngnằm trên mặt phẳng của đế ổn định, và trong khi bay trùng với mặt phẳng quỹđạo của thiết bị bay

Để giảm tối đa các sai số điều khiển do sự mất cân bằng, rung lắc cáccon quay được bố trí trên đế theo các trục ổn định, và bảo đảm tính trực giaocủa các trục nhạy Cách bố trí này sẽ dẫn đến việc xuất hiện sai số giữa trụccủa các con quay và sự ảnh hưởng qua lại của cá trục ổn định Giá treo cardan

là thiết bị được sử dụng rộng rãi nhất để cách ly chuyển động đế khỏi chuyểnđộng của thiết bị bay Để sử dụng trong tên lửa đạn đạo thường sử dụngkhung ngoài do nó có ưu điểm là độ cứng của bản thân đế và kích thước nhỏgọn Điều này đảm bảo xác lập hướng con quay, gia tốc kế với độ chính xáccao trong môi trường rung lắc Thiết kế, chế tạo hệ thống ổn định khungcardan ngoài thường dùng với con quay, gia tốc kế có kích thước nhỏ

Hình 1.11 Sơ đồ động học đế ổn định con quay ba trục

Một trong ưu điểm khác của việc sử dụng khung cardan đó là đế không

bị giới hạn góc quay trong quá trình làm việc, có thể quay tự do so với khungtrong và khung ngoài Khi đó vật mang chuyển động với các góc khác nhauthì tính vuông góc giữa các trục không bị phá vỡ Để đảm bảo yêu cầu về độcứng và các yêu cầu chịu tải thường sử dụng khung làm bằng thép

1.2.4 Mô hình sai số của GINS

Như phân tích ở trên, một trong những lựa chọn xây dựng GINS là xâydựng hệ thống bán giải tích Ưu điểm của GINS bán giải tích là không giớihạn tầm xa của thiết bị bay, các con quay thực tế được đặt trong trường hấpdẫn không đổi cho phép xây dựng chính xác các mô hình toán học độ trôi củacon quay ổn định đế để bù các sai lệch hệ thống

Sai số của hệ thống dẫn đường quán tính có thể chia thành 2 loại:phương pháp và dụng cụ đo

Sai số phương pháp của hệ thống dẫn đường quán tính do phương phápthực hiện các phép đo Thông thường thì sai số phương pháp sẽ được bù, ví dụnhư bù gia tốc Coriolid Giả định rằng hệ trục tọa độ dẫn đường O1 ENH (hay

O1  ký hiệu theo tài liệu của Nga) phải gắn trực tiếp lên đế nhưng thực tế

do các sai số chế tạo nên các trục gia tốc kế được định hướng theo các trục

Để thuận tiện cho việc khảo sát, ta đưa ra một số ký hiệu sau:

– hình chiếu của vận tốc góc tuyệt đối hệ thống ổn định trên trục củachúng

f  , f , f– hình chiếu của vận tốc góc tuyệt đối của ba góc giới hạn trên trụccủa chúng

 ,  , – các góc lệch của hệ thống đế ổn định so với các trục của hệ tọa độdẫn

đường Phương trình sai số hệ thống dẫn đường quán tính tự động là phươngtrình sai số định hướng và phương trình sai số của gia tốc kế nằm ngang Cácphương trình này có dạng:

 V x

 V y  g a x 2

f x , f y , f z

khởi hành;  V x , V y  thành phần sai số vị trí của thiết bị bay;  V x , V y  sai số

dụng cụ của gia tốc kế nằm ngang; U - vận tốc quay của trái đất; V x,V y sai

số dụng cụ của gia tốc kế nằm ngang; ,  vĩ độ và phương vị thiết bị bay; sai số xác định của hệ vĩ độ và phương vị của thiết bị bay; R – bán

kính trái đất; g - gia tốc trọng trường; x,  y, z – hình chiếu vận tốc trôi của

đế ổn định trên trục của chúng

Trên thực tế, để phát triển thuật toán hỗ trợ, thường quy ước sử dụng

phương trình sai số rút gọn cho GINS Khi đó, (1.3) có thể viết lại dưới dạng

trong đó,  x ,  y, z – nhiễu ngoài tác động,  – tần số trung bình ngẫu nhiên

của phép đo độ trôi con quay

Ba phương trình cuối cùng là bộ lọc định hình là một mô hình toán học

mô tả sự thay đổi vận tốc trôi của con quay ổn định đế

, 

Biểu diễn (1.4) dưới dạng ma trận:

x  Ax  w