Luận án tiến sĩ nghiên cứu nâng cao độ chính xác hệ thống dẫn đường quán tính có đế ứng dụng trong điều khiển

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 Chuyên ngành:

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

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 QUÁN TÍNH CÓ 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

LỜI CAM ĐOAN

Tôi cam đoan đây là công 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 công trình 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 Tự động hoá kỹ thuật quân sự, thuộc Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự - Bộ Quốc 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 thành được luận án này

Tôi chân thành cảm ơn Ban giám đốc Viện Khoa học và Công nghệ Quân

sự, Thủ trưởng Phòng Đào tạo, Thủ trưởng Viện Tự động hoá Kỹ thuật quân

sự, Thủ trưởng Viện Tên lửa đã tạo điều kiện thuận lợi giúp tôi có thể hoàn 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 quý giá trong quá 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

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

v Vận tốc thẳng của UAV theo trục y trong hệ tọa độ

R Ma trận chuyển đổi từ hệ tọa độ j sang hệ tọa độ i []

n Hệ số mô men chúc ngóc so với trục 0z [N.m]

a

V Tốc độ bay của TBB so với môi trường không khí

khi chưa bị nhiễu động (véc-tơ không 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]

DOF Degree of freedom (Bậc tự do)

ĐKTNMHC Điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu ENU Đông - Bắc - Hướng lên trên

e-frame Hệ quy chiếu Trái đất

FE ước lượng sai số cảm biến

GINS Gimbal Inertial Navigation System

(Hệ thống dẫn đường quán tính có đế) HTDĐQT Hệ thống dẫn đường quán tính

IMU Khối đo lường quán tính

i-frame Hệ quy chiếu quán tính

MEMS 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

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

SINS Strapdown Inertial Navigation System

(Hệ thống dẫn đường quán tính không đế) TBBKNL Thiết bị bay không người lái

UAV Unmaned Aerial Vehicle

Máy bay không người lái, MBKNL

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

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 không 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 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 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 toán bù sai số rất phức tạp Các phương pháp bù trừ sai số hiện nay thường dùng kết hợp các cảm biến quán tính với các thông tin bên ngoài khác như: GNSS, đo cao vô tuyến, 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], Tuy nhiên, 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 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 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

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 toán kết hợp với các giải pháp công 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 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 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 mô-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 toán điều khiển TBBKNL, khảo sát, tính toán,

đo đạc các tham số khí động lực học, các tham số đặc trưng khối lượng, mô men – quán tính, xây dựng mô hình toán động lực học bay trong không 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 mô hình mẫu 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 dụng vào bài toán điều khiển TBBKNL Xây dựng mô hình toán động lực học bay trong không gian ba chiều của TBBKNL có tính đến việc khảo sát, tính toán,

đo đạc các tham số khí động lực học, các đặc trưng khối lượng – mô men – quán 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 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 giải quyết các nội dung sau:

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

sở áp dụng bộ hấp thụ rung với các tham số được tối ưu hóa

 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 điều khiển LQR, PID thích nghi theo mô hình mẫu để nâng cao chất lượng vòng 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 quán 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 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 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 mô hình toán 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

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 toán 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 quân sự

Ngoài 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 công trình nghiên cứu trong và ngoài nước liên quan đến bài 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 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 toán tổng quát 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 mô hình toán chuyển động của thiết bị bay tổng hợp vòng 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 mô hình 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

toán

Sử dụng công cụ Matlab-Simulink mô phỏng, kiểm nghiệm, khảo sát đánh giá các thuật toán đã xây dựng ở chương 2 và chương 3 Mô phỏng, thử nghiệm bài toán điều khiển TBB bám quỹ đạo cho trước và xây dựng mô hình mô phỏng

bộ điều khiển UAV thay đổi theo độ cao khác nhau sát với thực tế của một số

vũ khí quân sự như tên lửa hành trình hay sử dụng UAV tự sát để tiêu diệt mục tiêu

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

UAV là một dạng thiết bị bay có điều khiển Vòng điều khiển của nó phụ thuộc 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 khiển này đòi hỏi phải có một đội ngũ phi công 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 Ngoài ra, do sai sót chế tạo, điều kiện môi 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 vòng điều khiển thích nghi cho chế độ bay tự động của UAV thì cần 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

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 hệ thống điều khiển thiết bị bay có chứa các thiết bị dẫn đường quán 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 toán 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 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 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 không 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 Ngoài ra còn 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 không được ổn

Nhiễu khí quyển

Điều khiển bay

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 công nghệ MEMS) và độ chính xác có thể chấp nhận được Mặt khác việc tính toán các tọa độ hiện thời và định hướng theo góc được thực hiện hoàn toàn 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 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 cậy cao, phù hợp với các vũ khí, khí tài quân sự, các yêu cầu về chiến lược, chiến thuật quốc phòng Chính vì vậy, xuyên suốt luận án chỉ đề cập đến các phương 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

- 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 quán 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 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

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

- 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

Hình 1.5 Hệ tọa độ dẫn đường

Trong 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 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, đông,

và hướng đi lên vuông 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 Ngoài ra, hệ định vị còn

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 luôn duy trì vị trí góc của đế trong không gian không thay đổi Ngoài 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

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 A A A đo hình chiếu véc-tơ gia x, y, ztốc biểu kiến k

a lên các trục của hệ trục tọa độ quán tính Oxyz Để xác định

hình chiếu véc-tơ gia tốc tuyệt đối a dv

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 chuyển xác 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 trong quá

trình thiết bị bay chuyển động

(1.2)

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 cardan của đế- đó là đế ổn định dạng lực hoặc đế ổn định dạng chỉ thị

- Hệ thống hình học Trong hệ thống dẫn đường quán tính có đế dạng hình

học, các gia tốc kế A A A được bố trí với các trục nhạy vuông góc với nhau x, y, zkhi thiết bị bay chuyển động trên nền tảng của đế ổn định không làm thay đổi hướng trong không gian quán tính và khôi phục hệ tọa độ cơ sở trong giá treo cardan 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 gia tốc 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 đó không quan tâm đến ảnh hưởng của gia tốc trọng trường lên hai gia tốc kế đó Gia tốc thẳng đứng trong trường hợp này không cần thiết, do độ cao bay của

hệ thống được xác định bằng các thiết bị đo cao khác Như vậy, nhờ bộ 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 G G và hệ bám sử dụng các động cơ x, y, z

ổn định DCO DCO DCO điều khiển các con quay này có tính đến các trục x, y, zquay 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 lập tương ứng với một hệ tọa độ đã chọn và các tham số ban đầu được nạp vào các thiết 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 TBB được 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 độ phương ngang) Khi đó, các tọa độ ,  có thể đo trực tiếp thông qua các góc quay 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 học

Khi tính toán tọa độ và vận tốc của thiết bị bay trong khối máy tính trên khoang tạo ra các tín hiệu bù của gia tốc hướng tâm, gia tốc Coriolis để đảm bảo 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 phương ngang được thực hiện bằng phản hồi âm Điều này phần nào làm giảm bớt ảnh hưởng 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 này phức tạp hơn các dạng khác

- Hệ thống bán giải tích Trong GINS dạng bán giải tích, các gia tốc kế

được đặt trên một con quay đế có điều khiển Mạch phản hồi từ một trong hai kênh ngang của hệ thống được tạo thành bằng việc tạo tín hiệu ở đầu ra của bộ tích 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 thẳng đứng tức thời làm xuất hiện quá trình tiến động mặt phẳng chứa các cảm biến trong không gian quán tính sao cho trục nhạy của chúng vẫn nằm trong mặt phẳng ngang Việc ứng dụng bộ hiệu chỉnh tích phân giúp loại bỏ sai lệch vận tốc và cho phép thiết bị thực hiện chuyển động với gia tốc quán tính theo phương thẳng đứng mà không bị nhiễu tác động Đế ổn định theo phương vị được định hướng tương ứng với hệ tọa độ đã chọn và có thể hiệu chỉnh trong quá 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 và gia tốc kế phải được đặt chính xác theo mặt phẳng ngang tại thời điểm hệ thống bắt đầu hoạt động MTTK để tích phân hai lần gia tốc đo (mục đích để hiệu chỉnh

bộ định phương thẳng đứng quán tính và nhận các giá trị vận tốc cũng như các tọa độ tức thời) cũng tạo ra các tín hiệu bù gia tốc hướng tâm và gia 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 G G x, y, zvới các cảm biến góc, bộ khuếch đại ổn định, động cơ ổn định DCO DCO DCO x, y, zvà bộ chuyển đổi tọa độ, các phần tử chấp hành của hệ hiệu chỉnh – là các cảm biến mô men của 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 thực hiện bằng các phần tử ổn định Thường thì HTDĐQT có để dạng bán giải tích được sử dụng trên các thiết bị bay như máy bay, các loại tên lửa hành trình

ổ trục 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 hiệu của chúng Khi tác động mô men ngoại lực lên đế nó chuyển động như một vật 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 góc CBG1 Tín hiệu tự cảm biến CBG1 được đưa đến bộ biên đổi tọa độ và đến mạch ổn định Mạch ổn định bao gồm bộ khuếch đại BKD1, động cơ ổn định DCO1 Động cơ này tạo ra trên trục X mô men ngoại lực bù khử với mô men nhiễu loạn

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 điều khiển cao do mô men động nhỏ Nhược điểm của đế ổn định dạng chỉ thị là tăng yêu cầu cho hệ thống ổn định do không sử dụng tính chất hiệu ứng con quay 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 định dạng này là đặc tính ổn định phụ thuộc mạnh vào đặc tính của động cơ ổn định 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 cảm biến gia tốc kế phải được ổn định về vị trí trong không gian với một độ chính xác cao Trong hệ thống điều khiển tên lửa đạn đạo, các gia tốc kế được ổn định 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 ổn định so với

một hệ tọa độ quay, ví dụ như hệ tọa độ đất

P

Đế ổn định dạng lực sử dụng đặc trưng tác dụng lực của mô men con quay

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 trục tọa 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 với các trục ổn định Các động cơ ổn định được điều khiển thông qua các bộ khuếch 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, trên các trục có bố trí các bộ cảm biến lệnh CBL1, CBL 2, CBL 3 Tín hiệu đầu ra

từ các 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 số phương pháp bố trí các con quay hồi chuyển trên đế tùy theo cách thức tính toán 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 ổn định 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 hồi chuyển Г3, có trục nhạy song song với trục Z Đồng thời, một tín hiệu được lấy

từ bộ cảm biến góc của con quay hồi chuyển CBG3, sau khi qua bộ BKD3 được 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 độ lớn, ngược chiều với mô men tác động, nhờ đó làm triệt tiêu những tác động của ngoại lực lên đế ổn định Hai con quay hồi chuyển còn lại G1, G2 không phản ứng, và do đó không có tín hiệu nào của chúng được gửi đến hệ thống ổn định Điều tương tự cũng xuất hiện dưới tác động của các mô men nhiễu loạn đến các trục Х và У Chỉ có các tín hiệu điều khiển được đưa từ các sai lệch góc của các con quay G2 và G1 sẽ được đưa về các động cơ DCO2 và DCO1 nhằm 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 qua lại Đó là tác động giữa sự quay của trục ổn định tới trục nhạy của con quay trong 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 trong các phép đo của các cảm biến dựa trên sự hoạt động của các con quay hồi chuyển Các con quay này được bố trí sao cho các trục ổn định của chúng nằm trên mặt phẳng của đế ổn định, và trong khi bay trùng với mặt phẳng quỹ đạo của thiết bị bay

Để giảm tối đa các sai số điều khiển do sự mất cân bằng, rung lắc các con quay được bố trí trên đế theo các trục ổn định, và bảo đảm tính trực giao của các trục nhạy Cách bố trí này sẽ dẫn đến việc xuất hiện sai số giữa trục của 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 chuyển động của thiết bị bay Để sử dụng trong tên lửa đạn đạo thường sử dụng khung ngoài do

nó có ưu điểm là độ cứng của bản thân đế và kích thước nhỏ gọn Điều này đảm bảo xác lập hướng con quay, gia tốc kế với độ chính xác cao trong môi trường rung lắc Thiết kế, chế tạo hệ thống ổn định khung cardan 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 khung trong và khung ngoài Khi đó vật mang chuyển động với các góc khác nhau thì tính vuông góc giữa các trục không bị phá vỡ Để đảm bảo yêu cầu về độ cứng

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 xây dựng hệ thống bán giải tích Ưu điểm của GINS bán giải tích là không giới hạn tầm xa của thiết bị bay, các con quay thực tế được đặt trong trường hấp dẫn không đổi cho phép xây dựng chính xác các mô hình toán học độ trôi của con 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 pháp thực hiện các phép đo Thông thường thì sai số phương pháp sẽ được bù, ví dụ như

bù gia tốc Coriolid Giả định rằng hệ trục tọa độ dẫn đường

O ENH hay O 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:

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 rút gọn như sau:

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:

T R

T

T R

Ttg

T R

trong đó, V x, V y– lỗi hệ thống dẫn đường quán tính trong xác định vận tốc;

   – góc lệch hệ thống đế ổn định tương đối so với tam diện hệ tọa độ cơ

sở (dẫn đường); R – bán kính trái đất; g – gia tốc trọng trường; f x, f y– gia tốc theo phương ngang của đối tượng đặt trên hệ dẫn đường quán tính;B B x, y– độ dịch không của gia tốc kế

Bỏ qua các liên hệ chéo, có thế viết phương trình lỗi hệ thống dẫn đường quán tính một cách riêng lẻ đối với mỗi kênh thông tin Phương trình sai số của

hệ thống dẫn đường quán tính trong trường hợp này đối với một trong những kênh thông tin nằm ngang sẽ có dạng:

Sai số dụng cụ có thể chia ra sai số của gia tốc kế, bộ tích phân, con quay

và sai số lắp đặt hệ thống ổn định Việc khảo sát đáp ứng của hệ thống dẫn đường quán tính tự động đối với các nguồn gây nhiễu xác định có thể đưa ra kết luận về đặc điểm của sai số của hệ thống dẫn đường quán tính

Sai số của hệ thống dẫn đường quán tính trong việc tính toán quãng đường

đi được do độ lệch không của gia tốc kế là dao động với chu kỳ Schuler Trong trường hợp, khi sai số của gia tốc kế thay đổi tỉ lệ thuận với thời gian hoạt động

cuối cùng, sai số của hệ thống dẫn đường quán tính có thể triển khai dưới dạng tăng dần theo thời gian và thành phần dạng sin áp lên nó Sai số của hệ thống dẫn đường quán tính trong tính toán quãng đường di chuyển là sai số bộ tích phân thứ nhất của dao động hình sin với tần số dao động riêng Schuler

Thực tế chỉ ra rằng, vận tốc trôi của con quay ảnh hưởng tới sai số của hệ thống dẫn đường quán tính Tốc độ trôi của con quay gây ra một thành phần sai

số, thành phần này cũng dao động với tần số Schuler Tốc độ trôi của con quay tăng theo thời gian làm xuất hiện sai số của hệ thống dẫn đường quán tính, sai

số này có thể tách ra thành hai thành phần: Thành phần thứ nhất thay đổi tỉ lệ thuận với bình phương thời gian hoạt động của GINS, còn thành phần thứ hai dao động với tần số Schuler Sai số của GINS bởi sự lắp đặt không chính xác

hệ thống ổn định con quay tương đối so với mặt phẳng nằm ngang là dao động hình sin với chu kỳ Schuler Tổng các sai số của GINS trong việc xác định vị trí của thiết bị bay, do các yếu tố trên và tăng theo thời gian Khi GINS làm việc trong khoảng thời gian đủ dài các sai số sẽ đạt độ lớn không thể chấp nhận

Vì vậy cần điều chỉnh GINS thông qua các nguồn bên ngoài của thông tin dẫn đường, hay điều chỉnh sai số với sự sử dụng các mối liên hệ bên trong của hệ thống Các thuật toán bù sai số GINS khi sử dụng các mối liên hệ nội tại của hệ thống đã được biết đến rộng rãi và được nghiên cứu một cách tỉ mỉ GINS được trang bị các thuật toán tương tự có các lỗi dư, các lỗi này do các yếu tối nhiễu khác nhau gây lên, đo được cùng với sai số bởi sự trôi dạt động của hệ thống

ổn định Vì vậy cần phát triển phương pháp điểu chỉnh sai số động của hệ thống dẫn đường quán tính tự động và nếu có thể sai số còn lại sau khi điều chỉnh bằng các thuật toán đã biết

Tóm lại, trong trường hợp khi bài toán bay liên quan đến quá trình bay tự động, đặt ra bài toán phát triển các phương pháp bù sai số GINS chỉ sử dụng thông tin nội bộ của hệ thống Theo các phương trình sai số ở trên, ta thấy rằng sai số của các tham số dẫn đường phụ thuộc vào góc lệch của đế so với hệ tọa

độ tiếp tuyến

Từ mô hình toán hệ thống và kết quả mô phỏng, có thể thấy khi hệ thống mất cân bằng do đế bị sai lệch một góc nào đó thì với việc sử dụng phương pháp điều chỉnh đế bằng động cơ điện để bù lại sai lệch này về lý thuyết có khả năng đảm bảo được độ chính xác cho hệ thống Tuy nhiên trong thực tế, giữa các kênh ổn định của đế có sự tác động qua lại Đó là tác động giữa sự quay của trục ổn định tới trục nhạy của con quay trong 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 trong các phép đo của các cảm biến dựa trên sự hoạt động của các con quay hồi chuyển Các con quay này được bố trí sao cho các trục ổn định của chúng nằm trên mặt phẳng của đế ổn định, và trong khi bay trùng với mặt phẳng quỹ đạo Để giảm tối đa các sai số điều khiển do

sự mất cân bằng, rung lắc các con quay được bố trí trên đế theo các trục ổn định, và bảo đảm tính trực giao của các trục nhạy Cách bố trí này sẽ dẫn đến việc xuất hiện sai số giữa trục của các con quay và sự ảnh hưởng qua lại của cá trục ổn định Do đó, bài toán đặt ra là phải làm sao khử được mối tác động xen kênh giữa các trục con quay để loại bỏ sai số này nhằm tăng độ chính xác cho

hệ thống Một yếu tố nữa đối với bài toàn nâng cao độ chính xác cho hệ thống dẫn đường quán tính là để đảm bảo độ chính xác cao hệ số khuếch đại được chọn rất lớn Trong trường hợp này dải thông yêu cầu của vòng ổn định cũng

sẽ rất lớn Trong một số trường hợp dải thông của động cơ nhỏ hơn dải thông yêu cầu của vòng ổn định Trong tình huống này hệ thống ổn định do tác động của động cơ cũng không còn tác dụng, hiệu ứng con quay trong dải này rất nhỏ Việc chống rung trong dải này phụ thuộc vào khả năng cách ly rung của hệ thống đế ổn định Chính vì vậy, bài toán chống rung cho hệ thống cũng rất cần thiết phải giải quyết để nâng cao độ chính xác cho hệ thống mà vẫn đảm bảo được các yêu cầu về đặc tính động cơ điện và về mặt gia công, thiết kế Để tìm hiểu sâu hơn về các phương pháp khử tác động xen kênh giữa các trục con quay

và phương pháp chống rung nhằm tăng độ chính xác cho hệ thống dẫn đường quán tính có đế luận án tập trung vào xây dựng mô hình toán và sai số của một

hệ thống dẫn đường quán tính điển hình để giải quyết các bài toán loại bỏ sai

số ảnh hướng đến tính chính xác của hệ thống

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

1.3.1 Tình hình nghiên cứu có liên quan ở nước ngoài

Có rất nhiều nghiên cứu về lĩnh vực dẫn đường quán tính như trong các công trình [25], [26], [28], [32], [34], [35], [36], [37], [42], [44], [47], [56], [59], [60], [62], [66], tuy nhiên hầu hết các công bố này cho thông tin phát triển

lý thuyết chung về xử lý tín hiệu đo kết hợp và các kết quả nghiên cứu nhận được chỉ đưa ra kết quả đánh giá chung việc nâng cao chất lượng của thiết bị dẫn đường Nhìn chung các công trình này đã đưa ra kết quả tích hợp thông tin

xử lý hệ thống trên cơ sở đánh giá sai số của tổ hợp dẫn đường kết hợp dựa trên một số thuật toán lọc Kalman mà chưa gắn vào một hệ thống điều khiển trên thiết bị bay thực tế nào

Trong [42] thảo luận một phương án tích hợp bộ IMU với một hoặc nhiều ăng-ten GPS Trong công trình [45], tác giả đã đưa ra phương án hiệu chỉnh các sai lệch cảm biến của IMU bằng cách sử dụng các thông tin bên ngoài của góc hướng Sai lệch của cảm biến thường được coi là một yếu tố quan trọng cần thiết phải nghiên cứu, đánh giá đối với các hệ thống điều khiển chuyển động hiệu suất cao sử dụng các cảm biến vi cơ điện tử và bộ đo lường quán tính IMU trong các vòng phản hồi của chúng Tuy nhiên, điểm hạn chế của hệ thống sử dụng IMU giá rẻ là độ chính xác không cao, độ ổn đỉnh yếu và có thể gây ra sai

số lớn trong khoảng thời gian ngắn nếu các sai số này không được bù lại Để cải thiện độ chính xác của các IMU giá rẻ, một kỹ thuật hiệu chuẩn mới đã được công bố trong công trình [1] không đòi hỏi IMU phải liên kết với hệ tọa độ cơ

sở và do đó rất dễ sử dụng trong thực tế Trong trường hợp chỉ có một ăng-ten GPS, tư thế của IMU có thể được khởi tạo bởi vận tốc từ GPS [26], [34] Do góc hướng dễ bị trôi khi vận tốc góc thiết bị bằng không do chất lượng của con quay thấp nên cần phải có phương pháp hạn chế sai số góc tăng dần theo thời gian khi thiết bị không di chuyển như khi ô tô chờ đền giao thông hay máy bay trực thăng ở chế độ treo, khi tên lửa chưa rời khỏi bệ/ống phóng

Một đặc điểm cần lưu ý nữa là các trang thiết bị, khí tài quân sự của nước

ta hiện nay chủ yếu được mua từ Nga, Israel và một số nước Đông Âu cũ Có một hạn chế lớn là các tài liệu chuyển giao công nghệ hoặc đào tạo cán bộ nghiên cứu của Nga cho nước ta, các công trình nghiên cứu về thuật toán dẫn đường cũng như các thuật toán tường minh ứng dụng vào nâng cao độ chính xác hệ thống dẫn đường đều mang tính chất nhạy cảm, hạn chế chuyển giao, nguồn trích dẫn tài liệu khó tiếp cận nên là một trở ngại lớn để có thể làm chủ được các công nghệ được tích hợp trong khí tài Các công trình [33], [36], [39], [45], [48], [50], [57], [63], [64], [65], [69], [73], [74], [75], [76], [77], [80], [81], [83], [86], [93], [94], [95], [97] cung cấp lý thuyết chung về các hệ thống dẫn đường và điều khiển bay cho các thiết bị bay nói chung Đây là kết quả tổng hợp của nhiều công trình nghiên cứu được nghiên cứu công phu và đề cập đến các vấn đề cơ bản và chung nhất về cấu trúc hệ thống và tín hiệu, về kỹ thuật thực hiện và phương pháp xử lý đối với hệ thống dẫn đường và điều khiển bay, trình bày dưới dạng cấu trúc sơ đồ khối, các thuật toán được trích dẫn từ các lý thuyết kinh điển, chưa gắn với bất kỳ thiết bị thực tế nào

Trong [42], [44], [86] đề xuất thuật toán tích hợp hệ thống dẫn đường quán tính với GPS trên cơ sở mạng trí tuệ nhân tạo (neural network) và đề xuất các cấu trúc tích hợp INS/GPS tối ưu Tuy nhiên hạn chế của các phương pháp sử