định vị và dẫn đường thế kỉ 21

ĐỊNH VỊ VÀ DẪN ĐƯỜNG TRONG THẾ KỶ 21 Trần Đức Tân, Huỳnh Hữu Tuệ Đại học Công Nghệ - ĐHQG HN Từ kỷ trước, nhu cầu định vị dẫn đường trở nên vô cấp thiết đặc biệt lĩnh vực hàng hải Hiện nay, hệ thống định vị toàn cầu (GPS) ứng dụng phổ biến giới xu hướng xuất kết hợp GPS với INS (hệ thống dẫn đường quán tính) nhằm tận dụng triệt để ưu điểm giảm thiểu sai lỗi hai phương pháp Giới thiệu định vị dẫn đường Thời thượng cổ người ta định vị cách đánh dấu lên thân cây, vách hang Sau này, người dựa vào vị trí để định vị, đặc biệt cho chuyến biển Vào kỷ 17 nhu cầu định vị dẫn đường trở nên thiết cường quốc đua xâm lấn thuộc địa tranh chấp biển Vào thời đó, toán xác định vĩ độ giải toán xác định kinh độ lại gần vô vọng Sau nhờ tiến khoa học mà ý tưởng hệ thống định vị toàn cầu nảy sinh Lúc đầu GPS phát triển cho mục đích quân ngày sử dụng rộng rãi mục đích dân quản lý điều hành xe taxi, thám hiểm, hàng hải Tuy nhiên GPS lại có nhược điểm khó khắc phục triển khai thực tế điểm quan trọng GPS lại phát triển Mỹ nên lệ thuộc không tránh khỏi Một hệ thống định vị - dẫn đường khác hệ thống dẫn đường quán tính (INS) Đây hệ thống có khả hoạt động độc lập cho phép xác định vị trí, vận tốc cao độ vật thể Tuy nhiên hệ thống lại gặp lỗi nghiêm trọng tượng trôi cảm biến gia tốc vận tốc góc Một phương pháp hiệu sử dụng GPS hỗ trợ cho INS mà trái tim dùng lọc Kalman để ước lượng lỗi INS nhằm cập nhật vị trí vật thể cách xác Hệ thống dẫn đường kết hợp GPS/INS có ưu điểm vượt trội tốc độ xử lý kích thước so với hệ thống trước Các cảm biến chíp GPS tích hợp mạch nhỏ xác định vị trí vật thể cách xác Với phát triển mạnh mẽ công nghệ vi điện tử (MEMS) hệ thống xây dựng với độ xác cao giá thành thấp Hệ thống dẫn đường quán tính INS Nhằm tìm hiểu hệ thống dẫn đường quán tính số khái niệm sau cần thiết: ƒ Quán tính: chất vật thể mà lực tác động chuyển động tịnh tiến chuyển động vòng tròn ƒ Hệ quy chiếu quán tính: hệ quy chiếu mà ba định luật Newton áp dụng bảo toàn ƒ Cảm biến quán tính: gồm loại gia tốc kế cảm biến vận tốc góc (còn gọi quay vi cơ) ƒ Hệ thống dẫn đường quán tính: hệ thống sử dụng cảm biến vận tốc góc cảm biến gia tốc để ước lượng vị trí, vận tốc, độ cao vận tốc thay đổi độ cao vật thể bay Hình Trục toạ độ hệ thống dẫn đường quán tính Hệ thống INS gồm ba cảm biến vận tốc góc cho phép xác định vận tốc góc nghiêng, góc chúc góc hướng hệ toạ độ vật thể bay (xem hình 1) Hệ thống INS có thêm ba cảm biến gia tốc cho phép xác định gia tốc theo ba trục hệ toạ độ vật thể bay Hiện có hai cấu trúc dẫn đường quán tính tiêu biểu nhằm xác định góc Ơle từ cảm biến vận tốc góc cấu trúc gắn chặt (gimble) cấu trúc (strapdown) Cấu trúc strapdown sử dụng rộng rãi hơn, cảm biến gia tốc vận tốc góc gắn chặt vào vật thể bay Các giá trị gia tốc thu từ cảm biến gia tốc hiệu chỉnh với vận tốc quay trái đất gia tốc trọng trường nhằm xác định vị trí vận tốc xác vật thể bay Phương trình động học: Định hướng vật thể bay với hệ trục đất cố định xác định ba góc Ơle ψ , θ , φ (hình 2) Phương trình (1) biểu diễn liên hệ vận tốc góc nghiêng, vận tốc góc chúc vận tốc góc hướng ( ký hiệu p,q r) góc Ơle: ⎡ φ& ⎤ ⎛ sin φ tan θ ⎢ &⎥ ⎜ cos φ ⎢θ ⎥ = ⎜ ⎜ ⎢ψ& ⎥ ⎝ sin φ secθ ⎣ ⎦ cos φ tan θ ⎞ ⎡ p ⎤ ⎟ − sin φ ⎟ ⎢⎢ q ⎥⎥ cos φ secθ ⎟⎠ ⎣⎢ r ⎦⎥ (1) Tích phân phương trình (1) ta thu góc Ơle Hình Ba góc Ơle Các gia tốc ax, ay az vật thể bay dọc theo trục toạ độ vật thể bay liên hệ với vận tốc U, V W hệ trục đất cố định (XYZ) theo hệ phương trình (2): U = a x +V r − W.q + g.sinθ V = a y − U r + W.p - g.cosθ sinφ (2) W = a z − U q + W.p - g.cosθ cosφ Thực tích phân U ,V W thu vận tốc U, V W Sau đổi hệ trục toạ độ nhờ sử dụng ma trận cosin trực tiếp DCM để thu vận tốc theo hướng bắc, hướng đông hướng trái đất (người ta gọi hệ trục toạ độ dẫn đường, xem hình 3) ⎡ ⎤ ⎡V N ⎤ ⎡U ⎤ ⎢ X ⎥ ⎢ ⎥ T ⎢ ⎢ Y ⎥ = ⎢VE ⎥ = DCM V ⎥ ⎢ ⎥ ⎢.⎥ ⎢ ⎥ ⎢⎣ W ⎥⎦ V Z ⎢ ⎥ ⎣⎢ D ⎦⎥ ⎣ ⎦ (3) Ở cos θ cosψ ⎡ ⎢ DCM = ⎢sin φ sin θ cosψ − cos φ sinψ ⎢⎣cos φ sin θ cosψ + sin φ sinψ cos θ sinψ sin φ sin θ sinψ + cos φ cosψ cos φ sin θ sinψ − sin φ cosψ − sin θ ⎤ sin φ cos θ ⎥⎥ cos φ cos θ ⎥⎦ Tích phân VN,VE VD thu vị trí vật thể bay bề mặt trái đất (hệ trục toạ độ dẫn đường) Vĩ độ λ , kinh độ µ độ cao H vật thể bay xác định nhờ hệ phương trình sau: V VE (4) H& = −VD λ& = N µ& = Rearth Rearth cos λ Hình Hệ trục toạ độ dẫn đường Nhược điểm INS Có nhiều loại sai số hệ thống INS chủ yếu cảm biến quán tính gây nên Bảng liệt kê số lỗi gây cảm biến gia tốc vận tốc góc Bảng Lỗi gây cảm biến quán tính Loại Gây nên sai số Lỗi vị trí lắp đặt cảm biến Góc nghiêng, góc chúc góc hướng Độ lệch (offset) cảm biến Lối cảm biến gia tốc bị lệch giá trị gia tốc không đổi Giá trị lại thay đổi tắt / bật thiết bị Hiện tượng lệch trôi cảm Vật thể không chuyển động có vận biến vận tốc góc (do tác động tốc góc không đổi nhiệt độ) Nhiễu ngẫu nhiên Lỗi ngẫu nhiên đo lường Những lỗi đo gia tốc vận tốc góc dẫn tới lỗi tăng dần xác định vị trí vận tốc vật thể bay (do việc lấy tích phân) Các lỗi tăng dần gọi lỗi dẫn đường, bao gồm lỗi (3 lỗi vị trí, lỗi vận tốc, lỗi tư lỗi góc ngẩng) Có thể nhận thấy chắn hệ thống dẫn đường quán tính hoạt động tự trị mà phải kết hợp với hệ thống khác Hệ thống định vị toàn cầu GPS Hoàn cảnh đời: Năm 1978, nhằm mục đích thu thập thông tin tọa độ (vĩ độ kinh độ), độ cao tốc độ hành quân, hướng dẫn cho pháo binh hạm đội, Bộ Quốc phòng Mỹ phóng lên quỹ đạo trái đất 24 vệ tinh (xem hình 4) Những vệ tinh trị giá nhiều tỷ USD bay phía trái đất độ cao 19.200 km, với tốc độ chừng 11.200 km/h, có nhiệm vụ truyền tín hiệu vô tuyến tần số thấp tới thiết bị thu nhận Trong số 24 vệ tinh Bộ quốc phòng Mỹ nói trên, có 21 thực hoạt động, vệ tinh lại hệ thống hỗ trợ Tín hiệu vô tuyến truyền thường không đủ mạnh để thâm nhập vào tòa nhà kiên cố, hầm ngầm hay tới địa điểm nước Ngoài đòi hỏi tối thiểu vệ tinh để đưa thông tin xác vị trí (bao gồm độ cao) tốc độ vật Vì hoạt động quỹ đạo, vệ tinh đảm bảo cung cấp vị trí điểm trái đất Vào năm 1983, Liên xô bắn rơi máy bay hành khách Hàn Quốc vi phạm không phận Sau tai nạn này, nhu cầu định vị dẫn đường cho ứng dụng hàng không dân dụng trở nên cấp thiết Tổng thống Reagan lệnh cho quân đội Mỹ phải mở cửa phần GPS cho ứng dụng dân Người Mỹ để tránh gây nguy hiểm đến quyền lợi Mỹ phát minh SA (dùng để tăng sai số) bắt đầu đưa vào áp dụng vào năm 1990 Vào tháng năm 2000, kỹ thuật quân Mỹ tiến xa, lúc tổng thống Clinton tự tin lệnh tắt SA Sau đó, nhu cầu máy thu GPS cá nhân dân dụng thực bùng nổ Hình Quỹ đạo bay vệ tinh GPS Cấu trúc hệ thống định vị toàn cầu: GPS bao gồm mảng (xem hình 5) - Mảng người dùng: gồm người sử dụng thiết bị thu GPS - Mảng kiểm soát: bao gồm trạm mặt đất, chia thành trạm trung tâm trạm Các trạm con, vận hành tự động, nhận thông tin từ vệ tinh, gửi tới cho trạm chủ Sau trạm gửi thông tin hiệu chỉnh trở lại, để vệ tinh biết vị trí chúng quỹ đạo thời gian truyền tín hiệu Nhờ vậy, vệ tinh đảm bảo cung cấp thông tin xác tuyệt đối vào thời điểm - Mảng không gian: gồm vệ tinh hoạt động lượng mặt trời bay quỹ đạo Quãng thời gian tồn chúng vào khoảng 10 năm chi phí cho lần thay lên đến hàng tỷ USD Một vệ tinh truyền tín hiệu radio nhiều mức tần số thấp khác nhau, gọi L1, L2 Một đài phát FM thường cần có công suất chừng 100.000 watt để phát sóng, vệ tinh định vị toàn cầu đòi hỏi 20-50 watt để đưa tín hiệu xa 19.200 km Hình Cấu trúc hệ thống GPS Mã GPS Mỗi vệ tinh hệ thống GPS có đồng hồ nguyên tử độ xác cao để làm sở cho thiết bị phát tần số chuẩn 10,23Mz Tần số điều biến sóng mang L1 = 1575,42Mz L2 = 1227,60Mz Các sóng mang L1, L2 điều biến loại mã sau: - Mã P: mã xác, có tần số 10,23 MHz, độ dài toàn phần 267 ngày Tuy người ta chia mã thành đoạn có độ dài ngày gắn cho vệ tinh hệ thống GPS đoạn mã thế, sau tuần lại thay đổi nên khó bị giải mã để sử dụng ko phép Mã P điều biến sóng mang L1 L2 - Mã C/A có tần số 1,023MHz, điều biến sóng mang L1, mã C/A sử dụng cho mục đích dân sự, vệ tinh gán mã C/A riêng biệt - Mã D mã dùng để truyền lịch vệ tinh nhất, thông số lớp khí sóng điện từ truyền qua, thời gian hệ thống, sai số đồng hồ vệ tinh, phân bố vệ tinh quỹ đạo Nó điều biến sóng mang L1 L2 Hoạt động Tần số L1 chứa đựng tín hiệu số, gọi mã P mã C/A Mã P nhằm bảo vệ thông tin khỏi truy nhập trái phép Tuy nhiên, mục đích tín hiệu mã hóa nhằm tính toán thời gian cần thiết để thông tin truyền từ vệ tinh tới thiết bị thu nhận mặt đất Sau đó, khoảng cách bên tính cách nhân thời gian cần thiết để tín hiệu đến nơi với tốc độ ánh sáng 300.000 km/giây Tuy nhiên, tín hiệu bị sai đôi chút qua bầu khí Vì vậy, kèm theo thông điệp gửi tới thiết bị nhận, vệ tinh thường gửi kèm thông tin quỹ đạo thời gian Việc sử dụng đồng hồ nguyên tử đảm bảo xác thống thời gian thiết bị thu phát Để biết vị trí xác vệ tinh, thiết bị thu GPS nhận thêm loại liệu mã hóa: ƒ Dữ liệu Almanac: cập nhật định kỳ cho biết vị trí gần vệ tinh quỹ đạo Nó truyền liên tục lưu trữ nhớ thiết bị thu nhận vệ tinh di chuyển quanh quỹ đạo ƒ Dữ liệu Ephemeris: phần lớn vệ tinh di chuyển khỏi quỹ đạo chúng Sự thay đổi ghi nhận trạm kiểm soát mặt đất Việc sửa chữa sai số quan trọng đảm nhiệm trạm chủ mặt đất trước thông báo lại cho vệ tinh biết vị trí chúng Thông tin sửa chữa gọi liệu Ephemeris Kết hợp liệu Almanac Ephemeris, thiết bị nhận GPS biết xác vị trí vệ tinh Nguyên nhân sai số Sai số phương pháp đinh vị GPS chủ yếu nguyên nhân (không kể sai số nhân tạo SA cựu tổng thống Bill Clinton lệnh tắt): ƒ Dữ liệu Ephemeris ƒ Đồng hồ vệ tinh ƒ Trễ tầng điện ly ƒ Trễ tầng đối lưu ƒ Nhiễu đa đường ƒ Máy thu (bao gồm phần mềm) Lỗi liệu Ephemeris xảy thông điệp GPS không truyền xác vị trí vệ tinh ảnh hưởng tới độ xác xác định khoảng cách Lỗi tăng theo thời gian từ lần cập nhật cuối trạm điều khiển Lỗi đồng hồ vệ tinh ảnh hưởng tới người dùng mã C/A hay mã P, lỗi gây sai số – mét sau cập nhật 12 Lỗi đo lường gây sai số khoảng cách cỡ vài mét.Trễ tầng điện ly đối lưu gây nên trễ pha tính toán khoảng cách (pseudorange) Lỗi loại trừ sử dụng máy thu dùng mã P có băng tần Với L1 L2 có tần số khác nhau, tầng điện ly làm chúng có độ trễ khác Đó sở cho phương pháp loại trừ sai số Lỗi đa đường gây tín hiệu bị phản xạ qua chướng ngại khác tới máy thu Hiện tượng trầm trọng có nhiều chướng ngại lỗi khoảng cách gây tới 15 mét Vai trò GPS cung cấp xác thông số vị trí vận tốc vật thể bay GPS sử dụng để hỗ trợ cho hệ thống dẫn đường khác mà tiêu biểu kết hơp GPS / INS Hệ thống dẫn đường tích hợp GPS / INS Hệ thống dẫn đường quán tính INS có ưu điểm bật so sánh với hệ thống dẫn đường khác khả hoạt động tự trị độ xác cao khoảng thời gian ngắn Lỗi nghiêm trọng hệ thống INS cảm biến quán tính gây Chính ứng dụng thời gian dài hệ thống INS thường sử dụng với hệ thống hỗ trợ khác hệ thống dẫn đường vô tuyến (Loran, Omega Tacan), hệ thống dẫn đường vệ tinh (GPS, GLONASS Transit), JTIDS, DME…Các hệ thống hoạt động ổn định theo thời gian cần tích hợp INS hệ thống hỗ trợ Sự kết hợp GPS INS lý tưởng hai hệ thống có khả bù trừ hiệu Trái tim hệ thống tích hợp lọc tối ưu Kalman Hình Thuật toán Kalman Bộ lọc Kalman hiệu linh hoạt việc kết hợp đầu bị nhiễu cảm biến quán tính để ước lượng trạng thái hệ thống không ổn định Tín hiệu bị nhiễu từ cảm biến quán tính GPS bao gồm thông tin vị trí, vận tốc, toạ độ vật thể bay Những tác nhân làm hệ thống không ổn định nhiễu cảm biến, người sử dụng nhiễu môi trường (gió) Bộ lọc Kalman dùng để ước lượng lỗi cảm biến quán tính gây ta xây dựng vectơ trạng thái xˆ k lọc từ lỗi Các giá trị thu từ GPS dùng để xây dựng vectơ đo lường z Sau mô hình hoá lỗi thực chu trình Kalman với ước lượng vectơ trạng thái ma trận tương quan thời điểm ban đầu (xem hình 7) Cấu trúc gọi cấu trúc GPS hỗ trợ INS lỗi xử lý theo kiểu vòng mở vòng đóng mô tả hình Hình Cấu trúc GPS/INS vòng mở Hình Cấu trúc GPS/INS vòng kín Kết mô phỏng: Hình 10 kết mô trường hợp hệ thống INS chưa kết hợp với GPS Nhận thấy quỹ đạo hệ thống INS (đường màu xanh) khác quỹ đạo thực tế (đường màu đen) Thời gian cập nhật liệu từ cảm biến quán tính 10 ms Quỹ đạo tạo đường tròn màu đỏ hệ thống GPS có thời gian cập nhật s độ lệch chuẩn 20 m Hình 11 kết mô trường hợp hệ thống INS kết hợp với GPS dùng lọc Kalman Thời gian cập nhật từ cảm biến quán tính 0.01 s, từ GPS s từ Kalman 0.5 s Hình 10 Quỹ đạo theo hướng Bắc INS chưa kết hợp GPS Hình 11 Quỹ đạo theo hướng Bắc INS kết hợp GPS dùng lọc Kalman Trong trường hợp hệ thống đột ngột tín hiệu GPS hệ thống phải hoàn toàn dựa vào thông tin từ INS dự đoán trạng thái hệ thống Lúc độ xác bị giảm GPS hoạt động trở lại lọc Kalman cần thời gian nhỏ cỡ vài giây lại bám chặt quỹ đạo lý tưởng (quỹ đạo thực) Trong trường hợp quân đội Mỹ lại sử dụng SA độ lệch chuẩn GPS vào khoảng 40-50 mét Lúc lọc Kalman có mặt SA nên dùng độ lệch chuẩn 20 mét độ xác lối sau lọc Kalman có bị suy giảm tốt độ xác GPS Kết luận Độ xác hệ thống tích hợp GPS/INS cao độ xác hệ thống GPS hay INS hoạt động độc lập Độ xác nâng cao tăng số trạng thái lọc Kalman mô hình hoá tác nhân gây lỗi khác cảm biến quán tính Rõ ràng xu hướng kết hợp GPS/INS xu hướng tất yếu vấn đề định vị dẫn đường kỷ 21