Khái quát chung về hệ thống dẫn đường hàng không

kính mờ và lăng kính sẽ tạo nên một hình ảnh giao thoa gồm các vạch sáng, tối. Vị trí của hình ảnh giao thoa phụ thuộc vào hiệu pha các sóng I1 và I2. Nếu cường độ I1 = I2 = I0 thì sự phân bố cường độ sáng trên một dải của tiết diện được xác định bằng biểu thức:             ϕ+×∆pi+ λ piξ += oo tf2 2 cos1II (2.13) Với:
ξ = góc lệch giữa 2 tia sóng điện từ sau khi qua lăng kính mờ
ϕo = góc lệch ban đầu Từ (2.13) ta thấy, nếu ∆f ≠ 0 thì các vạch sáng tối chuyển động, khi đó tốc độ chuyển dịch của các vạch sáng với tần số ∆f phản ánh tốc độ quay của vòng cộng hưởng. Nếu ∆f = 0 thì hốc cộng hưởng không quay, khi đó hình ảnh giao thoa của các vạch sáng, tối đứng yên. 44 Như vậy, nếu vòng cộng hưởng có 2 chùm tia laser chuyển động ngược chiều nhau và đặt trên máy bay vuông góc với các trục đối xứng của máy bay thì thông qua việc đếm các vạch sáng, tối trong một đơn vị thời gian thì ta hoàn toàn có thể đo được độ lớn tốc độ quay của máy bay xung quanh các trục đối xứng. Từ (2.11) ω=piω× λ =∆ k2 L S4 f Suy ra: t2 L S4 tf ∆×piω× λ =∆×∆ (2.14) => θ∆× λ = L S4 Nx (2.15) Trong đó:
Nx = số lần dải sóng qua phần tử cảm quang trong khoảng ∆t (số vân sáng/tối, được đo theo ½ bước sóng)
∆θ = góc lệch (góc quay) của bộ cộng hưởng trong khoảng ∆t
S là diện tích khép kín được tạo bởi đường đi của tia laser
L là chiều dài đường đi của tia laser
λ là bước sóng của tia laser Như đã đề cập trong phần trên, thành phần sóng đứng không quay trong không gian quán tính. Do đó, việc quay con quay laser theo sóng đứng có thể quan sát được khi các bộ cảm biến gắn cố định vào máy bay “nhận biết” có sự thay đổi cường độ sáng. Hai sóng chuyển động ngược chiều nhau trong vòng tròn tưởng tượng sẽ tạo một sóng đứng. Khi con quay quay thì bộ cảm biến dịch chuyển thành phần vân giao thoa tương ứng và biết được vân tối, vân sáng. Mỗi chu kỳ sáng/tối tương ứng với ½ bước sóng của tia laser dọc theo chu vi đường tròn. Do đó, về mặt hình học, số dịch chuyển sáng/tối có thể xem là tương ứng với góc quay. Đếm được số dịch chuyển sẽ biết được góc quay tương tứng. Ứng với chiều dài bước sóng là 630 nm và bán kính đường tròn là 5 cm thì mỗi chu kỳ sáng/tối sẽ tương ứng với 1 giây góc. Hệ số thang đo tuỳ thuộc vào tỷ số diện tích hình tròn và chiều dài tia laser theo (2.15) Như vậy: Ta có thể tính tốc độ góc quay của máy bay xung quanh các trục đối xứng dựa trên nguyên lý đo Nx khi hốc cộng hưởng quay trong khoảng thời gian ∆t. 45 c) Sai số của con quay laser và cách khắc phục Sai số do sự trôi không: Sự trôi không của con quay laser gây ra bởi sự thay đổi hệ số khúc xạ của môi trường trong hộp cộng hưởng làm xuất hiện một tốc độ góc quay phụ của bộ cộng hưởng, do đó tốc độ tổng của chúng sẽ là: ω = ω1 + ωx (2.16) Trong đó, ω1 là tốc độ quay của hộp cộng hưởng và ωx là tốc độ phụ của hộp cộng hưởng khi chiết xuất môi trường trong hộp cộng hưởng thay đổi. Từ (2.16) ta thấy khi hộp cộng hưởng đứng yên, vẫn tồn tại ωx. Việc xuất hiện tín hiệu này do các hiện tượng vật lý khác nhau làm thay đổi tốc độ truyền ánh sáng. Theo lý thuyết ánh sáng, ta có:       −±=ω 2cx n 1 1V n c (2.17) Trong đó:
c = tốc độ sóng điện từ (tốc độ ánh sáng)
Vc = tốc độ chuyển động của môi trường
n = hệ số khúc xạ Dấu “+” hoặc “-” tương ứng với sự chuyển động của chùm sóng điện từ I1 và I2 cùng chiều hoặc ngược chiều với sự chuyển động của môi trường. Đối với mạch vòng cộng hưởng là tam giác đều thì độ trôi không là: λ −=∆ c21 V )1n(2f (2.18) Các con quay laser thường được kích thích bằng việc phóng điện, do đó tồn tại một nguyên nhân khác làm cho chúng trôi không là do các hạt mang điện trong quá trình phóng điện ảnh hưởng đến chuyển động định hướng của các hạt trong ống phóng laser. Để khắc phục hiện tượng trôi không người ta thường sử dụng 2 ống sóng: 1 cực dương và 1 cực âm trong laser hình xuyến nghĩa là tạo ra cấu trúc đối xứng cho phép thực hiện cân bằng dòng khí trong laser. Sai số do hiện tượng bắt tần: Hiện tượng lock-in còn gọi là hiện tượng bắt tần, đây là hiện tượng xấu nhất trong con quay laser. Vào những năm 1960, người ta thấy rằng con quay laser không nhạy với tốc độ góc nhỏ như biểu diễn trên hình 2.15. Nguyên nhân của hiệu ứng lock-in thường do sự không đồng nhất (imperfections) tuyệt đối trong hoặc do các hạt trên bề mặt gương tạo ra ma sát. Ở tốc độ nhỏ, hai tia ngược chiều nhau trong buồng cộng hưởng có tần số rất gần nhau vì chiều dài quang học của hai tia gần như bằng 46 nhau. Sự ảnh hưởng của tia này lên tia kia gây ra chế độ “khoá’ lẫn nhau và làm con quay không nhạy cảm được với tốc độ thực. Khi đó bộ cảm biến không dịch chuyển ứng với các vân giao thoa, và con quay “không thấy” sự quay. Khi tốc độ cao, ma sát có thể bỏ qua vì tần số của hai tia hoàn toàn cách biệt nhau và con quay có thể đo được tốc độ quay. Hiện tượng này không có khả năng loại trừ hoàn toàn được. Để khắc phục sự khuếch tán giữa hai sóng do chạy ngược chiều nhau, người ta thường sử dụng phương pháp chuyển dịch bộ cộng hưởng khỏi vùng bắt tần tức là chuyển dịch điểm làm việc của con quay laser khỏi vùng bắt tần bằng cách quay bổ trợ hộp cộng hưởng sao cho tốc độ quay lớn hơn nhiều so với tốc độ bắt tần tới hạn.Việc đưa con quay laser ra khỏi vùng bắt tần cần thực hiện sao cho hệ số khúc xạ của các sóng ngược nhau không phụ thuộc vào nhau. Sự độc lập của hệ số khúc xạ trong bộ cộng hưởng mạch vòng được thực hiện bằng cách chuyển dịch môi trường truyền sóng theo một trong các phương pháp sau:
Dùng tấm quay lắc khí
Sử dụng các phần tử cảm quang từ
Quay bổ trợ hốc cộng hưởng với một tốc độ không đổi Trong RLG, dịch chuyển cơ được dùng để loại bỏ hiện tượng lock-in. Phương pháp thông thường là rung cơ, nghĩa là tạo ra một rung động hình sin có biên độ lớn (ví dụ, tốc độ rung đỉnh là 100 độ/giây) áp vào thân con quay. Đầu ra của con quay khi đó phải có sự bù trừ tương ứng để có thể xác định được tốc độ quay thực của phương tiện bay. Có nhiều kỹ thuật hiệu quả để bù trừ. Một trong những khuyết điểm của phương pháp rung cơ là làm tăng khả năng chuyển động ngẫu nhiên của các hạt. Khi dao động hình sin đi qua điểm 0 nên sẽ tạo ra sai số nhỏ do hiện tượng lock-in. Vì con quay đảo hướng 2 lần trong một chu kỳ dao động sin nên những sai số được cộng dồn như là quá Tốc độ vào Ωi Tốc độ khoá ΩL Tốc độ ra Ωi Lý tưởng Hình 2.14 Đặc tuyến làm việc của RLG (không có phần tử áp điện) 47 trình chuyển động ngẫu nhiên. Các chuyển động ngẫu nhiên “bị cảm ứng” bởi dao động sin sẽ giảm theo căn bậc hai của tốc độ dao động sin, nhưng thông thường là tốc độ dao động sin lớn hơn nhiều so với các chuyển động ngẫu nhiên. Một phương pháp khác phân cực con quay (để giảm hiện tượng chuyển động ngẫu nhiên) là dùng thiết bị turntable để quay con quay với vận tốc không đổi. Một bộ mã hoá tín hiệu góc sẽ đo góc tương ứng giữa thiết bị và giá đỡ. Kỹ thuật này được gọi là rate biasing (phân cực tốc độ), thường được dùng cho con quay có chiều dài quang học nhỏ và dùng trong tên lửa. Các hệ thống cần độ chính xác cao cũng dùng kỹ thuật này để giới hạn các chuyển động ngẫu nhiên trong phạm vi cho phép; loại một phần sai số khi thiết bị quay trong không gian và cải thiện việc hiệu chỉnh. Tuy nhiên do phức tạp về mặt cơ khí nên kỹ thuật này ít được dùng trong máy bay. Sai số do tính đa hài của laser: Trong chế độ phát laser đa hài, ngoài các sóng chính khi chạy ngược nhau, tác động tương hỗ với nhau tạo thành tần số phách ∆f còn có sự xuất hiện các tần số phách khác tạo thành bởi các sóng hài phụ gây ra sai số khi đo tần số phách. Điều này làm giảm độ chính xác của con quay laser (trong đó ảnh hưởng của các sóng hài cùng tần số chạy ngược nhau là đáng kể hơn cả). Để khắc phục sai số do chế độ phát đa hài, người ta thường chế tạo RLG làm việc ở chế độ đơn hài. Sai số do kích thước hộp cộng hưởng thay đổi: Ta biết rằng, hỗn hợp khí tạo ra laser được “bơm nguồn điện áp cao” để kích thích phát xạ cưỡng bức ở những tần số xác định và tạo thành laser; và bước sóng phát xạ của laser phụ thuộc vào kích thước hộp cộng hưởng (chiều dài của hốc cộng hưởng phải điều chỉnh sao cho bằng số nguyên lần bước sóng). Khi nhiệt độ thay đổi, chu vi hộp cộng hưởng cũng sẽ thay đổi theo. Chiều dài của hốc cộng hưởng phải được thiết kế chính xác và ổn định đến 1% bước sóng. Do đó, chiều dài hốc cộng hưởng được điều khiển bằng cách chỉnh vị trí các gương sao cho đạt được cường độ laser là lớn nhất. Bộ chuyển đổi áp điện (piezoelectric transducer) được treo phía sau một hoặc nhiều gương để cảm ứng sự dịch chuyển (cỡ vài phút) của bề mặt gương. Vì gương chỉ có thể dịch chuyển trong phạm vi vài bước sóng, nên hốc cộng hưởng phải được làm bằng vật liệu (thường là thuỷ tinh) có hệ số giãn nở (theo nhiệt độ) thấp (lý tưởng là bằng 0) sao cho các gương đủ di chuyển để bù cho sự giản nở khi nhiệt độ tăng đến giá trị cao nhất cho phép. 48 Ngoài ra, người ta còn dùng thiết bị tự ổn định chu vi, nguyên lý làm việc là “ổn định độ dài của chu vi RLG theo sai lệch giữa tín hiệu phát xạ và tín hiệu của laser chuẩn ổn định”. Khi kích thước của bộ cộng hưởng thay đổi thì tín hiệu của cửa ra bộ tách quang khác không, tín hiệu này đưa qua bộ trộn tần, khuếch đại rồi đưa đến bộ tách tần, khuếch đại thấp tần để đưa đến phần tử đệm bằng gốm áp điện để bù lại sự thay đổi độ dài của bộ cộng hưởng. Con quay laser vòng vừa giới thiệu đòi hỏi phải sử dụng các phương pháp cơ học để bù lại sự trôi không để RLG làm việc chính xác. Điều này làm tăng sự phức tạp trong khâu thiết kế và làm nhiễu tăng (cả nhiễu rung xóc lẫn âm thanh), tăng chuyển động ngẫu nhiên, và có hiệu ứng coning. Từ những năm 1960, người ta đã cố gắng chế tạo ra con quay laser có khả năng chỉnh trôi bằng quang học. Đây chính là loại con quay quang được biết đến với tên gọi con quay đa hài (mulioscillator gyro). Chúng là thiết bị cảm biến góc, lượng tử cao, băng thông rộng dùng cho hệ thống strapdown. Tuy nhiên, trong lĩnh vực dẫn đường trong hàng không dân dụng, chúng ít được sử dụng nên ta không nghiên cứu sâu thiết bị này. RLG có độ ổn định và độ tuyến tính hệ số thang đo cao, rất ít nhạy với gia tốc, đầu ra dạng số, khởi động nhanh và không có phần tử thiết bị chuyển động. Nhờ vào các giải thuật bù nhiệt, hiệu suất của RLG có thể khôi phục và coi như RLG là không nhạy với sự thay đổi nhiệt độ. Nó đặc biệt thích hợp trong hệ thống dẫn đường strapdown. 2.5.2 Con quay sợi quang Với mong muốn tạo đà phát triển kỹ thuật từ công nghệ truyền thông, Con quay sợi quang FOG (hình 2.15) được chế tạo chủ yếu là để thay thế RLG vì ưu điểm giá thành thấp. FOG ngày nay đang đáp ứng được và thậm chí vượt qua cả RLG về hiệu suất và chi phí cạnh tranh trong các ứng dụng quân sự lẫn thương mại. a) Nguyên lý hoạt động Con quay sợi quang hoạt động theo nguyên tắc giao thoa (IFOG - Interferometric FOG) bao gồm một nguồn sáng, một bộ kết nối (coupler), một cuộn sợi quang (fiber coil) và một cảm biến như trên hình 2.16. Ánh sáng được đưa đến bộ coupler từ nguồn laser dải rộng (broadband laser source). Bộ coupler sẽ tách nguồn sáng thành hai tia CW và CCW chuyển động ngược chiều nhau để đưa đến đầu vào cuộn sợi quang. Bộ coupler cũng thực hiện nhiệm vụ kết hợp hai tia CW và CCW ở đầu ra của cuộn sợi quang. 49 Hình 2.15 Con quay sợi quang Do hiệu ứng Sagnac, đường đi quang học của hai tia sẽ lệch nhau, độ lệch này tỷ lệ với tốc độ góc tác động lên con quay. Khi kết hợp, hai tia này sẽ giao thoa và cường độ đo được sẽ là độ lệch pha của hai tia. Độ lệch pha này sẽ tỷ lệ với ∫ τ− ω=φ t t s 'dt)'t()t( Trong đó ω là vận tốc góc quán tính tức thời dọc trục của cuộn sợi quang và τ là thời gian để tia sáng đi qua cuộn sợi quang. Do đó, đặc tính đầu ra của FOG là đặc tuyến của con quay tích phân tốc độ, nhưng khác so với con quay laser bình thường ở chỗ là tích phân trong một khoảng thời gian dài hơn (tức là bằng với thời gian đếm được các vân giao thoa) Điều chỉnh FOG: Trong giao thoa kế, các lệch pha nhỏ (ứng với tốc độ góc thấp) sẽ gây nên sự thay đổi cường độ cỡ phút góc (minute intensity changes). Để tăng độ nhạy theo tốc độ, ta cần phải điều chỉnh FOG sao cho độ COUPLER NGUỒN SÁNG CẢM BIẾN CW CCW CUỘN SỢI QUANG CW CCW Hình 2.16 Con quay sợi quang hoạt động theo nguyên tắc giao thoa - Tách thành hai tia chuyển động ngược nhau trong cuộn sợi quang; - Kết hợp lại hai tia này 50 lệch pha giữa hai tia bằng một số lẻ lần pi/2. Những con quay sợi quang ban đầu được điều chỉnh pha bằng cơ khí nhờ vào lõi áp điện (piezoelectric mandrel). Khi có điện áp kích thích vào vật liệu áp điện sẽ tạo ra lực nén và lực kéo lên sợi quang, do đó tạo ra sự lệch hướng khúc xạ. Kết quả tạo ra sự thay đổi pha trong sợi quang. Sự phát triển ngành quang học tích hợp cho phép thay thế lõi áp điện bằng bộ điều chỉnh điện quang (electro-optic modulator). Ánh sáng đi qua bộ điều chỉnh này được dịch pha tỷ lệ với điện áp cung cấp. Việc điều chỉnh phải thực hiện gần như là trong suốt khoảng thời gian chuyển đổi (transit). Dù điện áp dùng có thể là hình sin, nhưng ngay từ năm 1996, các thiết bị tối tân lúc ấy đã thực hiện việc điều chỉnh số phức tạp nhằm đạt được độ nhạy cao nhất và tránh được những vấn đề liên quan đến sự méo dạng tín hiệu. Mạch vòng của FOG: Dù rằng việc điều chỉnh đã đề cập cải thiện được độ nhạy của con quay khi tốc độ thấp, nhưng sự không tuyến tính của linh kiện điện tử, sự thay đổi cường độ, độ nhạy của bộ cảm biến quang, hệ số khuếch đại, và cường độ nền, tất cả đều làm giảm chất lượng đầu ra của FOG. Chính vì thế, việc tạo ra mạch vòng hồi tiếp của FOG sẽ làm cho độ chính xác tăng cao và vùng hoạt động lớn hơn. Độ nhạy rung xóc/nhiệt: hệ số khúc xạ và chiều dài vật lý của lõi quấn sợi quang thường bị ảnh hưởng bởi nhiệt độ và áp suất môi trường. Các yếu tố này gây nên sai số tốc độ, được biết đến như là hiệu ứng Shupe. Ảnh hưởng của nhiệt độ Shupe làm trôi con quay theo một quy luật hàm số theo nhiệt độ và theo sự thay đổi gradient nhiệt. Trong khi đó, hiệu ứng rung Shupe (mechanical Shupe effect) sẽ chuyển các rung động tịnh tiến có chu kỳ thành tốc độ góc tuần hoàn. Cả hai yếu tố này có thể giảm bằng các kỹ thuật quấn sợi quang thông minh (clever coil-winding method). Bù nhiệt cũng góp phần tăng khả năng hoạt động của thiết bị. Ngoài ra, các con quay có chiều dài sợi quang ngắn (50 đến 1000 m) đòi hỏi các thiết bị điện tử đáp ứng nhanh để điều chế, xử lý dữ liệu và tái cân bằng pha của con quay. Sử dụng tín hiệu số để điều chế, giải điều chế và xử lý mạch vòng là phương pháp tối ưu nhất. Các ưu điểm của FOG: FOG không có khí, không cần phải có hệ thống gương nên không cần phải có độ chính xác cơ học cao và không cần phải cân chỉnh như RLG. Do đó nó không có hiện tượng lock-in khi tốc độ thấp như RLG. Điều này làm cho FOG chi phí thấp. Trước đây, FOG dùng cuộn dây sợi quang dài từ vài mét đến hàng km, dùng nguồn sáng dải rộng, một con chip quang và một bộ cảm biến quang. Với sự phát triển của ngành cơ học, tất 51 cả các phần tử điện quang hầu như được tích hợp thành một chất nền (substrate) gắn vào cuộn dây sợi quang, do đó giảm chi phí và kích thước. Hiện nay hoàn toàn có thể tạo ra FOG cấp 0.0010/giờ để dùng cho các ứng dụng chiến đấu và thương mại. 2.5.3 Gia tốc kế a) Mục đích Gia tốc kế là thiết bị dùng để đo lực cần thiết để thay đổi tốc độ của một khối trọng (proof mass). Do đó nó đo gia tốc của phương tiện chứa gia tốc kế. Từ đó xác định được vận tốc, quãng đường (hình 2.17) Hình 2.17 Dùng gia tốc kế để xác định vận tốc, quãng đường x3 x2 x1 R G - G Ra − Ra •• = Tín hiệu điện đầu ra tỷ lệ với a – G Trục nhạy cảm của gia tốc kế Gia tốc quán tính Trọng trường Hình 2.18 Sơ đồ khối của gia tốc kế 52 Hình 2.18 cho thấy các trục tín hiệu vào của hộp gia tốc kế. Đầu ra của hộp gia tốc kế là tín hiệu điện tỷ lệ với (hoặc là một hàm của) thành phần gia tốc tuyệt đối dọc theo trục tín hiệu vào trừ đi gia tốc trọng trường. Nếu hộp gia tốc kế được gắn trong một phương tiện có gia tốc tuyệt đối là a và di chuyển trong trường lực hút Newton G thì lực tác động lên vật thể mp là: F = mpa = FR + mpG + FD f m F Ga m F p D p R =−−= (đầu ra gia tốc kế) (2.19) Trong đó: FR là lực tác động vào khối trọng qua lò xo khôi phục hoặc bộ khuếch đại khôi phục (restoring spring or amplifier) như hình 7.4 và FD là lực nhiễu không mong muốn do ma sát, từ trễ, lực cản cơ học … gây ra. Do đó nếu bỏ qua các thành phần lực nhiễu này thì lực khôi phục là phép đo a – G dọc theo trục nhạy cảm của gia tốc kế. Vì gia tốc kế dùng để đo gia tốc a của thiết bị nên đầu ra của gia tốc kế phải được hiệu chỉnh bằng máy tính theo trọng trường G. Nếu gia tốc kế đặt trên bàn thì a = 0 (bỏ qua sự quay của trái đất) và nó sẽ đo –G. Nếu gia tốc kế được đặt trong chân không thì a = G và tín hiệu ra bằng 0. Nếu có gia tốc lên 7g thì a – G = 7g – (-1g) và đầu ra là 8g. Khi trái đất quay với tốc độ góc Ω = 15.04107 độ/giờ, gia tốc kế đứng yên tại vị trí cách tâm trái đất là R thì chịu gia tốc ly tâm Ω x (Ω x R) trong không gian quán tính. Khi đó tín hiệu ra là Ω x (Ω x R) – G = -g b) Xây dựng Hình 2.19 (p267) là một loại gia tốc kế điển hình. Khối trọng và cuộn dây tạo lực (force coil) được treo bởi hai thanh lò xo sao cho chúng có thể dịch chuyển tuyến tính dọc theo trục nhạy cảm của gia tốc kế. Lõi ferrite được cố định vào hai đầu của khối trọng và nằm phía trong so với hai bộ khử tín hiệu. Bộ khử tín hiệu được cấp nguồn 5 V ac, tần số 12.8 kHz. Khi khối trọng nằm giữa thì khoảng cách giữa các lõi ferrite và bộ khử tín hiệu là bằng nhau và vì thế “vị trí” (coupling) giữa phần sơ cấp và thứ cấp trong mỗi bộ khử tín hiệu cũng “cân bằng”. Các phần thứ cấp của 2 bộ khử tín hiệu được mắc nối tiếp nhau sao cho: tín hiệu cảm ứng trong phần thứ cấp của bộ khử tín hiệu thứ nhất cùng pha với điện áp sơ cấp; trong khi đó, phần thứ cấp của bộ khử tín hiệu thứ hai ngược pha với điện áp sơ cấp. Do đó, ở vị trí cân bằng, tổng của 2 tín hiệu đầu ra phần sơ cấp sẽ bằng không. 53 Khi khối trọng bị lệch do có gia tốc, khoảng cách giữa lõi ferrite và bộ khử tín hiệu không còn bằng nhau nữa và các phần thứ cấp sẽ tạo ra một tín hiệu theo pha và vị trí của khối trọng. “Tín hiệu vị trí khối trọng” được khuếch đại và đưa trở lại cuộn dây tạo lực (cũng bị lệch do từ trường của nam châm vĩnh cửu). Sự tương tác giữa dòng điện chạy trong cuộn dây tạo lực và từ trường của nam châm vĩnh cửu tạo ra lực để đưa khối trọng và cuộn dây về vị trí cân bằng. Dòng điện cần thiết để làm được điều này phải tỷ lệ trực tiếp với lực ban đầu đã gây ra sự lệch vị trí. Nói cách khác, nó đo được giá trị gia tốc. Toàn bộ các phần tử của gia tốc kế được đóng kín trong một khối chứa chất lỏng có tỷ trọng nhỏ để chống rung cho khối trọng. Nhiệt độ của chất lỏng được điều chỉnh bằng một thiết bị dò nhiệt. SCAN F10.16 AND PASTE HERE hinh 2.19 Trong một số hệ thống hiện nay, gia tốc kế sử dụng các bộ khử tín hiệu kiểu tụ. Phần tử nhạy cảm được thiết kế để làm đơn giản khâu chế tạo, cụ thể là không dùng chất lỏng nữa. Cấu tạo của loại này như hình 2.20 (p268) Phần tử nhạy cảm là đĩa gồm được treo bằng 4 “bản lề kim loại mềm dẻo” và bằng một khối trọng phụ. Đĩa gốm được chế tạo sao cho nó có thể dịch chuyển theo một cung tròn khi có gia tốc. Hai mặt của đĩa gốm được phủ một lớp chất (mentallized pattern) để tạo thành đĩa cảm biến kiểu tụ (capacitance plate). Các đĩa cảm biến kiểu tụ này cũng được dùng làm “bản lề” cho các đầu nối với mạch cầu. Mặt trên và mặt dưới của hai nam châm vĩnh cửu dùng làm 54 bản cực thứ hai của 2 tụ điện. Cuộn dây (trong nam châm vĩnh cửu) tạo ra lực điện từ. Hai tụ điện của phần tử nhạy cảm được đưa đến một mạch cầu. Khi có gia tốc, phần tử nhạy cảm xoay sẽ làm điện dung của tụ thay đổi (một cái tăng, một cái giảm). Như vậy, mạch cầu mất cân bằng, tín hiệu đầu ra của mạch cầu được đưa đến mạch khuếch đại sai lệch để tạo ra một tín hiệu nhạy pha (phase-sensitive) tỷ lệ với sự dịch chuyển của phần tử nhạy cảm. Tín hiệu nhạy pha được giải điều chế và lọc. Sau khi khuếch đại nó được cấp đến cuộn dây xoay (torquer coil) để tạo ra dòng điện tỷ lệ với lực do gia tốc và đưa phần tử nhạy cảm về vị trí cân bằng. Dòng trong cuộn dây được đo thông qua đo điện áp rơi trên điện trở có thang đo chính xác (precision scaling). Ngoài ra, để gia tốc kế không nhạy với sự thay đổi nhiệt độ theo hệ số thang đo, ta phải dùng mạch bù nhiệt để khử sai số nhiệt. SCAN F10.17 AND PASTE HERE (hinh 2.20) Gia tốc kế không có chống rung có băng thông lớn nhất. Gia tốc kế chống rung xóc bằng chất lỏng có băng thông nhỏ hơn và độ nhạy theo nhiệt độ cũng giảm do đặc tính của chất lỏng thay đổi. Các gia tốc kế dùng để dẫn đường thường có mạch (restoring loop) dùng để giữ cho khối trọng gần như là ở vị trí cân bằng. Động cơ sử dụng phải tuyến tính và có thể điều chỉnh từ 10-25 µg đến 40g, 6-7 bậc biên độ. Đầu ra 55 là tín hiệu số có thể thực hiện bằng cách số hoá tín hiệu (dòng điện chạy trong cuộn dây xoắn) hoặc bằng cách cân bằng lại xung nhờ động cơ số (digital restoring servo). Đối với những xung có cùng biên độ, độ rộng xung sẽ đo vận tốc sai lệch ∆V. Các trường hợp khác, bộ đếm số sẽ cộng dồn các xung và lưu giữ sự thay đổi vận tốc. Các xung này không được kích thích đến sự cộng hưởng của gia tốc kế. Giá đỡ khối trọng phải được chế tạo sao cho ít ảnh hưởng nhất đến dao động của khối trọng theo hướng trục vào (trục nhạy cảm gia tốc); còn đối với hai hướng còn lại thì độ “cứng” phải cao. Trục gia tốc kế không được tạo ra hiện tượng trễ vì điều này làm trôi gia tốc kế (???) Nói chung, các gia tốc kế chất lượng cao có thể hoạt động trong môi trường nhiệt độ thay đổi từ -550C đến 900C với điều kiện phải có cảm biến giám sát nhiệt độ và phải bù nhiệt theo hệ số thang đo và hệ số trôi bằng máy tính. Việc cuộn dây xoay bị nung nóng do dòng điện tái cân bằng đi qua có thể dẫn đến sự thay đổi các rung động đầu vào và phải được bù. Gia tốc kế thế hệ mới dùng công nghệ vi gia công silic. Người ta dùng silic dạng tinh thể đơn để tạo thành khung, bản lề và khối trọng. Cực dương (anodic bonding) nối miếng silic này với vỏ kim loại bảo vệ gia tốc kế và vòng này cũng dùng như là những điện cực để cảm biến sự chuyển động của khối trọng và để tái cân bằng khối trọng. Vì gia tốc kế loại này chỉnh tâm khối trọng bằng phương pháp tĩnh điện (eletrostatic centering) nên không cần các cuộn dây và vật liệu từ tính nữa. Do có thể đạt được khoảng cách rất nhỏ giữa khối trọng và vỏ nên cần phải có gas-film ngăn chặn sự cộng hưởng cơ học. Điều này cho phép gia tốc kế làm việc trong môi trường có rung động tần số cao. Gia tốc kế kiểu silic có độ rộng băng thông nhỏ hơn loại con lắc. Gia tốc kế loại silic dễ dàng sản xuất bằng công nghệ bán dẫn. Ngoài ra, còn có loại gia tốc kế hoạt động theo nguyên tắc sai lệch tần số, nghĩa là đo được tần số sai lệch của hai dây nối với khối trọng sẽ xác định được gia tốc. Một khối trọng (làm bằng kim loại, thạch anh, hoặc bằng vật liệu ổn định kích thước khác) bị đẩy kéo bởi hai lực căng cân bằng ban đầu T0. Tần số dao động của hai dây tỷ lệ với căn bậc hai của T0 và thay đổi theo gia tốc: Tần số của dây thứ 1 là a011 FTk +=ν Tần số của dây thứ 2 là a012 FTk −=ν 56 Suy ra         +      +=ν−ν ... T F 8 1 T F Tk 3 0 a 0 a 0121 Nếu lực T0 lớn so với lực Fa gây ra bởi gia tốc thì sự sai lệch tần số sẽ tỷ lệ với gia tốc, và các số hạng luỹ thừa lẻ bậc cao của gia tốc. Các gia tốc kế loại này thường nhạy cảm với rung động và với tín hiệu vuông góc trục nhạy cảm. Một trong những ưu điểm của loại gia tốc kế này khả năng chuyển tín hiệu ra thành tín hiệu số rất đơn giản (chỉ cần xác định tần số đầu ra) Các gia tốc đa trục dùng để đo 3 thành phần của gia tốc bằng một khối trọng duy nhất cũng được chế tạo. Tuy nhiên, những khó khăn trong việc thiết kế giá đỡ cho khối trọng và cách ly sự ảnh hưởng lẫn nhau giữa các trục làm cho chúng ít được chế tạo. c) Mô hình sai số Mô hình tính sai số cơ bản của gia tốc kế (kể cả mạch khuếch đại tín hiệu khôi phục) biểu diễn tín hiệu ra ở trạng thái xác lập như sau: ...TkfkfkfkfkfkfkkHDu 412313212 2 12 2 12110 ++θ++++++++= θ Trong đó:
f1 là thành phần a – G dọc trục nhạy cảm
f2, f3 là các thành phần vuông góc của a – G
T là sai lệch khỏi nhiệt độ cân chỉnh
D là vùng chết hoặc ngưỡng dưới của thiết bị không đo được gia tốc. (nhỏ hơn k0 nhiều, không đáng kể trong hầu hết các gia tốc kế chất lượng cao hiện đại)
H là sự trễ (nói chung do nhiệt)
k0 là độ trôi gia tốc kế (giá trị này hơi khác nhau mỗi lần khởi động thiết bị, nếu không bù trừ thì sẽ gây sai số dẫn đường)
k1 là hệ số thang đo. Độ ổn định của hệ số này là cần thiết khi thiết kế gia tốc kế.
k2 là hệ số cân chỉnh không tuyến tính (thường được bỏ qua để đơn giản giải thuật)
k12, k13 là các hệ số nhạy của các thành phần vuông góc trục nhạy cảm.
kθ là hệ số rung động quả lắc
θ là góc lệch quả lắc 57
k13 là hệ số nhiệt độ tuyến tính đối với sự sai lệch nhỏ quanh nhiệt độ làm việc. d) Thử gia tốc kế Gia tốc kế được thử và cân chỉnh tĩnh trong trường trọng lực của trái đất bằng dụng cụ dividing head. Dụng cụ này làm cho trục nhạy cảm quay trong mặt phẳng thẳng đứng, xung quanh một trục nằm ngang, và như thế cảm nhận được thành phần trọng trường thay đổi từ 0 đến ±1 g. Hệ số thang đo và độ trôi cũng được thử nghiệm. Để chỉnh hệ số thang đo bằng dividing head, tại nơi cân chỉnh phải tiến hành đo khảo sát các giá trị trọng trường. Nếu không có dữ liệu khảo sát thì trọng trường tại mực nước biển được xác định theo biểu thức sau với sai số 0.02 cm/sec2: g = 987.049(1+0.00529sin2FT) Mỗi khi tăng độ cao 10 feet (1 ft = 0.3048 m) giá trị này giảm 10-6 g. Các thử nghiệm ly tâm cần thực hiện để cân chỉnh các gia tốc kế làm việc ở gia tốc lơn hơn 1 g. Các thiết bị trên máy bay cần phải có khả năng hoạt động ở mức gia tốc 12 g (khi máy bay cơ động chiến đấu) với độ chính xác hơn 100 ppm (phần triệu - parts per million), nếu độ chính xác dẫn đường là 1 nm/giờ. Gia tốc kế cấp tín hiệu cho hệ thống điều khiển chuyến bay hoặc đối với gia tốc kế dùng trong hệ thống strapdown cần phải có băng thông rộng. 2.6 Xây dựng sơ đồ cấu trúc 2.6.1 Ma trận chuyển đổi toạ độ Các ma trận xoay (rotation matrices) biểu diễn mối quan hệ giữa hệ toạ độ liên kết (body frame) và hệ tọa độ dẫn đường (navigation frame). Ma trận tư thế bay cho biết 3 thông số về tư thế bay như: góc nghiêng, góc chúc ngóc, góc hướng. Việc chuyển đổi từ hệ toạ độ liên kết sang hệ toạ độ dẫn đường có thể biểu diễn như sau: b n b n z y x z y x R           =           Nếu biết chính xác việc quay máy bay theo trình tự nào thì ta có thể xác định được ma trận chuyển đổi toạ độ R nb . Giả sử trình tự quay được biểu diễn như hình 2.21 khi đó ta có các ma trận xoay theo trình tự là R3, R2 và R1, được xác định như sau: 58           ΦΦ− ΦΦ =           = 100 0cossin 0sincos z y x R zz zz 1 1 1 3           ΦΦ− ΦΦ=           = yy yy 2 2 2 2 cossin0 sincos0 001 z y x R           ΦΦ Φ−Φ =           = xx xx 1 1 1 3 cos0sin 010 sin0cos z y x R Hình 2.21 Trình tự xoay từ hệ toạ độ liên kết sang hệ tọa độ dẫn đường Khi đó, ma trận chuyển đổi tổng sẽ là:           −+ +− −− == ΦΦΦΦΦΦΦΦΦΦΦΦ ΦΦΦΦΦΦΦΦ ΦΦΦΦΦΦΦΦΦΦ yxzyxzyzyxzy zyxzyzzx yxyzyzyxyz CCSCSSSSCSCS SCSCSSCC SCSSCSSSCC RRR 123 b nR Trong đó Ci là cos(i) và Si là sin(i) Thay Φx, Φy, Φz bằng góc chúc ngóc, góc nghiêng và góc hưóng, ta sẽ xác định được ma trận chuyển đổi. Các góc Euler được xác định theo ma trận chuyển đổi sẽ là: Góc chúc ngóc         + =ϑ )3,3(R)3,1(R )3,2(R arctg 22 Góc nghiêng       −=γ )3,3(R )3,1(R arctg Góc hướng       =ψ )2,2(R )1,2(R arctg 59 Nếu chọn hệ toạ độ dẫn đường là hệ toạ độ địa lý nằm ngang (local level frame) và hệ toạ độ liên kết được chỉnh sát với hệ toạ độ địa lý nằm ngang thì:    ≈Φ Φ≈Φ 1cos sin Khi đó ta được ma trận chuyển đổi gần đúng như sau: [ ] [ ]           υγ υψ− γ−ψ ≈           υ−γ υψ− γ−γυ+ψγψ+ ≈== − 1 1 1 1 1 1 Tl b 1l b l b RRR Nếu trình tự xoay là trục Z, trục X và trục Y thì:           −+ − −+− == γϑγϑψγψγϑψγψ ϑϑψϑψ γϑγϑψγψγϑψγψ CCCSCSSCSSSC SCCCS SCSSCCSSSSCC RRR 312 b lR Góc chúc ngóc [ ])3,2(Rarcsin=ϑ Góc nghiêng       −=γ )3,3(R )3,1(R arctg Góc hướng       −=ψ )2,2(R )1,2(R arcsin Mối quan hệ giữa hệ toạ độ địa lý và hệ toạ độ địa lý nằm ngang:           ϕϕ λϕλϕ−λ λϕλϕ−λ− = sincos0 sincossinsincos coscoscossinsin R el , với λ là kinh độ và φ là vĩ độ. Như vậy, với từng giải thuật xoay của nhà sản xuất mà việc chuyển đổi toạ độ được máy tính thực hiện sẽ có công thức chuyển đổi khác nhau. 2.6.2 Sơ đồ cấu trúc Để tính được tham số dẫn đường, tất cả các hệ thống strapdown đều thực hiện theo sơ đồ khối như hình 2.6 hoặc 2.7 Ta chọn hệ toạ độ dẫn đường ở đây là hệ toạ độ địa lý nằm ngang ONEU Đầu ra của 3 con quay laser là tốc độ góc có các thành phần tương ứng như sau: 60        ϑγψ−γϑ=ω ϑγψ+γϑ=ω ϑψ+γ=ω •• •• •• sincoscos coscossin sin 1y 1y 1x => ( )         ϑ ϑω−γω =γ ϑω+γω=ϑ γω−γωϑ−ω=γ • • • cos cossin cossin sincostg 1z1y 1z1y 1z1Y1x (2.20) Ta tích phân (2.20) và cộng vào các giá trị ban đầu thì ta sẽ xác định được tư thế bay. Việc tính toán các góc tư thế bay được thực hiện theo một vòng lặp. Các giá trị góc tính toán được ở vòng lặp thứ k sẽ trở thành giá trị đầu cho vòng lặp k+1 Đầu ra của gia tốc kế sẽ là sẽ được chuyển đổi sang hệ tọa độ ONEU bằng ma trận chuyển đổi RR 1z1y1x NEU b l = :                     =           =           1z 1y 1x 1z 1y 1x 1z1y1x NEU U E N a a a )3,3(R)2,3(R)1,3(R )3,2(R)2,2(R)1,2(R )3,1(R)2,1(R)1,1(R a a a a a a R (2.21) Mặt khác, trong phần 1.2.5 ta đã xác định được phương trình hoạt động của gia tốc kế trong hệ tọa độ ONEU từ (1.26)          + −= ϕ−= ϕ+= • • R VV ga tg R VV Va tg R V Va 2 N 2 E U NE EE 2 E NN (2.22) Lấy tích phân gia tốc theo (2.22) với các điều kiện ban đầu ta sẽ được thành phần vận tốc của máy bay theo hướng Đông, Bắc và thẳng đứng: ( )           −+=       ϕ−+=       ϕ++= ∫ ∫ ∫ t t U0UU t t 2 E N0NN t t NE E0EE 0 0 0 dtga)t(VV dttg R V a)t(VV dttg R VV a)t(VV (2.23) Khi tính đến tốc độ ωd của trái đất, tốc độ hành trình của máy bay theo hướng Bắc và Đông như sau:VNH = VN và VEH =VE - Rωdcosφ 61 Hệ thống dẫn đường sẽ tính được kinh độ λ, vĩ độ φ của máy bay tại thời điểm t theo công thức sau: ∫ ∫ τ τϕ τ +λ=λ ττ+ϕ=ϕ t t EH 0 t t NH0 0 0 d )(cos )(V R 1 )t( d)(V R 1 )t( (2.24) Trong đó R là khoảng cách từ máy bay đến tâm trái đất. Ngoài ra độ cao quán tính của máy bay được xác định bởi: ∫ ττ+= t t U0 0 d)(VHH (2.25) Như vậy sơ đồ cấu trúc để tính được toạ độ vị trí máy bay như hình 2.21 Hình 2.22 Sơ đồ cấu trúc xác định vị trí máy bay 2.7 Phân tích sai số - Cân chỉnh 2.7.1 Phân tích sai số Sau khi xác định cấu trúc cho hệ thống dẫn đường quán tính, người thiết kế phải khảo sát sai số trong hệ thống, dựa vào các phân tích toán học và trên các kết quả thử nghiệm trong quá khứ. Mục đích của việc phân tích sai số là: (1) xác định được dung sai cho phép lớn nhất; (2) đơn giản hoá các phương trình toán học thành lập sơ đồ cấu trúc (liên quan đến sự phức tạp trong giải φ λ ϕ− tg R V 2E s 1 s 1 ϕtg R VV NE NV • EV • ϕcosR 1 R 1 s 1 s 1 aN aE VE0 = Rωdcosφ0 - Rωdcosφ φ0 λ0 VE VE VN φ VN VE φ 62 thuật tính toán); và dự báo được khả năng đáp ứng, sai số của hệ thống theo đặc điểm kỹ thuật yêu cầu (vị trí, vận tốc, và các góc). Cần quan tâm đến loại sai số nào khi thực hiện phân tích sai số tuỳ thuộc vào việc thiết kế hệ thống, các thiết bị sử dụng và độ chính xác yêu cầu của hệ thống. Các loại sai số điển hình được liệt kê như sau: 1) Sai số trôi con quay do nhiệt độ thay đổi, gia tốc, từ trường và rung xóc 2) Sai số thang đo của con quay và gia tốc kế (kể cả sự không tuyến tính và không đối xứng) 3) Sai số trôi gia tốc kế gây ra bởi sự thay đổi nhiệt độ hoặc do sự thay đổi các tín hiệu rung xóc đầu vào. Sự cộng hưởng và đáp ứng động của gia tốc kế cũng rất đáng quan tâm. 4) Sai số của khối truyền cảm: sự không trực giao của các con quay và các trục, sự truyền các tín hiệu rung xóc qua đế giảm chấn và sự thay đổi nhiệt độ ảnh hưởng đến hiệu suất và việc cân chỉnh thiết bị. 5) Sai số tính toán do làm tròn số, bỏ phần thập phân, độ chính xác tín hiệu đưa ra, tính gần đúng vốn có trong giải thuật tính. 2.7.2 Cân chỉnh Hệ thống quán tính giải đồng thời 5 phương trình vi phân bậc hai để xác định tư thế và vị trí nằm ngang của giá. Do đó, 10 điều kiện đầu sau đây cần phải biết để khởi động máy tính:
Hai tham số vị trí ban đầu: Khi cân chỉnh hệ thống quán tính trong một phương tiện bay đứng yên trên đất, các điều kiện đầu được xác định từ việc khảo sát vị trí cất cánh. Các vị trí của máy bay có thể được xác định bằng mắt hoặc các điểm mốc đài rađa hoặc dùng các thiết bị dẫn đường vô tuyến.
Hai giá trí vận tốc ban đầu: Khi cân chỉnh trên một phương tiện bay đứng yên, vận tốc ban đầu so với trái đất thường là 0. Khi cân chỉnh trên máy bay đang chuyển động, vận tốc được đo bằng rađa Doppler, thiết bị vô tuyến (a succession of radio-aid fixes) hoặc đo bằng GPS. Khi cân chỉnh trên tàu sân bay, hệ thống dẫn đường quán tính của tàu thường phải tham chiếu và phải hiệu chỉnh vị trí máy bay trên boong tàu bằng cần đẩy.
Ba giá trị toạ độ hướng giá: Các hệ thống dẫn đường quán tính trái đất được khởi động bằng việc cân chỉnh nằm ngang (hai tham số) và cân chỉnh phương vị (một tham số) so với một vị trí tham chiếu phù hợp. Cân bằng được thực hiện bằng cách quay giá quán tính (giá cơ hoặc giá phân tích) cho đến khi gia tốc trung bình dọc theo mỗi trục của 2 gia tốc kế nằm ngang là 0. 63
Ba giá trị tốc độ hướng ban đầu: Các điều kiện đầu này hoàn toàn được xác định bằng các giá trị của các độ trôi con quay ngay tại thời điểm chuyển từ chế độ cân chỉnh sang chế độ dẫn đường. Các tốc độ này không phải lúc nào cũng đo được trong khi cân chỉnh và có thể gây sai số dẫn đường. Sự hiện diện của các sai số điều kiện đầu gây ra sai số vị trí trong quá trình dẫn đường (kể cả hệ thống có độ chính xác tuyệt đối). Để đạt được độ chính xác dẫn đường 1 nm/giờ thì các sai số điều kiện đầu phải được giới hạn ở 5 phút góc (phương vị), 10 giây góc (nghiêng), và 1 knot (tốc độ). Vài phương pháp sau đây được dùng để cân chỉnh máy bay:
Cân chỉnh chuyển đổi, theo một giá chuẩn: hệ thống dẫn đường quán tính thứ cấp có thể được cân chỉnh so với một khối chuẩn cấp chính xác cao hơn thông qua việc cân chỉnh gia tốc/ vận tốc và/hoặc thông qua cân chỉnh tư thế.
Cân chỉnh bộ nhớ, trong đó các góc chỉ tư thế bay được của lần cân chỉnh trước đó được lưu. Trình tự này tiết kiệm được thời gian bởi vì nó có thể hoàn tất trong vài giây nhưng nó bị giới hạn bởi khả năng lặp lại góc (angular repeatability) của càng hạ cánh và các đế giảm xóc của hệ thống quán tính. Máy bay không được chuyển động giữa lần cân chỉnh chính xác (precise alignment) và lần cân chỉnh bộ nhớ (memory alignment). Phương pháp này không phù hợp cho tàu thuyền hoặc máy bay đang bay.
Cân chỉnh đường băng khi máy bay chạy trên đường băng theo một hướng xác định trước khi cất cánh. Các điểm dừng theo các hướng khác nhau tạo điều kiện cho “hiệu chuẩn” lại các giá trị hướng ước lượng của giá (platform heading estimates) và tinh chỉnh giá trị ước lượng về độ trôi con quay.
Cân chỉnh quang: hệ thống quán tính có thể được cân chỉnh theo một tia quang bên ngoài có độ rộng khoảng vài giây góc. Tuy nhiên cách này không thực tế đối với tàu thuyền và máy bay bởi vì cần phải có cửa nhận tín hiệu quang và không thuận tiện để bố trí chỗ cho máy kinh vĩ. Cân chỉnh bằng quang học của hệ thống dẫn đường máy bay đôi khi được dùng với các giá mà có treo star-tracker trên phần tử ổn định. Các hệ thống dẫn đường không gian thường dùng cách cân chỉnh quang Khởi động nhanh là yêu cầu quân sự quan trọng đối với máy bay đánh chặn, máy bay tiêm kích và các máy bay trên tàu sân bay. Trong các hệ thống 64 các-đăng cũ, thời gian khởi động bị giới hạn bởi khoảng thời gian để các thiết bị quán tính đạt được trạng thái cân bằng nhiệt, thường khoảng 30 phút. Sử dụng hệ thống trước khi được “sưởi ấm khởi động” sẽ dẫn đến sai số dẫn đường rất lớn. Trong vài hệ thống, các thiết bị sưởi ấm được đặt trên thiết bị để đạt được sự ổn định nhiệt nhanh chóng. Những hệ thống này có khả năng hoạt động với công suất tối đa trong vài phút. Vào những năm đầu thập niên 80, việc chuyển sang hệ thống gắn kết dựa trên con quay laser và các bộ vi xử lý tốc độ cao đã loại bỏ được sự cần thiết ổn định nhiệt. Bởi vì con quay laser nhạy ở nhiệt độ thấp hơn so với con quay cơ nên ta có thể tạo ra các mô hình sai số (như sự trôi, hệ số thang đo, và sai lệch khi cân chỉnh) theo nhiệt độ ngay trong máy tính quản lý chuyến bay. Đặc biệt, hàm bậc 2 đến bậc 4 được dùng để thành lập mô hình sai số thiết bị khi khởi động. y = a0 + a1T + a2T 2 + … 2.7.3 Chỉnh ngang Mục đích của cân chỉnh ngang là xác định hướng giá (phân tích hoặc cơ khí) theo gia tốc trọng trường. Có hai loại: chỉnh thô và chỉnh tinh a) Chỉnh thô:
Giá các-đăng: Khi chỉnh ngang một hệ thống giá các-đăng, động cơ của các khung xoay phần tử ổn định để đầu ra của các gia tốc kế trong mặt phẳng ngang là 0. Để giảm thời gian cân chỉnh, các khung đầu tiên phải được quay để các tín hiệu ra khỏi bộ khử (pickoff, sychros) hoặc gia tốc kế bằng 0. Việc chỉnh thô này có thể thực hiện ở tốc độ thấp cỡ vài trăm độ một giây, và bị giới hạn bởi việc chế tạo con quay cơ. Độ chính xác của việc chỉnh thô này bị giới hạn bởi: (1) sai số khi lắp giá vào phương tiện bay, (2) Lệch góc và khả năng không phục hồi của đĩa chống rung, (3) sai số của thiết bị đồng bộ, và (4) sự rung xóc của máy bay trên càng hạ cánh và lốp, do gió mạnh hoặc người leo lên máy bay.
Giá gắn kết (phân tích): Trong hệ thống gắn kết, hướng của gia tốc kế được xác định bằng tư thế của phương tiện bay và không thể điều chỉnh. Thay vào đó, việc cân chỉnh bao gồm việc xoay ma trận chuyển đổi hoặc ma trận cosin hướng có liên quan đến các trục của thiết bị so với các trục trong hệ tọa độ dẫn đường (địa lý nằm ngang). Việc cân chỉnh được thực hiện bằng cách điều chỉnh giá phân tích sao cho đầu ra của gia tốc kế được chuyển sang trục giá nằm ngang bằng 0. Giá trị 65 ước tính của góc chúc ngóc và góc nghiêng được xác định bởi các đầu ra của gia tốc kế:         + =γ         − − =ϑ − − AA A A A )B(2 z )B(2 y )B( x1 )B( z )B( y1 tan tan Trong đó x là trục hướng về phía trước, y trục nằm ngang (chiều dương hướng về cánh phải máy bay) và trục z hướng xuống. Dựa vào góc chúc ngóc, góc nghiêng, việc chuyển đổi từ toạ độ máy bay sang toạ độ dẫn đường được khởi động. Tiến trình chỉnh thô trong hệ thống gắn kết chỉ cần vài giây để đo phép đo gia tốc được tốt. Độ chính xác của việc cân chỉnh thô bị giới hạn bởi sai số gia tốc kế, nhiễu cũng như sự chuyển động của máy bay. b) Tinh chỉnh Trong hệ thống các-đăng, đầu ra của các gia tốc kế tạo ra các tín hiệu điều khiển quay con quay. Các con quay lần lượt đưa tín hiệu đến động cơ cho đến khi hai gia tốc kế nằm ngang và trên phương tiện bay đứng yên, không có giá trị trung bình của gia tốc. Tốc độ tiến động tối đa của các bộ xoay động cơ quay là giới hạn tốc độ cân chỉnh. Trong hệ thống gắn kết, đầu ra của gia tốc kế được chuyển đổi thông qua ma trận để tạo thành tín hiệu analogue của đầu ra gia tốc kế. Các giá trị gia tốc kế nằm ngang (đã được chuyển đổi) được dùng để xoay giá strapdown để duy trì gia tốc trục ngang bằng 0. 2.8 HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH HIỆN ĐẠI 2.8.1 Thiết bị quán tính hiện đại và xu thế tương lai Với các bộ dẫn đường quán tính có độ chính xác cao (sai số nhỏ hơn 2 nm/giờ RMS), con quay quang có lẽ sẽ được sử dụng trong những thập niên tới. Kết hợp cả 3 con quay laser thành một khối thuỷ tinh duy nhất và dùng gia tốc kế 3 trục là xu thế của các hệ thống dẫn đường tương lai. Vì việc sử dụng vệ tinh để hiệu chỉnh cho hệ thống dẫn đường đạt được độ chính xác cao, xử lý liên tục và trên phạm vi toàn cầu nên GPS sẽ được kết hợp vào để tạo ra hệ thống dẫn đường AHRS có độ chính xác vừa phải (sai số 5 nm/giờ). 66 2.8.2 Hệ thống dẫn đường hiện đại Hệ thống dẫn đường quán tính hiện đại ngày nay có kích thước 178 x 178 x 279 mm, nặng khoảng 10 kg, và tiêu thụ công suất khoảng 50 W, giá thành khoảng vài chục nghìn USD. Loại này có 5 vi mạch được điều khiển bằng các bộ vi xử lý tương đương họ 486, 6804, … Nó độ chính xác 0.6 nm/giờ, độ chính xác theo vận tốc là 0.7 m/giây và độ chính xác theo góc là 1 mrad. Hình 2.23 là một ví dụ. Đây là hệ thống dẫn đường quán tính do hãng Marconi chế tạo. Nó bao gồm 3 con quay laser, 3 gia tốc kế được treo trên giá cơ khí được thiết kế để cách ly các rung xóc, ảnh hưởng của nhiệt độ … Hình 2.23 hệ thống dẫn đường quán tính Marconi FIN3110 Một đặc điểm nổi bật của các hệ thống dẫn đường quán tính hiện đại là có sự tích hợp của khối dẫn đường vệ tinh GPS vào khối dẫn đường quán tính. Sự tích hợp này đem lại một số ưu điểm sau: + Giải quyết được vấn đề cân chỉnh sai số dụng cụ trong hệ thống strapdown. Trong hệ thống các-đăng, các khung có thể xoay theo nhiều vị trí cho nên dù không cần phải tháo cả hệ thống ra khỏi máy bay ta vẫn có thể cân 67 chỉnh con quay và gia tốc kế khi kể đến ảnh hưởng trái đất quay và trọng trường. Điều này không thể thực hiện được đối với hệ thống strapdown. + Ta không cần phải cố định máy bay trong vòng 5 phút trước khi bắt đầu cân chỉnh hệ thống theo chế độ “la bàn bán con quay”. + Tham số dẫn đường đầu ra chính xác hơn Sơ đồ thể hiện sự tích hợp GPS vào hệ thống strapdown như hình 2.23 hoặc 2.24. Nguyên lý hiệu chỉnh rất đơn giản. Đầu ra của hệ thống INS và thông tin nhận được từ GPS được đưa đến bộ lọc Kalman. Đầu ra bộ lọc sẽ là thông tin sai lệch của INS, được đưa vào bộ cộng để hiệu chỉnh. Hình 2.24 Sơ đồ Tích hợp GPS vào INS (mạch vòng hở) Hình 2.25 Sơ đồ Tích hợp GPS vào INS (mạch vòng kín) Loại mạch vòng hở (open loop hoặc feed forward) chỉ ước tính sai số của hệ thống INS từ những thông tin có được từ GPS mà không làm ảnh hưởng đến hoạt động của hệ thống INS. Loại mạch vòng kính (closed loop hoặc feed back) sử dụng các kết quả thu được từ GPS để ước tính sai số của INS (sai số 68 trôi của con quay và gia tốc kế) và tiến hành giải thuật bù các sai số này bên trong quy trình tính toán của hệ thống dẫn đường quán tính. Trong khi đó, loại mạch vòng hở, sai số của các cảm biến không được bù. Về nguyên lý, sơ đồ mạch vòng kín sẽ chính xác hơn, nhưng ưu điểm này còn tuỳ thuộc vào độ từng ứng dụng và độ chính xác của hệ thống strapdown. Độ chính xác của việc ước tính vector trạng thái rất nhạy với tính động học của máy bay và đại lượng ngẫu nhiên của các thành phần sai số. Do đó nếu thiết lập mô hình sai số ngẫu nhiên không thích hợp sẽ làm cho bộ lọc không ổn định. 69 CHƯƠNG 3: ĐẶC ĐIỂM KHAI THÁC HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG QUÁN TÍNH TRÊN BOEING 777 3.1 Giới thiệu chung hệ thống ADIRS Hệ thống dẫn đường quán tính trên Boeing 777 được tích hợp trong hệ thống tham chiếu quán tính dữ liệu không khí ADIRS. Hệ thống này có 2 hàm thực hiện các chức năng liên quan đến:
Dữ liệu không khí
Dữ liệu tham chiếu quán tính Trên B777, những hệ thống sử dụng dữ liệu từ ADIRS đưa đến gồm:
Hệ thống điều khiển chuyến bay chính PFCS
Hệ thống điều khiển tự động lái AFDS
Hệ thống quản lý thông tin máy bay AIMS Dưới đây là một số từ viết tắt liên quan đến các phần trình bày tiếp theo:
ADIRS - Air Data Inertial Reference System: hệ thống tham chiếu quán tính dữ liệu không khí
ADIRU - Air Data Inertial Reference Unit: khối tham chiếu quán tính dữ liệu không khí
ADM - Air Data Module: Khối dữ liệu khí
AFDC - Autopilot Flight Director Computer: Máy tính điều khiển dẫn đường tự động
AFDS - Autopilot Flight Director System: Hệ thống điều khiển dẫn đường tự động
AIMS - Airplane Information Management System: Hệ thống quản lý thông tin máy bay
AOA - Angle Of Attack: Góc tấn
ARINC - Aeronautical Inc.: Viện hàng không
CDU - Control Display Unit: Khối hiển thị điều khiển
FAC - Fault Containment Area: Khối bị hỏng hóc
FCDC - Flight Controls Direct Current: Dòng DC điều khiển chuyến bay
FMCF - Flight Management Computing Function: Hàm tính toán quản lý chuyến bay 70
FPA - Flight Path Angle: Góc vòng quũ đạo
FSEU - Flap/Slat Electronics Unit: Khốiđiện tử điều khiển các góc tà
GPS - Global Positioning System: Hệ thống định vị toàn cầu
LCD - Liquid Crystal Display: Màn hình tinh thể lỏng
MAT - Maintenance Access Terminal: Thiết bị đầu cuối truy xuất thông tin cần bảo dưỡng
NCD - No Computed Data: Không có dự liệu nào được tính toán
ND - Navigation Display: màn hình dẫn đường
NVM - Non-Volatile Memory: Bộ nhớ cố định
OPAS Overhead Panel ARINC 629 System: Hệ thống pa-nô trên đầu theo chuẩn ARINCE 629
PFC - Primary Flight Computer: Máy tính điều khiển chuyến bay chính
PFCS - Primary Flight Control System: Hệ thống điều khiển chuyến bay chính.
SAARU - Secondary Attitude Air Data Reference Unit: Khối chiếu quán tính và tư thế bay dự phòng.
TAT - Total Air Temperature: Nhiệt độ khí tổng Hệ thống ADIRS có các thành phần sau:
Các ống không tốc
Ống thu tĩnh áp
Các khối dữ liệu không khí
Khối ADIRU
Ống thu nhận TAT
Cảm biến góc tấn
Khối SAARU
Đồng hồ chỉ thị tư thế bay thứ cấp. Các khối ADM lấy áp suất từ ống không tốc và ống thu tĩnh áp rồi chuyển các dữ liệu này thành dạng phù hợp với tiêu chuẩn giao tiếp ARINC 629. Sau đó ADM chuyển chúng đến ADIRU và SAARU Các tủ của hệ thống AIMS nhận tín hiệu TAT (nhiệt độ không khí toàn phần) và tín hiệu góc tấn dưới dạng analog. Các tủ của hệ thống AIMS chuyển các tín hiệu thu thành dạng số và gửi đến ADIRU và SAARU. Các tủ này cũng nhận dữ liệu từ ADIRS và AIMS và hiển thị chúng lên các màn hình PFD và ND 71 ADIRU sử dụng các dữ liệu sau đây để tính toán và cung cấp dữ liệu đến các hệ thống của người dùng:
Áp suất tổng;
Áp suất tĩnh;
Nhiệt độ tổng;
Góc tấn. ADIRU sử dụng 6 con quay laser và 6 gia tốc kế để tính và cung cấp dữ liệu tham chiếu quán tính và dữ liệu dẫn đường đến các hệ thống người dùng. SAARU là một nguồn dự phòng để cung cấp thông tin về tư thế bay, hướng và dữ liệu không khí. Khối này cũng cần 4 thông tin đầu vào như ADIRU để tính toán và đưa thông tin đến các hộ tiêu thụ. Nó sử dụng 4 con quay sợi quang và 4 gia tốc kế để tính toán và cấp thông tin đến các hệ thống cần thiết. Đồng hồ dự phòng chỉ thế bay lấy dữ liệu theo chuẩn ARINC 429 từ SAARU đưa đến. Tất cả các thông tin nêu trên được thể hiện trên hình 3.1 Hình 3.1 Miêu tả tổng quát hệ thống ADIRS 3.2 Vị trí các thành phần trong hệ thống ADIRS Các thành phần của hệ thống được bố trí chủ yếu trong buồng lái, trong khoang thiết bị chính (main equipment center) và ngoài thân máy bay. 72 Trong buồng lái có công-tắc ADIRU, đèn báo ADIRU sử dụng ắc-qui, đồng hồ chỉ tư thế dự phòng. Các thành phần giao tiếp trong buồng lái giao tiếp với ADIRU là: các khối hiển thị điều khiển trái, phải; công tắc nguồn tư thế bay/dữ liệu khí Hình 3.2 Vị trí các thành phần của ADIRS - Buồng lái Trong khoang thiết bị chính có ADIRU; SAARU; các CB cắt nguồn ắc- qui và nguồn sơ cấp cho ADIRU trái,giữa, phải Các thành phần liên quan: Khối (assembly) cấp nguồn bên trái, giữa và phải. Mỗi khối đều có liên quan đến khối static ADM, pitot ADM, STANDBY IND và SAARU 73 3.3 Nguồn cung cấp (SDS – 34-20-00-10,17) 3.4 Các chức năng 3.4.1 ADIRU Air Data Function 1, 2 (SDS – 34-20-00-18÷20) (outline) 3.4.2 ADIRU Inertial Reference Data function (SDS – 34-20-00-21÷23) 3.4.3 Secondary Attitude Air data Reference Unit a) SAARU Inertial Reference Data function (SDS – 34-20-00-26) b) SAARU Air Data function (SDS – 34-20-00-27) (outline) 3.4.4 Backup navigation (SDS – 34-20-00-30) 3.5 Cân chỉnh (SDS–34-20-00-39÷45, PP-34-21-01÷05) 3.5.1 CDU trước khi khởi động hệ thống 3.5.2 Các hiển thị trong khi cân chỉnh 3.5.3 Các hiển thị sau khi cân chỉnh 3.5.4 Dữ liệu không hợp lệ 3.5.5 Báo lỗi và tải dữ liệu từ phần mềm 3.6 Các lỗi thường gặp khi sử dụng (???) 3.7 KẾT LUẬN