View and download: https://uploading.vn/qchquv1dr40v Hoặc https://www.mediafire.com/folder/9rxnd5x5yqqhw/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

1. 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

2. 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
BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG

3. i
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

4. ii
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.

5. iii
MỤC LỤC
Trang
DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT.................................................................V
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ........................................................................................................ IX
MỞ ĐẦU............................................................................................................................................1
CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH TRÊN UAV.......6
1.1. Tổng quan về UAV ........................................................................................6
1.2. Tổng quan về hệ thống dẫn đường 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

6. iv
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 kênh91
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

7. v
DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT
1. Danh mục các ký hiệu
Ký hiệu Ý nghĩa Thứ nguyên
 Góc tấn. [rad]
 Góc trượt cạnh. [rad]
e
 Góc lệch cánh lái elevator của TBB [rad]
a
 Góc lệch cánh lái aileron của TBB [rad]
*
a Hằng số hàm truyền động lực học kênh dạt sườn []
*
a Hằng số hàm truyền động lực học kênh dạt sườn []
*
V
a Hằng số hàm truyền động lực học kênh dọc []
b Độ dài sải cánh TBB [m]
,
L D
C C Hệ số lực nâng, hệ số lực cản tác động lên máy bay []
m
C Hệ số lực dạt sườn (trượt cạnh) []
thrust
F Lực đẩy động cơ TBB []
L, M, N Các mô men khí động tác dụng lên TBB trong hệ
tọa độ liên kết
[N.m]
g Gia tốc trọng trường. [m/s2
]
m Khối lượng khí cụ bay. [kg]
P Lực đẩy động cơ. [N]
V Vectơ vận tốc tâm khối máy bay [m/s]
pn
Vị trí của UAV theo trục Ox trong hệ tọa độ quán
tính i
F
[m]
pe
Vị trí của UAV theo trục y trong hệ tọa độ quán
tính i
F
[m]
pd
Vị trí của UAV theo trục z trong hệ tọa độ quán
tính i
F
[m]
u
Vận tốc thẳng của UAV theo trục x trong hệ tọa độ
liên kết b
F
[m/s]

8. vi
v
Vận tốc thẳng của UAV theo trục y trong hệ tọa độ
liên kết b
F
[m/s]
w
Vận tốc thẳng của UAV theo trục z trong hệ tọa độ
liên kết b
F
[m/s]
 Góc cren đối với hệ tọa độ bay-2 2
v
F [rad]
 Góc chúc ngóc đối với hệ tọa độ bay-1 1
v
F [rad]
 Góc hướng đối với hệ tọa độ mặt đất di động v
F [rad]
p
Vận tốc góc quanh trục x trong hệ tọa độ liên kết
b
F
[rad/s]
q
Vận tốc góc quanh trục y trong hệ tọa độ liên kết
b
F
[rad/s]
r
Vận tốc góc quanh trục z trong hệ tọa độ liên kết
b
F
[rad/s]
J Ma trận mô mem quán tính đối của UAV [N.m2
]
fx
Tổng ngoại lực tác dụng lên UAV theo trục x trong
hệ tọa độ liên kết b
F
[N]
fy
Tổng ngoại lực tác dụng lên UAV theo trục y trong
hệ tọa độ liên kết b
F
[N]
i
j
R Ma trận chuyển đổi từ hệ tọa độ j sang hệ tọa độ i []
l Hệ số mô-men cren so với trục 0x [N.m]
n Hệ số 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]
c
K Hệ số truyền mạch khuếch đại động cơ ổn định []
2. Danh mục các chữ viết tắt
Ký hiệu Ý nghĩa
BKD Bộ khuếch đại
b-frame Hệ tọa độ liên kết

9. vii
CBG Cảm biến góc
CBM Cảm biến mô-men
CBL Cảm biến lệnh
DCO Động cơ ổn định
DCM Ma trận cosin chỉ phương
DOF Degree of freedom (Bậc tự do)
ĐKTNMHC Điều khiển thích nghi theo 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
M Số Mach
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

10. viii
DANH MỤC CÁC BẢNG
Trang
Bảng 2.1. Các tham số ban đầu của hệ thống đế ổn định ...............................44
Bảng 3.1. Sự phụ thuộc các hệ số khí động theo góc tấn α ............................88
Bảng 3.2. Tính toán đạo hàm của các hệ số khí động.....................................88
Bảng 3.3. Sự phụ thuộc , ,
Y l n
C C C
  
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

11. ix
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

12. x
Hình 2.25 . Sơ đồ cấu trúc rút gọn thực hiện loại bỏ tác động xen kênh của đế ba trục ....57
Hình 2.26. Sơ đồ cấu trúc với phương án loại bỏ các tác động chéo giữa các trục ổn định
.............................................................................................................................................59
Hình 2.27. Góc tiến động i
 và góc quay đế i
 sau khi loại bỏ tác động xen kênh ba trục
của cơ cấu đế .......................................................................................................................59
Hình 2.28. Sơ đồ động học bộ định phương thẳng đứng.....................................................63
Hình 2.29. Đặc tính biên độ - tần số hệ thống ổn định đế khi K tiến tới không ..................65
Hình 2.30. Sơ đồ động học hệ thống ổn định một trục sử dụng bộ hấp thụ rung................66
Hình 2.31. Đặc tính biên độ tần số của bộ hấp thụ rung.....................................................68
Hình 2.32. Đặc tính 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 2
d ...............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

13. xi
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 βi và góc quay đế αi 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 βi và góc quay đế αi đã loại bỏ tác động xen kênh.....................132
Hình 4.5. Sơ đồ cấu trúc hệ thống ổn định đế với thiết bị hấp thụ rung động lực ............133
Hình 4.6. Đặc tính 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

14. xii
Hình 4.18. Các góc động hình học và vận tốc của UAV ...................................................141
Hình 4.19. Tọa độ của UAV bay theo quỹ đạo cho trước..................................................141
Hình 4.20. Sơ đồ cấu trúc 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

15. 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

16. 2
hiệu thu cực nhỏ hoặc phải nâng cao độ chính xác của INS. Giải pháp xây dựng
GNSS riêng là không khả thi cho hầu hết các quốc gia trên thế giới. Do đó, giải
pháp duy nhất là nâng cao tính chính xác của INS bằng các thuật 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

17. 3
thiết bị bay.
 Xây dựng phương pháp ổn định đế bằng cách khử ảnh hưởng của tác động
xen kênh giữa các trục của đế ổn định trong GINS.
 Xây dựng phương pháp ổn định đế bằng bộ hấp thụ rung có nhớt và hấp
thụ rung động lực. Giải bài toán tổng quát nâng cao độ đế ổn định trên cơ
sở áp dụng bộ hấp thụ rung với các tham số được tối ưu hóa.
 Xây dựng 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

18. 4
động của đế, khảo sát tính ổn định của hệ thống khi đưa vào các phương án
nâng cao độ ổn định đế khác nhau. Ứng dụng đế ổn định vào bài 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

19. 5
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.

20. 6
CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ HỆ THỐNG
DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH TRÊN UAV
1.1. Tổng quan về UAV
Hiện nay, trong môi trường tác chiến hiện đại, việc sử dụng UAV để trinh
sát, chỉ thị mục tiêu trở thành một trong những nhiệm vụ cấp thiết hàng đầu của
một số quân, binh chủng. Ưu điểm việc sử dụng UAV là đảm bảo an toàn về
người, tính cơ động cao, kịp thời, chính xác, phạm vi trinh sát được cải thiện
đáng kể. Trên thế giới đã và đang có nhiều cường quốc quân sự như Mỹ, Nga,
Trung Quốc, Israel, Pháp, Anh,... đã sử dụng rộng rãi UAV vào các nhiệm vụ,
chiến lược quân sự như giám sát mục tiêu di động, tấn công phá hủy các mục
tiêu quân sự, do thám, chỉ thị mục tiêu cho các máy bay chiến đấu hoặc các tổ
hợp tên lửa khác. Điển hình như MQ-1 Predator, RQ-4 Glowbal Hawk, RQ-2B
Pionner. Từ đầu năm 2013, nhằm phục vụ cho các nhu cầu thiết yếu của các
đơn vị quân đội ta đã bước đầu trang bị hệ thống UAV của Isarel. Đây là một
trong những UAV hiện đại về cả công nghệ, tính năng 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 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.

21. 7
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
Hệ dẫn hướng Hệ thống điều khiển bay
Nhiễu khí
quyển
UAV
Quỹ đạo bay
mong muốn
Hệ thống dẫn đường
Bộ quan sát
INS
Điều khiển bay

22. 8
định trong không gian mà sẽ thay đổi theo hướng chuyển động của phương tiện.
Các con quay sẽ xác định tốc độ góc quay của hệ tọa độ liên kết so với hệ tọa
độ dùng để dẫn đường. Việc tích phân tiếp theo các tọa độ góc này cho phép
tính ra các cosin định hướng xác định vị trí tương hỗ của các tọa độ vừa nêu và
tính chuyển các gia tốc đo được sang các gia tốc dùng trong hệ tọa độ dẫn
đường, cuối cùng là tích phân chúng trong hệ tọa độ dẫn đường sẽ nhận được
tốc độ và tọa độ của vật bay. Ưu điểm chính của loại này là cấu trúc đơn giản
(không đế), giá thành thấp (ứng dụng 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

23. 9
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
độ địa tâm.
Hình 1.4. Hệ tọa độ địa tâm
Điểm
xuân
phân
N
Đường xích đạo
G
M
Đài
thiên
văn
Greenwich
Đường xích đạo

24. 10
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

25. 11
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 , ,
x y z
A A A đo hình chiếu véc-tơ gia
tốc 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
dv
a
dt
 lên hệ tọa độ Oxyz (gồm 3 thành phần
, ,
x y z
a a a ) cần thiết phải tính đến hình chiếu véctơ  
g R lên các trục nhạy của
các cảm biến ( , ,
x y z
g g g ), nghĩa là:
( ) ( );
( ); ( ).
k k
x x x
k k
y y y z z z
a a g R a a g R
a a g R a a g R
    
   
(1.1)

26. 12
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 , ,
x y z
A A A 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 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.
0 0 0 0 0 0
, , , , ,
X Y Z
X Y Z V V V
0 0
0 0
0 0
0 0
0 0
0 0
2 2 2
2 2
( ) ;
( ) ;
( ) ;
;
( );
( ) ,
t t
X x
t t
Y y
t t
Z z
X X V a dt dt
Y Y V a dt dt
Z Z V a dt dt
R X Y Z
Z
arctg
X Y
Y
arctg Ut
X


  
  
  
  


 
 
 
 

27. 13
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 , ,
x y z
G G G và hệ bám sử dụng các động cơ
ổn định , ,
x y z
DCO DCO DCO điều khiển các con quay này có tính đến các trục
quay 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.

28. 14
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.

29. 15
- 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

30. 16
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 , ,
x y z
G G G với các cảm biến góc, bộ khuếch đại ổn định,
động cơ ổn định , ,
x y z
DCO DCO DCO và 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.
1.2.3. Đế ổn định trong GINS
Đế ổn định GINS được sử dụng với chức năng là thiết bị để cách ly tác
động rung lắc lên các gia tốc kế cũng như xác định góc hướng của vật mang.
Để thực hiện được chức năng này đế ổn định có ba bậc tự do. Nó được treo
trong không gia nhờ các trục cardan với các trục giao nhau ở tâm của đế và các
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

31. 17
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

32. 18
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.

33. 19
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

34. 20
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
1 1
(
O ENH hayO  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:
, ,
x y z
f f f – hình chiếu của vận tốc góc tuyệt đối hệ thống ổn định trên trục của
chúng.
, ,
f f f
   – hình chiếu của vận tốc góc tuyệt đối của ba góc giới hạn trên trục
của chúng.
, ,
   – các góc lệch của hệ thống đế ổn định so với các trục của hệ tọa độ dẫn
đường. Phương trình sai số hệ thống dẫn đường quán tính tự động là phương
trình sai số định hướng và phương trình sai số của gia tốc kế nằm ngang. Các
phương trình này có dạng:
2 sin sec 2 cos
 
 
        
 
 
   
y x y
x
x y y x y x
V V V
V
V a g tg u V V V u V
R R R
        
2
2
2 sin sec 2 cos
x x
y x x x y
V V
V g a tg u V V u V
R R
       
 
 
       
 
 
   
sin cos
y
x x
x
V
V V
tg u tg u
R R R

       
   
     
   
   
(1.3)

35. 21
sin sin
y x x
y
V V V
tg u u
R R R

      
 
    
 
 
2
cos cos sec
y
x x x
z
V
V V V
tg u tg u
R R R R
         
   
      
   
   
y
V
R

   
cos cos
x x
V V tg
R R
 
  
 
  
trong đó, ,
x y
a a thành phần gia tốc của thiết bị bay; ,
x y
V V  thành phần vận tốc
khởi hành; ,
x y
V V
   thành phần sai số vị trí của thiết bị bay; ,
x y
V V
   sai số
dụng cụ của gia tốc kế nằm ngang; U - vận tốc quay của trái đất; ,
x y
V V
   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
rút gọn như sau:
; ;
; ;
;
y
x y
x y y x x z y
x x
x
y x z y x x x
y z
y y z z
V
V a g V V g a V f f
R
V V
f f tg f f
R R


         
 
           
     
           
          
     
(1.4)
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
  (1.5)

36. 22
Với:
;
0 0 0 ( ) ( ) ( )
 
  
 
  
 
 
T
x y z x x x
T
x y x y z
x V V V
w V V t t t
       
  
0 0 0 0 0 0
0 0 0 0 0 0
1
0 0 1 0 0
1
0 0 0 1 0
0
0 0 0 0 1
0 0 0 0 0 0 0
0 0 0 0 0 0 0
0 0 0 0 0 0 0
y
x
z y
z x
y x
g a
g a
f f
R
f f
A R
tg
f f
R





 
 

 
 
 
 
 
 

 

 
 

 
 

 

 
 

 
Rời rạc hóa (1.5), bỏ qua , ,
x y z
f f f là các đại lượng rất nhỏ, cũng như các
sai số dụng cụ của gia tốc kế, thu được:
1 1
k k k
x x w
 
  
T
k xk yk k k k xk yk zk
x V V
       
 
  
1 1 1 1
0 0 0
T
k x y xk yk zk
w B B w w w
   
 
  
1 0 0 0 0 0
0 1 0 0 0 0
0 1 0 0 0 0
0 0 1 0 0 0
0 0 0 1 0 0
0 0 0 0 0 1 0 0
0 0 0 0 0 0 1 0
0 0 0 0 0 0 0 1
y
x
gT f T
gT f T
T
T
R
T
T
R
Ttg
T
R
T
T
T





 
 

 
 

 
 
 
 
 
 
 
 
 

 

 
 

 
(1.6)

37. 23
trong đó, ,
x y
V V
  – lỗi hệ thống dẫn đường quán tính trong xác định vận tốc;
, ,
x y z
   – 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; ,
x y
f f – gia tốc
theo phương ngang của đối tượng đặt trên hệ dẫn đường quán tính; ,
x y
B B – 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:
1 1
k k k
x x GW
 
  
trong đó:
1
1
1 0
; 1
0 0 1
0
0 ;_ 0 0
0 2
k
k k
k
k
k
gT
V
T
x T
R
B T
W G
AT



 



 
   
   
  
   
 
   
 
 
 
 
 
   
 
 
 
   
(1.7)
Hệ (1.6) có thể viết dưới dạng sau:
1 1
k k k
x x W
 
   (1.8)
Các phương trình sai số nhận được của hệ thống dẫn đường quán tính dưới
dạng rời rạc, được sử dụng khi xây dựng thuật toán.
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

38. 24
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

39. 25
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.

40. 26
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

41. 27
dụng trí tuệ nhân tạo là thời gian xử lý thuật toán không đáp ứng được thời gian
thực của hệ thống nên xuất hiện độ trễ trong hệ thống điều khiển thiết bị bay.
Trong [25], [61], [66], [70] đề xuất phương án nâng cao độ chính xác GINS
trên cơ sở kết hợp với bản đồ địa hình số (INS/TERAIN). Phương pháp này
được ứng dụng trong các loại tên lửa hành trình đối hải như Tomahawk và trong
các lớp máy bay không người lái MQ-1 Predator. Tuy nhiên, phương pháp dẫn
đường kết hợp với địa hình số đòi hỏi phải có số liệu bản đồ chính xác, thuật
toán xử lý tối ưu để đáp ứng được thời gian thực của hệ thống, hơn nữa phương
pháp này chỉ áp dụng cho một lớp các đối tượng chuyển động với tốc độ không
quá lớn (dưới âm).
Tóm lại, các công trình nghiên cứu đã công bố ở trên trình bày những lý
thuyết cơ bản về cấu trúc hệ thống hoặc đưa ra một số giải pháp thực hiện để
cải thiện và nâng cao độ chính xác và độ tin cậy của hệ thống dẫn đường quán
tính gắn trên các thiết bị bay. Các kết quả nghiên cứu này phần nào đã giúp cho
NCS có cái nhìn khái quát hơn về hệ thống dẫn đường quán tính, các thuật toán
kinh điển và một số thuật toán xử lý thông tin đo kết hợp với các nguồn bên
ngoài để đi sâu vào nghiên cứu một hệ thống điều khiển tự động và ổn định cho
một lớp máy bay không người lái dựa trên kết quả chính xác nhất việc đo các
tham số chuyển động của hệ thống dẫn đường quán tính, từ đó xây dựng các
thuật toán điều khiển hiện đại cho máy bay không người lái thực hiện các yêu
cầu khác nhau trong huấn luyện và chiến đấu ở các đơn vị quân đội.
1.3.2. Tình hình nghiên cứu có liên quan ở trong nước.
Hiện nay, cùng với xu hướng phát triển chung về khoa học, công nghệ
quân sự của các nước để theo kịp tình hình mới trên thế giới, Đảng và Nhà nước
ta đã vạch ra những yêu cầu cấp thiết cho Quân đội nhằm nghiên cứu, phát
triển, tiến tới làm chủ các khí tài hiện đại đáp ứng được các nhiệm vụ chiến
lược. Xuất phát từ lịch sử ngàn năm chống ngoại xâm, bảo bệ toàn vẹn lãnh thổ
đất nước, ta đã và đang tiến tới làm chủ các trang bị vũ khí hiện đại, các cơ
quan trong và ngoài quân đội (Trung tâm ITIMS - Đại học Bách khoa Hà nội,
Đại học Công Nghệ/Đại học Quốc gia, Viện Tên lửa/Viện KH&CNQS,Viện
Kỹ thuật PK-KQ/QC PKKQ, Tổng công ty Viettel, Hội Hàng không vũ .v.v.)
bước đầu đang triển khai nghiên cứu hệ thống dẫn đường liên kết ứng dụng cho
một số phương tiện chuyển động mặt đất như ô tô, tàu hỏa và xe quân sự. Công
trình [5], [6], [18] do hai nhóm nhà khoa học thuộc Viện Tên Lửa –Viện
KHCN-QS kết hợp với Đại học Công nghệ/Đại học Quốc Gia Hà Nội đi sâu
trình bày hệ dẫn đường GPS, DĐQT và hệ tích hợp DĐQT/GPS, cụ thể sử