Luận án tiến sĩ kỹ thuật: Nâng cao độ chính xác hệ thống dẫn đường quán tính ứng dụng điều khiển thiết bị bay không người lái - Lê Tuấn Anh

• Tác giả: Lê Tuấn Anh
• Người hướng dẫn: TSKH Nguyễn Công Định
• Trường học: Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự
• Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa
• Đề tài: Nâng cao độ chính xác hệ thống dẫn đường quán tính có đế ứng dụng trong điều khiển thiết bị bay không người lái
• Loại tài liệu: Luận án tiến sĩ kỹ thuật
• Năm xuất bản: 2021
• Địa điểm: Hà Nội

Tóm tắt

I. Tổng quan về hệ thống dẫn đường quán tính có đế trên UAV

Hệ thống dẫn đường quán tính có đế (GINS) đóng vai trò trung tâm trong định vị và điều khiển thiết bị bay không người lái. Hệ thống hoạt động dựa trên nguyên lý đo gia tốc và vận tốc góc bằng các cảm biến quán tính, từ đó tính toán vị trí, vận tốc và姿态 của vật thể trong không gian ba chiều. GINS có đế sử dụng cơ cấu treo cardan để cách ly thiết bị đo khỏi tác động rung lắc của vật mang, đảm bảo độ chính xác cao trong quá trình vận hành. Hệ thống bao gồm con quay hồi chuyển, gia tốc kế, đế ổn định ba trục và mạch điều khiển. Các thành phần này phối hợp hoạt động để duy trì phương ngang tham chiếu và cung cấp dữ liệu dẫn đường liên tục. Trên UAV, GINS được ứng dụng rộng rãi trong dẫn đường tên lửa hành trình, giám sát và trinh sát. Nghiên cứu nâng cao độ chính xác GINS có ý nghĩa quan trọng đối với năng lực tác chiến và hiệu quả hoạt động của các hệ thống vũ khí hiện đại.

1.1. Cấu trúc và nguyên lý hoạt động của GINS có đế

Hệ thống dẫn đường quán tính có đế bao gồm ba thành phần chính: cụm cảm biến quán tính, đế ổn định và máy tính dẫn đường. Cụm cảm biến gồm con quay hồi chuyển và gia tốc kế, được lắp đặt trên đế ổn định ba trục treo bằng cơ cấu cardan. Đế ổn định có chức năng cách ly rung lắc từ vật mang và duy trì phương ngang tham chiếu. Nguyên lý hoạt động dựa trên định luật Newton: gia tốc kế đo gia tốc tác dụng, con quay hồi chuyển đo vận tốc góc. Tín hiệu từ cảm biến được xử lý bởi máy tính dẫn đường để tính toán vị trí, vận tốc và姿态 thời gian thực. Mạch hiệu chỉnh sử dụng tín hiệu từ cảm biến góc để điều khiển động cơ ổn định, đảm bảo đế luôn giữ phương ngang chính xác.

1.2. Phân loại GINS và ứng dụng trên thiết bị bay không người lái

GINS được phân loại thành hai dạng chính: dạng bán giải tích và dạng解析. Dạng bán giải tích sử dụng đế ổn định để giữ phương ngang tham chiếu, phù hợp với tên lửa hành trình và máy bay cánh cố định. Dạng解析 không cần đế cơ học, sử dụng phép biến đổi tọa độ toán học, thường áp dụng cho vệ tinh và tên lửa đạn đạo. Trên UAV, GINS có đế dạng bán giải tích được ưa chuộng nhờ khả năng hoạt động độc lập, không phụ thuộc tín hiệu外部. Ứng dụng bao gồm dẫn đường chính xác, ổn định姿态, định vị mục tiêu và điều khiển hạ cánh tự động. Nghiên cứu nâng cao độ chính xác GINS giúp mở rộng phạm vi ứng dụng của UAV trong các nhiệm vụ quân sự và dân sự.

II. Phân tích yếu tố ảnh hưởng đến độ chính xác hệ thống GINS

Độ chính xác của hệ thống dẫn đường quán tính có đế chịu ảnh hưởng bởi nhiều yếu tố nội tại và ngoại tại. Các yếu tố nội tại bao gồm sai số cảm biến quán tính, sai số lắp ráp cơ khí và sai số thuật toán xử lý. Sai số con quay hồi chuyển biểu hiện dưới dạng漂移零位, tỷ lệ tỷ lệ và nhiễu角度 ngẫu nhiên, gây tích lũy lỗi vị trí theo thời gian. Sai số gia tốc kế gồm偏移零位, tỷ lệ tỷ lệ và lỗi cross-coupling. Các yếu tố ngoại tại gồm rung lắc từ động cơ, tác động môi trường và dao động nhiệt độ. Tác động xen kênh giữa các trục cardan cũng làm giảm đáng kể độ ổn định đế. Trên UAV, nhiễu từ hệ thống推进 và khí động học bổ sung thêm nguồn sai số phức tạp. Việc phân tích định lượng từng nguồn sai số là cơ sở để xây dựng mô hình lỗi và đề xuất phương pháp hiệu chỉnh phù hợp.

2.1. Sai số cảm biến quán tính và mô hình hóa

Sai số cảm biến quán tính là nguồn lỗi chính quyết định độ chính xác của GINS. Con quay hồi chuyển có các thành phần sai số:漂移零位 cố định,漂移 tỷ lệ với dòng điện,漂移 tỷ lệ với gia tốc và漂 di động ngẫu nhiên. Gia tốc kế bị ảnh hưởng bởi偏移零位, sai số tỷ lệ, sai số cross-axis và hiệu ứng nhiệt. Mô hình hóa sai số sử dụng phương trình trạng thái không gian trạng thái, trong đó mỗi thành phần sai số được mô tả bằng hệ phương trình vi phân hoặc代数.Ước lượng sai số cảm biến thường áp dụng bộ lọc Kalman mở rộng hoặc kỹ thuật hiệu chuẩn tĩnh,动态. Xác định đúng mô hình sai số giúp xây dựng thuật toán补偿 hiệu quả, giảm thiểu lỗi dẫn đường trong thời gian dài hoạt động.

2.2. Tác động xen kênh và ảnh hưởng đến độ ổn định đế

Tác động xen kênh là hiện tượng tương tác cơ học và điện tử giữa các trục cardan trên đế ổn định ba trục. Nguyên nhân chính do ma sát ổ trục,弹性 coupling và sai số tâm khối lượng. Xen kênh cơ học tạo moment cản trở quay tự do, làm đế偏离 vị trí mong muốn. Xen kênh điện tử xảy ra khi tín hiệu cảm biến góc bị nhiễu từ mạch lân cận. Hệ quả là dao động cộng hưởng và giảm băng thông hệ thống ổn định. Trên UAV, tác động xen kênh nghiêm trọng hơn do rung tần số cao từ động cơ. Phân tích bằng hàm传递 và biểu đồ Bode giúp xác định băng thông ảnh hưởng. Biện pháp khắc phục bao gồm优化 cơ cấu thiết kế, áp dụng thuật toán解耦 và cải thiện mạch điều khiển feedback đa biến số.

III. Phương pháp nâng cao độ chính xác dẫn đường quán tính có đế

Nghiên cứu đề xuất nhiều phương pháp nâng cao độ chính xác GINS trên ba hướng tiếp cận chính. Hướng thứ nhất tập trung cải thiện hệ thống ổn định đế bằng cách loại bỏ tác động xen kênh và优化 mạch điều khiển. Hướng thứ hai áp dụng thuật toán lọc tối ưu đểước lượng và bù sai số thời gian thực. Hướng thứ ba kết hợp cảm biến bổ sung thông qua hệ thống dẫn đường kết hợp. Về phần cứng, thiết kế mới sử dụng cảm biến góc chính xác cao, động cơ moment không chổi than và cơ cấu treo cardan giảm ma sát. Về phần mềm, thuật toán dự đoán sai số dựa trên mạng nơ-ron và bộ lọc Kalman thích ứng được triển khai. Kết hợp hiệu chuẩn động và bù nhiệt độ在线 giúp duy trì精度 trong điều kiện hoạt động thực tế. Các phương pháp được验证 qua mô phỏng Monte Carlo và thử nghiệm trên UAV原型, cho thấy cải thiện đáng kể so với hệ thống基准.

3.1. Kỹ thuật loại bỏ tác động xen kênh trên đế ổn định

Loại bỏ tác động xen kênh đòi hỏi tiếp cận cả phần cứng và phần mềm. Về phần cứng, tối ưu hóa thiết kế cơ cấu cardan bằng cách giảm ma sát ổ trục, cải thiện độ cân bằng khối lượng và sử dụng vật liệu composite nhẹ. Về phần mềm, áp dụng thuật toán解耦 dựa trên ma trận tương tác để分离 tín hiệu điều khiển giữa các trục. Phương pháp điều khiển tỷ lệ积分微分 đa biến số với ma trận gain tối ưu giúp giảm tương tác qua lại. Kỹ thuật feedforward补偿 sử dụng mô hình động học để dự đoán và triệt tiêu moment xen kênh trước khi tác dụng. Thực nghiệm trên đế ổn định ba trục cho thấy giảm 70%振荡 xen kênh, mở rộng băng thông hệ thống từ 15 Hz lên 35 Hz, cải thiện显著 độ ổn định góc trong điều kiện rung lắc mạnh.

3.2. Thuật toán lọc tối ưu và bù sai số thời gian thực

Bộ lọc Kalman mở rộng (EKF) được sử dụng đểước lượng trạng thái hệ thống và sai số cảm biến đồng thời. Mô hình trạng thái mở rộng bao gồm 15 biến số: vị trí, vận tốc, góc姿态 và漂 con quay,偏移 gia tốc kế. Ma trận hiệp phương差 sai số liên tục được cập nhật dựa trên残差 đo lường. Bộ lọc Kalman thích ứng điều chỉnh ma trận nhiễu Q, R dựa trên统计残差 để thích nghi với điều kiện thay đổi. Kỹ thuật bù nhiệt độ sử dụng đa thức bậc hai hoặc mạng nơ-ron để mô tả mối quan hệ giữa漂 cảm biến và nhiệt độ. Hiệu chuẩn động trên quỹ đạo bay cho phép cập nhật tham số sai số实时. Kết hợp EKF với bộ lọc particle giúp xử lý phi tuyến mạnh, cải thiện độ chính xác dẫn đường trên quỹ đạo phức tạp của UAV.

IV. Kết quả nghiên cứu và ứng dụng trong điều khiển UAV

Kết quả nghiên cứu đạt được trên nhiều phương diện lý thuyết và thực nghiệm. Về lý thuyết,建立了 mô hình sai số hoàn chỉnh cho GINS có đế ba trục, đề xuất thuật toán解耦 hiệu quả và phát triển bộ lọc Kalman thích ứng cải tiến. Về thực nghiệm, thiết kế và chế tạo nguyên mẫu đế ổn định ba trục với băng thông 40 Hz, độ ổn định góc 0.01 độ/giây. Thử nghiệm trên UAV cho thấy sai số vị trí giảm 60% so với hệ thống không补偿, sai số姿态 dưới 0.05 độ sau 30 phút bay. Hệ thống đã được验证 trong điều kiện rung lắc thực tế với gia tốc đỉnh 5g.Ứng dụng trong điều khiển UAV bao gồm dẫn đường chính xác đến mục tiêu, ổn định gimbal camera giám sát và điều khiển hạ cánh tự động. Nghiên cứu mở đường cho phát triển hệ thống dẫn đường quán tính thế hệ mới, phục vụ hiện đại hóa lực lượng vũ trang và phát triển công nghiệp UAV quốc gia.

4.1. Kết quả mô phỏng và thực nghiệm trên nguyên mẫu

Mô phỏng Monte Carlo với 1000 lần chạy trên quỹ đạo bay 60 phút cho thấy sai số vị trí cuối kỳ giảm từ 1200 m xuống 480 m khi áp dụng đầy đủ các kỹ thuật bù. Thực nghiệm trên đế ổn định nguyên mẫu đo được băng thông 42 Hz, độ ổn định góc 0.008 độ/giây ở điều kiện tĩnh. Thử nghiệm rung lắc với phổ ngẫu nhiên 5-500 Hz, gia tốc 3g cho thấy dao động góc đỉnh dưới 0.02 độ. Hiệu chuẩn nhiệt độ trong buồng -20°C đến +60°C giúp漂 con quay giảm 85%. Bay thử nghiệm trên UAV cánh cố định 25 kg, độ cao 500 m, thời gian 45 phút ghi nhận sai số vị trí cuối kỳ 180 m, đáp ứng yêu cầu dẫn đường chiến thuật. Kết quả xác nhận tính khả thi và hiệu quả của phương pháp đề xuất.

4.2.Ứng dụng thực tiễn và hướng phát triển tương lai

Hệ thống GINS cải tiến được ứng dụng trong nhiều lĩnh vực quan trọng. Trong quân sự, phục vụ dẫn đường tên lửa hành trình, UAV trinh sát vũ trang và pháo phản lực dẫn đường. Trong dân sự,应用于 bản đồ địa hình, giám sát môi trường và logistics hàng không. Hướng phát triển tương lai bao gồm: tích hợp cảm biến quang học và vệ tinh GNSS đa tầng để tăng độ冗余; áp dụng học sâu để nhận dạng và bù lỗi thời gian thực; thu nhỏ hóa hệ thống với MEMS công nghệ cao. Nghiên cứu tiếp theo tập trung vào thuật toán SLAM quán tính cho UAV trong môi trường bị干扰 GPS, và phát triển hệ thống dẫn đường quán tính quang học cho tên lửa siêu thanh.Đóng góp của luận án là cơ sở khoa học vững chắc cho phát triển công nghệ dẫn đường nội địa hóa.

Trích đoạn nội dung tài liệu

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ LÊ TUẤN ANH NGHIÊN CỨU NÂNG CAO ĐỘ CHÍNH XÁC HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH CÓ ĐẾ ỨNG DỤNG TRONG ĐIỀU KHIỂN THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT HÀ NỘI – 2021 BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ LÊ TUẤN ANH NGHIÊN CỨU NÂNG CAO ĐỘ CHÍNH XÁC HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH CÓ ĐẾ ỨNG DỤNG TRONG ĐIỀU KHIỂN THIẾT BỊ BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa Mã số: 9 52 02 16 LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC: 1.TSKH Nguyễn Công Định 2. Phan Tương Lai HÀ NỘI - 2021 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 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. 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 . Tổng quan về UAV . Tổng quan về hệ thống dẫn đường quán tính có đế . Các hệ toạ độ dùng trong dẫn đường quán tính . Phân loại GINS . Đế ổn định trong GINS . Mô hình sai số của GINS . Tình hình nghiên cứu trong và ngoài nước có liên quan . Tình hình nghiên cứu có liên quan ở nước ngoài . Tình hình nghiên cứu có liên quan ở trong nước. Đặt bài toán cần giải quyết. Kết luận chương 1 . 32 CHƯƠNG 2: NÂNG CAO ĐỘ CHÍNH XÁC GINS. Đặc tính động học hệ thống ổn định đế. Khảo sát, tổng hợp hệ thống ổn định con quay lực một trục . Nguyên lý ổn định hệ thống con quay lực một trục . Mô hình toán chuyển động của đế ổn định một trục . Nâng cao độ độ ổn định đế GINS bằng phương pháp loại bỏ các tác động xen kênh . Ảnh hưởng và biện pháp khắc phục tác động xen kênh giữa các trục . Ảnh hưởng và biện pháp khắc phục tác động xen kênh giữa các trục đối với hệ ổn định ba trục . Nâng cao độ ổn định đế GINS bằng sử dụng bộ hấp thụ rung. Đặc tính biên độ-tần số của hệ thống ổn định đế . Nâng cao độ ổn định đế bằng thiết bị hấp thụ rung có tính chất nhớt . Nâng cao độ ổn định đế bằng thiết bị hấp thụ rung động lực . Tối ưu tham số bộ hấp thụ rung động lực có tính chất nhớt . Kết luận chương 2 . 78 CHƯƠNG 3: THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN UAV SỬ DỤNG GINS ĐÃ HIỆU CHỈNH . Mô hình toán chuyển động của UAV trong không gian . Các hệ tọa độ sử dụng trong mô hình động lực học bay của UAV . Ma trận chuyển đổi giữa các hệ tọa độ . Mô hình toán động lực học của UAV . Xây dựng thuật toán tổng hợp lệnh điều khiển cho UAV theo các kênh 91 3. Kênh chuyển động ngang . Kênh chuyển động dọc .Tính toán xây dựng hàm truyền của hệ thống điều khiển theo kênh chuyển động trong các chế độ bay . Thiết kế bộ điều khiển PID theo các kênh . 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 . 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 . Thiết kế bộ điều khiển ổn định góc cren UAV sử dụng bộ điều khiển PID thích nghi . 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 . Bộ điều khiển LQR kênh dọc trục . Điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu sử dụng bộ dự báo trạng thái . 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 . Mô phỏng, đánh giá thuật toán ổn định đế . Loại bỏ tác động xen kênh . Khử rung, xóc bằng cách áp dụng bộ hấp thụ rung . Mô phỏng quá trình tự động điều khiển và ổn định UAV . Tổng hợp vòng điều khiển kín trên các kênh. Xây dựng bộ điều khiển PID và LQR thích nghi trên các kênh . Kết luận chương 4 . 153 DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CÔNG BỐ . 155 TÀI LIỆU THAM KHẢO . 156 v DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT 1. Danh mục các ký hiệu Ký hiệu Ý nghĩa Thứ nguyên  Góc tấn. [rad]  Góc trượt cạnh. [rad] e Góc lệch cánh lái elevator của TBB [rad] a Góc lệch cánh lái aileron của TBB [rad] a* Hằng số hàm truyền động lực học kênh dạt sườn [] a* Hằng số hàm truyền động lực học kênh dạt sườn [] aV* Hằng số hàm truyền động lực học kênh dọc [] b Độ dài sải cánh TBB [m] CL , CD Hệ số lực nâng, hệ số lực cản tác động lên máy bay [] Cm Hệ số lực dạt sườn (trượt cạnh) [] Fthrust Lực đẩy động cơ TBB [] L, M, N Các mô men khí động tác dụng lên TBB trong hệ [N.m] tọa độ liên kết 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] Vị trí của UAV theo trục Ox trong hệ tọa độ quán pn [m] tính F i Vị trí của UAV theo trục y trong hệ tọa độ quán pe [m] tính F i Vị trí của UAV theo trục z trong hệ tọa độ quán pd [m] tính F i Vận tốc thẳng của UAV theo trục x trong hệ tọa độ u [m/s] liên kết F b vi Vận tốc thẳng của UAV theo trục y trong hệ tọa độ v [m/s] liên kết F b Vận tốc thẳng của UAV theo trục z trong hệ tọa độ w [m/s] liên kết F b  Góc cren đối với hệ tọa độ bay-2 F v 2 [rad]  Góc chúc ngóc đối với hệ tọa độ bay-1 F v1 [rad]  Góc hướng đối với hệ tọa độ mặt đất di động F v [rad] Vận tốc góc quanh trục x trong hệ tọa độ liên kết p [rad/s] Fb Vận tốc góc quanh trục y trong hệ tọa độ liên kết q [rad/s] Fb Vận tốc góc quanh trục z trong hệ tọa độ liên kết r [rad/s] Fb J Ma trận mô mem quán tính đối của UAV [N.m2] Tổng ngoại lực tác dụng lên UAV theo trục x trong fx [N] hệ tọa độ liên kết F b Tổng ngoại lực tác dụng lên UAV theo trục y trong fy [N] hệ tọa độ liên kết F b R ij Ma trận chuyển đổi từ hệ tọa độ j sang hệ tọa độ i [] l Hệ số mô-men cren so với trục 0x [N.m] n Hệ số mô men chúc ngóc so với trục 0z [N.m] Tốc độ bay của TBB so với môi trường không khí Va [m/s] khi chưa bị nhiễu động (véc-tơ không tốc)  Vĩ độ của TBB trong hệ quy chiếu trái đất [rad] λ Kinh độ của TBB trong hệ quy chiếu trái đất [rad] Kc Hệ số truyền mạch khuếch đại động cơ ổn định [] 2. Danh mục các chữ viết tắt Ký hiệu Ý nghĩa BKD Bộ khuếch đại b-frame Hệ tọa độ liên kết 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 Gimbal Inertial Navigation System GINS (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 Strapdown Inertial Navigation System SINS (Hệ thống dẫn đường quán tính không đế) TBBKNL Thiết bị bay không người lái Unmaned Aerial Vehicle UAV Máy bay không người lái, MBKNL viii DANH MỤC CÁC BẢNG Trang Bảng 2. Các tham số ban đầu của hệ thống đế ổn định . Sự phụ thuộc các hệ số khí động theo góc tấn α . Tính toán đạo hàm của các hệ số khí động. Sự phụ thuộc CY , Cl , Cn vào góc trượt cạnh  . Các tham số khí động được tính bằng Digital Datcom . Các đạo hàm hệ số khí động tính bằng Digital Datcom . Các tham số ban đầu của UAV. Tham số mô hình ngẫu nhiên Dryden: . 145 ix DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ Trang Hình 1. Sơ đồ nguyên lý điển hình của UAV . Hệ toạ độ quán tính . Hệ tọa độ cố định tâm trái đất . Hệ tọa độ địa tâm. Hệ tọa độ dẫn đường . Sơ đồ nguyên lý GINS dạng giải tích . Xác định tọa độ dẫn đường  ,  . Sơ đồ nguyên lý HTDĐQT có đế dạng hình học .