Xây dựng thuật toán dẫn đường trên cơ sở kết hợp INS/GPS cho đạn pháo phản lực kiểu 9M22Y có điều khiển

Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> XÂY DỰNG THUẬT TOÁN DẪN ĐƯỜNG<br /> TRÊN CƠ SỞ KẾT HỢP INS/GPS CHO ĐẠN PHÁO PHẢN LỰC<br /> KIỂU 9M22Y CÓ ĐIỀU KHIỂN<br /> Nguyễn Trọng Yến*, Nguyễn Sỹ Long, Trần Ngọc Quý, Nguyễn Văn Khối<br /> Tóm tắt: Bài báo trình bày một phương pháp xác định tham số dẫn đường và<br /> định hướng cho đạn pháo phản lực cải tiến sử dụng thuật toán kết hợp INS/GPS.<br /> Đối tượng nghiên cứu là đạn pháo phản lực kiểu 9M22Y được cải tiến thành đạn<br /> có điều khiển với khoang điều khiển lắp ở phần đầu.<br /> Từ khóa: Đạn pháo phản lực; Khoang điều khiển; Hệ thống dẫn đường; Thuật toán kết hợp INS/GPS.<br /> <br /> 1. ĐẶT VẤN ĐỀ<br /> Trong kết quả nghiên cứu của bài báo [1], nhóm tác giả đã xây dựng được mô<br /> hình động lực học ở trong và ngoài ống phóng của đạn cải tiến 9M22Y với<br /> khoang điều khiển lắp ở phần đầu, đồng thời đã xây dựng được luật điều khiển<br /> đạn cải tiến theo hai phương pháp dẫn. Để đảm bảo được độ chính xác điều khiển<br /> đạn đến điểm gặp nhóm tác giả đưa ra yêu cầu về độ chính xác của các tham số<br /> dẫn đường như sau: so với hệ tọa độ dẫn đường sai lệch về vị trí theo các trục là ≤<br /> 5 m, sai lệch về vận tốc theo các trục là ≤ 0,4 m/s; sai lệch các góc định hướng<br /> (góc hướng, góc cren và góc chúc ngóc) là ≤ 10 độ.<br /> Đối tượng nghiên cứu của bài báo là một thiết bị mới (đạn 9M22Y cải tiến),<br /> điểm khác biệt lớn của đạn 9M22Y so với các thiết bị bay thông dụng là có gia tốc<br /> phản lực lớn, vận tốc cực đại lớn và quay quanh trục dọc trong quá trình bay. Trên<br /> thế giới chưa có công bố về giải pháp dẫn đường cho loại thiết bị này. Bài báo này<br /> sẽ trình bày một giải pháp xác định các tham số dẫn đường và định hướng đạn<br /> pháo phản lực 9M22Y khi lắp thêm khoang điều khiển dựa trên cơ sở xử lý thông<br /> tin kết hợp giữa hệ thống dẫn đường quán tính (INS) và dẫn đường vệ tinh (GPS)<br /> đảm bảo độ chính xác như đã nêu ra ở trên.<br /> 2. XÂY DỰNG MÔ HÌNH TOÁN HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG<br /> KẾT HỢP INS/GPS<br /> 2.1. Xây dựng mô hình toán INS<br /> Để tiến hành xây dựng mô hình toán cho hệ thống INS, nhóm tác giả sử dụng<br /> các hệ trục tọa độ đã được định nghĩa trong bài báo [1- hình 3].<br /> Thiết bị đo trong hệ dẫn đường quán tính INS là bộ gia tốc kế và bộ cảm biến<br /> vận tốc góc. Do hệ thống dẫn đường quán tính kết hợp GPS được đặt trên khoang<br /> điều khiển của đạn nó đo gia tốc dài và vận tốc góc trong hệ tọa độ gắn liền với<br /> khoang điều khiển, tức là hệ tọa độ O1x1y1z1.<br /> Theo [1], các giá trị của cảm biến gia tốc f1 = [fx1, fy1, fz1] đặt trên các trục của<br /> hệ tọa độ liên kết với khoang điều khiển O1x1y1z1 được xác định theo công thức:<br /> f1  a1  g (1)<br /> Trong đó, a1 và g - gia tốc tâm khối khoang điều khiển và gia tốc trọng<br /> trường.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 207<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> Sử dụng ma trận cô sin chỉ phương từ hệ tọa độ mặt đất sang hệ tọa độ liên kết<br /> để xác định các thành phần cảm biến gia tốc. Theo đó, phương trình (1) được viết<br /> lại dưới dạng sau:<br />  f x1    a1x  <br />     g  0  <br /> 1  <br />  f y1   Ag _ b    a1 yg     g   (2)<br />     <br />  f z1    a1zg  0  <br />   <br /> Trong đó, A1g _ b - ma trận cô sin chỉ phương từ hệ tọa độ mặt đất Ogxgygzg sang<br /> hệ tọa độ liên kết với khoang điều khiển O1x1y1z1.<br /> Các giá trị cảm biến gia tốc kế và vận tốc góc theo các mô hình toán học xác<br /> định trong bài báo [1] là các giá trị lý tưởng. Trên thực tế, chỉ số cảm biến luôn<br /> chứa nhiễu ảnh hưởng đến giá trị đo được của nó. Thông thường, đối với các cảm<br /> biến có độ chính xác trung bình, trong bảng dữ liệu do nhà sản xuất đưa ra thường<br /> đi kèm các tham số về nhiễu. Các nhiễu này thông thường là: nhiễu tạp;độ trôi của<br /> cảm biến.<br /> Nhiễu tạp được đưa ra thông thường là các nhiễu tạp trắng có quy luật phân bố<br /> chuẩn hay còn gọi là quy luật phân bố Gausse, tức là:<br /> w f N (0,  2f ); w1 N (0,  2 )<br /> Trong đó, w – nhiễu trắng có giá trị trung bình µ = 0 và giá trị trung bình bình<br /> phương σ2.<br /> Độ trôi của cảm biến thông thường được mô phỏng là tổng hợp của thành phần<br /> không đổi và giá trị ngẫu nhiêu theo quy luật phân bố Gausse, tức là:<br /> b f  wb f ; b  wb<br /> Do đó, chỉ số của cảm biến được xác định theo công thức:<br /> f  f  b  w<br /> 1 1 f f<br /> (3)<br /> 1  1  b  w<br /> Trong đó, f1 và 1 - giá trị đo được từ cảm biến gia tốc kế và cảm biến vận tốc<br /> góc; f1 và 1 - giá trị lý tưởng của cảm biến khi không tính đến nhiễu; b f và b -<br /> độ trôi của cảm biến; w f và w - nhiễu tạp trắng.<br /> Từ các chỉ số đo được từ bộ cảm biến, hệ dẫn đường quán tính giải quyết bài<br /> toán định vị và dẫn đường theo thuật toán sau.<br /> Thông tin về vị trí của hệ tọa độ liên kết so với hệ tọa độ mặt đất được xác định<br /> thông qua các tham số quaternion của phương trình Rodriga – Hamiton. Khi bỏ<br /> qua sự quay của hệ tọa độ mặt đất, hệ phương trình vi phân xác định các tham số<br /> Hamiton được viết dưới dạng sau:<br /> 1<br /> q  (q )  1 (4)<br /> 2<br /> Ở dạng khai triển, (148) được viết lại như sau:<br /> <br /> <br /> <br /> 208 N. T. Yến, …, N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br />  q1   q2 q3  q4   <br />  q    x1<br />  2   1  q1 q4 q3    (5)<br />  q3  2  q4 q1  q2   y1 <br />     <br />  q4   q3 q2 q1   z1 <br /> Trong đó, q1, q2, q3, q4 – các tham số phương trình Rodriga – Hamiton xác định<br /> mối liên hệ giữa hệ tọa độ liên kết và hệ tọa độ chuẩn.<br /> Khi giải hệ phương trình vi phân trên có thể xuất hiện hiện tượng gọi là sự trôi<br /> định mức quaternion. Do vậy, các tham số trên sau khi nhận được cần chuẩn hóa<br /> lại để đảm bảo điều kiện:<br /> q qT  1 (6)<br /> Ma trận cô sin chỉ phương chuyển từ hệ tọa độ liên kết sang hệ tọa độ mặt đất<br /> được xác định thông qua các tham số Hamiton theo công thức sau:<br />  q12  q22  q32  q42 2(q2 q3  q1q4 ) 2(q2 q4  q1q3 ) <br /> g  2 2 2 2 <br /> Rb (q )   2(q2 q3  q1q4 ) q1  q2  q3  q4 2(q3 q4  q1q2 )  (7)<br />  2(q2 q4  q1q3 ) 2 2 2 2<br /> 2(q3 q4  q1q2 ) q1  q2  q3  q4 <br /> <br /> Mặt khác, ma trận cô sin chỉ phương được xác định thông qua các tham số<br /> Euler theo công thức:<br />  coscos sincos cos  sin sin  sincos sin   sin cos <br />  <br /> R (Euler)   sin<br /> g<br /> b coscos cossin  <br />  cossin cos sin   sinsin cos cos cos  sinsin sin  <br /> Thông qua các tham số Hamiton có thể xác định các góc Euler như (8):<br />   arcsin  2(q2 q3  q1q4 ) <br />  2(q2 q4  q1q3 ) <br />   arctg  2 2 2 2<br />  q1  q2  q3  q4  (8)<br />  2(q3 q4  q1q2 ) <br />  1  arctg  2 2 2 2<br />  q1  q2  q3  q4 <br /> Vận tốc tâm khối khoang điều khiển được xác định thông qua các tham số<br /> Hamiton và cảm biến gia tốc kế theo biểu thức:<br /> V1g  Rbg (q )  f1  g (9)<br /> Ở dạng khai triển, (9) được viết lại như sau:<br /> V1x   fx  0<br />  g  1  <br /> V1 y   Rb (q )   fy     g <br /> g<br /> (10)<br />  g    <br /> 1<br /> <br /> <br /> V1z <br />  g  fz1  0 <br /> Tích phân vận tốc ta thu được vị trí khoang điều khiển trong không gian theo<br /> biểu thức:<br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 209<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br />  x1g  V1xg <br />    <br /> <br /> y<br />  1g   V1 yg  (11)<br />  z   <br />  1g  V1zg <br /> Khi đó, trong miền thời gian rời rạc với tần số cập nhật cho trước, vị trí,<br /> vận tốc và các tham số Hamiton được xác định theo các biểu thức sau:<br /> p1g ,k 1  p1g ,k  V1g ,k  T<br /> <br /> V1g ,k 1  V1g ,k   Rbg (qk )  fb1,k  g k   T<br />   (12)<br /> 1 <br /> qk 1  qk   (qk )   b1,k   T<br /> 2 <br /> Các góc Euler xác định theo các tham số Hamiton đã rời rạc hóa, tức là:<br /> k  arcsin  2(q2,k  q3,k  q1,k  q4,k ) <br />  2(q2,k  q4,k  q1,k  q3,k ) <br />  k  arctg  2 2 2 2 <br />  q1,k  q2,k  q3,k  q4,k  (13)<br />  2(q  q  q  q ) <br />  1,k  arctg  2 3,k 24,k 21,k 2,2k <br />  q1,k  q2,k  q3,k  q4,k <br /> 2.2. Xây dựng mô hình toán thuật toán kết hợp hệ thống INS và GPS<br /> Để xây dựng được mô hình toán thuật toán kết hợp INS và GPS cần có mô<br /> hình tín hiệu GPS. Trong bài báo không đề cập đến mô hình toán của GPS mà chỉ<br /> tạo giả các tham số đầu ra của GPS làm các tham số quan sát cho thuật toán kết<br /> hợp.<br /> Thiết bị thu GPS/GLONASS cho phép xác định vị trí (xg, yg, zg) và vận tốc<br /> (Vxg, Vyg, Vzg) với độ chính xác theo vị trí (δxg, δyg, δzg) và theo vận tốc (δVxg,<br /> δVyg, δVzg) giới hạn tùy thuộc vào đặc trưng của thiết bị thu. Khi bỏ qua tính<br /> không đồng bộ đồng hồ thời gian, đầu ra của thiết bị thu GPS/GLONASS có thể<br /> mô tả đơn giản theo biểu thức sau:<br /> r1g  r1g   r1g<br /> (14)<br /> V1g  V1g   V1g<br /> Trong đó, r và V - vị trí và vận tốc khoang điều khiển do thiết bị thu<br /> 1g 1g<br /> <br /> GPS/GLONASS đo được;  r1g và  V1g - sai số ngẫu nhiêu của thiết bị thu là các<br /> giá trị đưa ra bởi nhà sản xuất.<br /> Thiết bị thu GPS/GLONASS cung cấp thông tin về vị trí và vận tốc với sai<br /> số ổn định trong thời gian dài với tần số cập nhật khoảng 1 đến 10 Hz. Bộ cảm<br /> biến INS cho phép xác định vị trí, vận tốc và các góc định hướng của vật với tần<br /> số cập nhật lớn khoảng vài trăm Hz.<br /> Thiết bị GPS/GLONASS thông thường cho sai số trong khoảng thời gian<br /> ngắn lớn hơn nhiều so với hệ thống dẫn đường INS, đồng thời nó dễ bị mất tín<br /> <br /> <br /> 210 N. T. Yến, …, N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> hiệu do các nhiễu môi trường khác nhau. Còn hệ dẫn đường INS không phụ thuộc<br /> vào ngoại cảnh, nhưng do nhiễu tích tụ nên thời gian càng lớn thì độ chính xác<br /> càng giảm dần (độ trôi). Một hệ thống tích hợp INS/GPS (GLONASS) cho phép<br /> kết hợp ưu điểm của cả hai mặt và có thể cung cấp kết quả điều hướng chính xác<br /> hơn và không bị gián đoạn. Thông qua bộ lọc Kalman dữ liệu GPS thường xuyên<br /> được cập nhật vào các ước tính của INS làm tăng độ chính xác thông tin đầu ra.<br /> Ngoài ra, khi bộ thu GPS/GLONASS bị mất tín hiệu thì hệ thống INS có vai trò<br /> cung cập thông tin đầu ra trong khoảng thời gian gián đoạn này.<br /> Từ những phân tích ở trên, có thể nhận thấy có hai phương pháp cập nhật<br /> dữ liệu vào các ước tính của INS là phương pháp ghép lỏng và phương pháp ghép<br /> chặt [2,3,4]. Thuật toán ghép chặt sử dụng trực tiếp giá trị đo khoảng cách và vận<br /> tốc từ bộ thu để so sánh với tín hiệu đầu ra của hệ dẫn đường INS.Ưu điểm nổi bật<br /> của phương pháp ghép chặt là nó có thể làm việc ngay cả khi không đủ bốn vệ<br /> tinh quan sát, đồng thời sai lệch đồng hồ đo bộ thu cũng được tính đến trong bộ<br /> lọc Kalman. Tuy nhiên, để thực hiện thuật toán này thì cần truy cập trực tiếp vào<br /> bộ thu GPS/GLONASS, đồng thời đầu vào bộ lọc Kalman với số lượng đầu vào<br /> thay đổi đòi khỏi khối lượng tính toán lớn hơn rất nhiều so với phương án ghép<br /> lỏng. Do vậy trong bài báo nhóm tác giả sử dụng thuật toán ghép lỏng để kết hợp<br /> INS và GPS.<br /> Sơ đồ ghép lỏng hệ thống dẫn dường quán tính INS với hệ thống định vị<br /> vệ tinh GPS/GLONASS được trình bày trong hình 1.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 1. Thuật toán ghép lỏng INS/GPS (GLONASS).<br /> Thuật toán ghép lỏng sử dụng đầu ra sau khi đã tính toán thông tin về vị trí<br /> và vận tốc của khoang điều khiển. Dữ liệu này được so sánh với tín hiệu hệ thống<br /> dẫn đường INS theo tần số cập nhật và được đưa vào bộ lọc Kalman để bù trừ sai<br /> số trong phép đo bộ cảm biến INS và hiệu chỉnh dữ liệu đầu ra của nó.<br /> Đạn 9M22Y có thời gian bay tối đa là 76s và tầm bắn tối đa 20km. Do thời<br /> gian bay nhỏ nên khi xây dựng mô hình toán động lực học bay [1] và hệ thống<br /> dẫn đường kết hợp INS/GPS, nhóm tác giả đã coi trái đất là không quay, nên khi<br /> tính toán sẽ bỏ qua sự quay của trái đất.<br /> Mô hình toán của thuật toán ghép lỏng được xây dựng trên cơ sở thuật<br /> toán KALMAN. Véc tơ trạng thái được xác định từ hệ thống dẫn đường INS. Hệ<br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 211<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> phương trình mô tả 16 trạng thái đánh giá được xác định từ thuật toán làm việc<br /> INS, tức là:<br />  p1g  V1g<br /> <br /> V  R g (q )  fˆ  g<br />  1g b 1<br /> <br />  1<br /> q  (q )  ˆ1 (15)<br />  2<br /> b  w<br />  f bf<br /> <br /> b  w<br />   b<br /> <br /> Trong đó, trạng thái đánh giá cảm biến được xác định theo công thức:<br /> fˆ  f  b  w<br /> 1 1 f f<br /> <br /> ˆ1  1  b  w<br /> Hệ phương trình (15) là hệ phi tuyến. Sau khi tuyến tính và rời rạc hóa, ở dạng sai<br /> số hệ phương trình (15) được viết lại dưới dạng sau:<br />  p1g ,k 1   p1g ,k <br />      w f ,k <br />  V1g ,k 1   V1g ,k   <br />      w ,k <br />  qk 1    k ,k 1   qk    k   w  (16)<br />  b   b   b f ,k <br />  f ,k 1   f ,k   wb ,k <br />  b ,k 1   b ,k    <br />    <br /> Trong đó, Фk, Гk – ma trận chuyển trạng thái sai số và nhiễu ở dạng rời<br /> rạc;<br /> T2 2<br />  k  I  Fk  T  Fk <br /> 2!<br />  033 I 33 034 033 033 <br /> 0 g<br /> 033 FVq  Rb (qk ) 033 <br />   33<br /> f  1 <br /> Fk    043 043 Fqq 043  (qk ) <br /> x  2 <br />  033 033 034 033 033 <br /> 0 033 <br />  33 033 034 033<br />  FVq1 FVq 2 FVq 3 FVq 4 <br />  <br /> FVq    FVq 4  FVq 3 FVq 2 FVq1 <br />  FVq 3  FVq 4  FVq1 FVq 2 <br /> <br /> <br /> FVq1  2 q1 fˆx1  q4 fˆy1  q3 fˆz1 <br /> FVq 2  2  q fˆ<br /> 2 x1  q3 fˆy1  q fˆ <br /> 4 z1<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 212 N. T. Yến, …, N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> <br /> FVq 3  2 q3 fˆx1  q2 fˆy1  q1 fˆz1 <br /> FVq 4  2  q fˆ<br /> 4 x1  q1 fˆy1  q fˆ <br /> 2 z1<br /> <br />  0 ˆ x1 ˆ y1<br /> ˆ z1 <br />  <br /> ˆ x1 0 ˆ z1 ˆ y1 <br /> Fqq  <br /> ˆ ˆ z1 0 ˆ x1 <br />  y1 <br /> ˆ z ˆ y1 ˆ x1 0 <br />  1<br />  T T2 2 <br />  k   I  Fk  Fk     Gk  T<br />  2! 3! <br />  033 033 033 033 <br />   R g (q ) 033 033 033 <br />   b k<br /> f  1 <br /> Gk     043  (qk ) 043 043 <br /> w  2 <br />  033 033 I 33 033 <br />  0 033 033 I 33 <br />  33<br /> Mô hình quan sát theo thuật toán ghép lỏng lúc này có dạng sau:<br />  p1g ,k <br />  <br />  V <br />  p k , INS  p k ,GPS   I 033 033 033 033  <br /> 1 g , k<br /> <br /> 33<br /> Zk       qk  (17)<br />  <br /> Vk , INS  Vk ,GPS  033 I 33 033 033 033  <br /> b <br />  f ,k <br />  b ,k <br />  <br />  p1g ,k <br />    w f ,k <br />  V1g ,k   <br />    w ,k <br /> Đặt: X k   qk  ; Wk   ;<br /> wb f ,k <br />  b   <br />  f ,k   wb ,k <br />  b ,k    <br />  <br /> I 033 034 033 033 <br /> H   33 <br /> 033 I 33 034 033 033 <br /> Khi đó, phương trình (16) và (17) được viết lại dưới dạng sau:<br />  X k 1   k  X k   k Wk<br />  (18)<br />  Z k  H  X k<br /> Hệ phương trình (18) là hệ phương trình tuyến tính hóa. Do vậy, bộ lọc<br /> Kalman tuyến tính để xác định sai số đánh giá gồm hai giai đoạn:<br /> - Giai đoạn dự báo trạng thái:<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 213<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br />  Xˆ    X<br /> k k k 1<br />  T<br /> (19)<br /> P<br />  k   k  Pk 1   k  Qk<br /> <br /> - Giai đoạn cập nhật trạng thái:<br />  K  P  H T  H  P  H T  R 1<br />  k k k<br /> <br /> ˆ ˆ<br />  <br />  X k 1  X k  K k Z k  H  X k<br /> <br /> ˆ<br /> (20)<br />  Pk 1  Pk  K k  H  Pk<br /> <br /> Ma trận Qk có thể xác định gần đúng theo biểu thức:<br /> T<br /> Qk   k ,k 1   k  Q  Tk  Tk ,k 1   k  Q  Tk   (21)<br /> 2<br /> Trong đó, Q và R – ma trận đặc trưng cho nhiễu cảm biến INS và bộ thu<br /> GPS/GLONASS.<br /> Trong trường hợp gián đoạn tín hiệu từ bộ thu GPS/GLONASS, thông tin<br /> đầu ra lúc này được cập nhật theo dữ liệu dự báo trạng thái.<br /> Áp dụng thuật toán lọc Kalman giúp cho mỗi hệ thống bù trừ nhược điểm<br /> của mình và cho giá trị đánh giá tốt hơn nhiều so với giá trị đo được của từng hệ.<br /> 3. MÔ PHỎNG MÔ HÌNH TOÁN HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG KẾT HỢP<br /> INS/GPS CHO ĐẠN 9M22Y CẢI TIẾN VÀ KẾT QUẢ<br /> Mô hình mô phỏng hệ thống dẫn đường kết hợp INS/GPS cho đạn 9M22Y<br /> cải tiến được viết trên phần mềm Matlab. Tham số đầu vào của chương trình gồm:<br /> Tín hiệu tốc độ góc quay của khoang điều khiển, tín hiệu gia tốc chuyển động của<br /> quả đạn chiếu lên các trục của hệ tọa độ liên kết O1x1y1z1; tín hiệu giả GPS về vị<br /> trí và vận tốc của quả đạn chiếu trên các trục của hệ tọa độ dẫn đường Ogxgygzg.<br /> Các tín hiệu tạo giả được tạo ra từ các tín hiệu lý tưởng của các tham số lấy từ mô<br /> hình động lực học bay của quả đạn [1] cộng thêm sai lệch điểm không và nhiễu<br /> trắng theo giải sai số và nhiễu của cảm biến tông thường. Để hệ thống kêt hợp<br /> INS/GPS với 6 trạng thái quan sát như đã trình bày ở mục 2 đảm bảo được độ<br /> chính xác đồng thời các tham số về vị trí, vận tốc và góc như yêu cầu đặt ra thì<br /> cần lựa chọn cảm biến quán tính và cảm biến GPS với sai số trong ngưỡng cho<br /> phép và tần số cập nhật đủ lớn. Từ kết quả khảo sát mô phỏng nhóm tác giả đã<br /> đưa ra yêu cầu đầu vào về sai số các cảm biến như trong bảng 1.<br /> Bảng 1. Tham số đầu vào của hệ thống kết hợp INS/GPS.<br /> Hệ Tham số đầu vào, đơn vị Giá<br /> thống trị<br /> INS - Vị trí ban đầu của hệ trục tọa độ O1x1y1z1 so với hệ trục tọa độ<br /> Ogxgygzg:<br /> + O1 trùng với Og;<br /> + mặt phẳng O1x1y1 trùng với mặt phẳng Ogxgyg (mặt phẳng 50<br /> bắn);<br /> + góc lệch ban đầu của trục O1x1 so với trục Ogxg (góc<br /> <br /> <br /> 214 N. T. Yến, …, N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> phóng), độ. 0<br /> - Vị trí ban đầu của quả đạn theo các trục của hệ tọa độ Ogxgygzg,<br /> m 0<br /> - Vận tốc ban đầu của quả đạn theo các trục của hệ tọa độ<br /> Ogxgygzg, m/s ±0.1<br /> - Sai lệch điểm không của tốc độ góc theo các trục O1x1y1z1, độ/s<br /> - Sai lệch điểm không của gia tốc theo các trục O1x1y1z1, mg ±30<br /> - Tần số cập nhật, Hz<br /> 400<br /> GPS - Sai số vị trí theo các trục của hệ tọa độ Ogxgygzg, m ±11<br /> - Sai lệch điểm không của vận tốc theo các trục của hệ tọa độ ±0.1<br /> Ogxgygzg, m/s<br /> - Tần số cập nhật, Hz 5<br /> Thời điểm bắt đầu bộ lọc KALMAN tính từ lúc phóng đạn, s 8<br /> Tham số đầu ra của chương trình là các tín hiệu về các tham số dẫn đường<br /> và định hướng của hệ thống dẫn đường kết hợp INS/GPS.<br /> Kết quả sai số về vị trí, vận tốc, góc định hướng của hệ INS và của hệ<br /> INS/GPS so với tham số lý tưởng thể hiện trên hình 2, 3, 4, 5, 6, 7.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 2. Sai số vị trí theo các trục của Hình 3. Sai số vị trí theo các trục của<br /> INS/GPS so với vị trí lý tưởng. INS so với vị trí lý tưởng.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 4. Sai lệch vận tốc theo các trục Hình 5. Sai lệch vận tốc theo các trục<br /> của INS/GPS so với vận tốc lý tưởng. của INS so với vận tốc lý tưởng.<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 215<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 6. Sai lệch góc định hướng theo Hình 7. Sai lệch góc định hướng theo<br /> các trục của INS/GPS so với góc lý các trục của INS so với góc lý tưởng.<br /> tưởng.<br /> Nhận xét:<br /> Từ kết quả mô phỏng cho thấy nếu chỉ sử dụng INS thì sai lệch về vị trí và<br /> vận tốc là rất lớn so với giá trị lý tưởng: Sai lệch vị trí đến vài trăm mét; sai lệch<br /> vận tốc lớn hơn 10 m/s; sai lệch về góc định hướng lớn hơn 10 độ.<br /> Hệ thống dẫn đường INS/GPS đảm bảo xác định các tham số dẫn đường<br /> và định hướng với độ chính xác cao: Sai lệch vị trí nhỏ hơn 5 m; sai lệch vận tốc<br /> nhỏ hơn 0.2 m/s; sai lệch về góc định hướng nhỏ hơn 10 độ.<br /> Các tín hiệu về tham số dẫn đường và định hướng thu được từ thuật toán<br /> kết hợp INS/GPS đã được sử dụng làm đầu vào cho hệ thống điều khiển đạn như<br /> đã trình bày trong bài báo [1]. Kết quả thu được đảm bảo độ chính xác dẫn đạn<br /> đến điểm gặp với sai số nhỏ hơn 10 m.<br /> <br /> 4. KẾT LUẬN<br /> Bài báo đã xây dựng được một giải pháp dẫn đường kết hợp INS/GPS cho<br /> đạn kiểu 9M22Y cải tiến đảm bảo độ chính xác theo yêu cầu. Thuật toán kết hợp<br /> INS/GPS đã khắc phục được các hạn chế của mỗi hệ thống INS và GPS riêng biệt,<br /> tăng độ chính xác xác định các tham số dẫn đường và định hướng, là đầu vào cho<br /> hệ thống điều khiển đạn. Một ưu điểm nữa của thuật toán là chỉ cần dùng 6 tham<br /> số dẫn đường của GPS (vị trí, vận tốc) để quan sát mà không cần dùng đến từ kế,<br /> nhưng vẫn lọc được cả về vị trí, vận tốc và góc định hướng. Trên cơ sở đó hạn chế<br /> được nhiễu từ gây ra cho hệ thống. Đây chính là cơ sở để hiện thực hóa bài toán<br /> cải tiến đạn kiểu 9M22Y từ không điều khiển thành đạn có điều khiển với khoang<br /> điều khiển lắp thêm ở phần đầu.<br /> <br /> TÀI LIỆU THAM KHẢO<br /> [1]. Nguyễn Văn Khối, Trần Ngọc Quý, Nguyễn Sỹ Long, Nguyễn Trọng Yến,<br /> “Phương pháp hiệu chỉnh quỹ đạo đạn pháp phản lực kiểu 9M22Y cải<br /> tiến”, TC. Nghiên cứu KHCNQS, số 58 (2018), tr. 3-13.<br /> [2]. Mobinder S. Grewal, Lawrence R. Weill, Angus P. Andrews, “Global<br /> Positioning Systems, Inertial Navigation, and Integration”, No. 2 (2007).<br /> <br /> <br /> 216 N. T. Yến, …, N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> [3]. Antinio Angrisano, “GNSS/INS Integration Methods”, Doctorate of<br /> research in Geodetic and Topographical Sciences XXIII Cycle (2010).<br /> [4]. Распопов В. А. “Микро-системная Авионика”, Тульский<br /> государственный университет, Тула (2010).<br /> <br /> ABSTRACT<br /> BUILDING NAVIGATION ALGORITHM ON BASIS OF INS / GPS<br /> COMBINATION FOR THE 9M22Y CONTROLLED BULLET<br /> The paper presents a method of determining the navigation and orientation<br /> parameters of controlled rocket using the INS/GPS integration algorithm. The<br /> object of this paper is the rocket type 9M22Y improved by attaching the<br /> guidance and control compartment at the head.<br /> Keywords: Guidance and control compartment; Control law; System navigation; INS/GPS Integration<br /> Method.<br /> <br /> <br /> Nhận bài ngày 15 tháng 01 năm 2019<br /> Hoàn thiện ngày 08 tháng 3 năm 2019<br /> Chấp nhận đăng ngày 15 tháng 3 năm 2019<br /> <br /> Địa chỉ: Viện Khoa học và Công nghệ quân sự.<br /> *<br /> Email: trongyen.tpu@gmail.com.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 217<br />