Tần số cập nhật vị trí: 5Hz
Độ nhạy: -162 dBm
Nhiệt độ hoạt động: -40 đến 85 độ C
Hỗ trợ giao tiếp UART
Kích thƣớc: 22 x 30 x 13 mm
26
1.3 Yêu cầu tính năng của phƣơng tiện bay
Từ các thơng tin khảo sát trên, nhóm nghiên cứu đặt ra các u cầu tính năng cho phƣơng tiện bay nhƣ sau:
Độ cao trợ giúp cứu hộ cứu nạn tối đa: 300 mét.
Cự ly truyền thông tối đa: 500 mét
Thời gian vận hành liên tục tối đa từ 25 đến 30 phút.
Tải trọng mang vật dụng cứu hộ cứu nạn (gồm: thang dây, mặt nạ phòng độc …) tối đa từ 3,5 đến 6,5 kg.
Điểm đƣa vật dụng cứu hộ cứu nạn là nóc nhà cao tầng.
Truyền thơng hình ảnh động, nén JPEG, độ phân giải 640x480, có khả năng điều khiển góc và hƣớng chụp, điều khiển từ xa độ zoom, vị trí chụp.
27
CHƢƠNG 2. BÀI TOÁN DẪN ĐƢỜNG CHO PHƢƠNG TIỆN BAY 2.1 Phƣơng án sử dụng phƣơng tiện bay hỗ trợ công tác PCCC 2.1 Phƣơng án sử dụng phƣơng tiện bay hỗ trợ công tác PCCC
Theo khảo sát của đề tài nghiên cứu, việc ứng dụng phƣơng tiện bay không ngƣời lái trong công tác cứu hộ đã đƣợc áp dụng trên thế giới. Tuy nhiên, ứng dụng thiết bị này trong công tác hỗ trợ chữa cháy, cụ thể là chữa cháy nhà cao tầng hiện chƣa đƣợc áp dụng. Đây là nghiên cứu đầu tiên đề cập đến ứng dụng phƣơng tiện bay không ngƣời lái vào hỗ trợ cơng tác phịng cháy chữa cháy nhà cao tầng. Phƣơng tiện bay đƣợc ứng dụng trong công tác PCCC đƣợc gọi là thiết bị bay. Bƣớc đầu, đề tài nghiên cứu đặt ra mục tiêu thực thi một thiết bị bay đáp ứng nhu cầu quan sát và có khả năng bay theo quỹ đạo đƣợc xác định trƣớc
Khi có đám cháy xảy ra, do tâm lý hoảng loạn ngƣời dân ln có xu hƣớng chạy lên phía các tầng cao hơn nhƣng chính các tầng cao đó khiến cho lực lƣợng cứu hộ cứu nạn khó tiếp cận và nắm bắt thơng tin. Xuất phát chính từ đặc điểm này nhóm nghiên cứu đã xây dựng thiết bị bay không ngƣời lái tham gia hỗ trợ công tác cứu hộ cứu nạn trong các đám cháy các toàn nhà cao tầng với 2 chức năng: thu thập thông tin hiện trƣờng và mang các vật dụng cứu nạn cho nạn nhân. Kịch bản cụ thể tham gia công tác PCCC đƣợc xây dựng nhƣ sau :
Bước 1: Khảo sát tình hình thực tế và sơ đồ tồ nhà nơi xảy ra đám cháy (đã có
28
Hình 2.1: Sơ đồ 3D tồ nhà xảy ra đám cháy Quỹ đạo bay đƣợc xác định ứng với tính huống
Từ vị trí đặt thiết bị cất cánh lên độ cao 21m
Di chuyển theo hƣớng tiến về tòa nhà 20.5m
Từ vị trí hiện tại hạ độ cao 5m
Bước 2: Di chuyển thiết bị bay cùng đội cảnh sát PCCC ra hiện trường và chuẩn
bị sẵn sàng cất cánh
Bước 3: Thiết bị bay được cất cánh mang theo vật cứu hộ cứu nạn đồng thời quan
sát tình hình thực tế của đám cháy. Xác định địa điểm thả đồ cứu nạn và thực hiện thả đồ theo mệnh lệnh
Bước 4: Sau khi thả đồ cứu hộ cứu nạn thành công, thiết bị bay tiếp tục di chuyển
để quan sát, thu thập tình hình và truyền hình đám cháy trực tiếp về trạm mặt đất.
Bước 5. Sau khi thực hiện nhiệm vụ mang vật cứu hộ cứu nạn thả thành công và
trinh sát tình hình thực tế, thiết bị bay hạ cánh an toàn. Các đơn vị PCCC triển khai các phương án cứu hộ, cứu nạn dựa tiếp theo dựa những thông tin mà thiết bị bay thu được.
29
2.2 Bài toán điều khiển và dẫn đƣờng cho thiết bị bay
Hiện tại, đề tài nghiên cứu đã thực hiện chế tạo đƣợc một số mơ hình UAV.
Hình 2.2: Mơ hình phƣơng tiện bay khơng ngƣời lái UAV X16
Bài toán đặt ra là việc dẫn đƣờng tự động cho thiết bị bay không ngƣời lái trên. Hiện nay, việc cần thiết sau khi xây dựng mơ hình là xây dựng thuật tốn điều khiển và dẫn đƣờng cho thiết bị bay. Việc dẫn đƣờng cho thiết bị bay hồn tồn phụ thuộc vào GPS. Theo đó, độ chính xác của GPS sẽ ảnh hƣởng rất lớn đến hoạt động của thiết bị bay. Trong điều kiện thời tiết xấu hoặc trong các khu vực GPS bị che khuất sẽ không đủ điều kiện để thiết bị bay hoạt động. Đó là trở ngại rất lớn trong việc thực hiện thuật tốn dẫn đƣờng cho thiết bị bay khơng ngƣời lái.
Phƣơng án giải quyết.
Xây dựng bộ điều khiển cho thiết bị bay đồng thời khắc phục vấn đề tín hiệu GPS trong bài tốn dẫn đƣờng bằng GPS, thuật toán điều khiển PID đƣợc sử dụng và thuật toán dẫn đƣờng dự đoán Dead Reckoning đƣợc đƣa ra. Dead Reckoning đƣợc thêm vào để hỗ trợ dẫn đƣờng bằng GPS/GNSS thông qua thuật tốn thơng minh dựa trên sự biến đổi các dữ liệu về khoảng cách, vận tốc, các góc trạng thái trong q trình tín hiệu GPS bị ngắt quãng. Trong khuôn khổ đề tài, sẽ áp dụng thuật tốn Dead Reckoning để tích hợp tín hiệu GPS và INS sử dụng bộ lọc Kalman và xây dựng thuật toán điều khiển PID cho phƣơng tiện bay trong q trình hỗ trợ cơng tác PCCC.
30
CHƢƠNG 3. HỆ THỐNG ĐỊNH VỊ GPS VÀ HỆ ĐỊNH VỊ QUÁN TÍNH INS
3.1 Hệ thống định vị toàn cầu GPS
NASTAR Global Positioning System (GPS) là hệ thống định vị vị trí dựa vào hệ thống vệ tinh. Hệ thống này đƣợc sử dụng từ năm 1995, do Mỹ xây dựng. Hiện nay, rất nhiều thiết bị và ứng dụng đã và đang sử dụng hệ thống này. Tuy nhiên, chúng ta chỉ có thể sử dụng GPS của Mỹ ở 1 mức độ nhất định, đủ để dùng cho mục đích dân sự. Ngoài ra hệ thống GPS còn cung cấp rất nhiều dịch vụ và thông tin dành cho các lĩnh vực khoa học, quân sự, hàng không, dự báo thời tiết v.v...
3.1.1. Tín hiệu GPS
Các vệ tinh GPS phát hai tín hiệu vơ tuyến cơng suất thấp dải L1 và L2. (dải L là phần sóng cực ngắn của phổ điện từ trải rộng từ 0,39 tới 1,55 GHz). GPS dân sự dùng tần số L1 1575.42 MHz trong dải UHF. Tín hiệu truyền trực thị, có nghĩa là chúng sẽ xuyên qua mây, thuỷ tinh và nhựa nhƣng không qua phần lớn các đối tƣợng cứng nhƣ núi và nhà.
Tín hiệu GPS chứa ba thơng tin khác nhau – mã giả ngẫu nhiên, dữ liệu thiên văn và dữ liệu lịch. Mã giả ngẫu nhiên đơn giản chỉ là mã định danh để xác định đƣợc quả vệ tinh nào là phát thơng tin nào. Có thể nhìn số hiệu của các quả vệ tinh trên trang vệ tinh của máy thu Garmin để biết nó nhận đƣợc tín hiệu của quả nào.
Dữ liệu thiên văn cho máy thu GPS biết quả vệ tinh ở đâu trên quỹ đạo ở mỗi thời điểm trong ngày. Mỗi quả vệ tinh phát dữ liệu thiên văn chỉ ra thông tin quỹ đạo cho vệ tinh đó và mỗi vệ tinh khác trong hệ thống.
Dữ liệu lịch đƣợc phát đều đặn bởi mỗi quả vệ tinh, chứa thông tin quan trọng về trạng thái của vệ tinh (lành mạnh hay không), ngày giờ hiện tại. Phần này của tín hiệu là cốt lõi để phát hiện ra vị trí.
31
3.1.2. Nguồn lỗi tín hiệu GPS
Những yếu tố có thể làm giảm tín hiệu GPS và vì thế ảnh hƣởng tới chính xác bao gồm:
Giữ chậm của tầng đối lƣu và tầng ion – Tín hiệu vệ tinh bị chậm đi khi xuyên qua tầng khí quyển.
Tín hiệu đa đƣờng – Điều này xảy ra khi tín hiệu phản xạ từ nhà hay các đối tƣợng khác trƣớc khi tới máy thu.
Lỗi đồng hồ máy thu – Đồng hồ có trong máy thu khơng chính xác nhƣ đồng hồ nguyên tử trên các vệ tinh GPS.
Lỗi quỹ đạo – Cũng đƣợc biết nhƣ lỗi thiên văn, do vệ tinh thơng báo vị trí khơng chính xác.
Số lƣợng vệ tinh nhìn thấy – Càng nhiều quả vệ tinh đƣợc máy thu GPS nhìn thấy thì càng chính xác. Nhà cao tầng, địa hình, nhiễu loạn điện tử hoặc đơi khi thậm chí tán lá dày có thể chặn thu nhận tín hiệu, gây lỗi định vị hoặc không định vị đƣợc. Nói chung máy thu GPS không làm việc trong nhà, dƣới nƣớc hoặc dƣới đất.
Che khuất về hình học – Điều này liên quan tới vị trí tƣơng đối của các vệ tinh ở thời điểm bất kì. Phân bố vệ tinh lí tƣởng là khi các quả vệ tinh ở vị trí tạo các góc rộng với nhau. Phân bố xấu xảy ra khi các quả vệ tinh ở trên một đƣờng thẳng hoặc cụm thành nhóm.
Sự giảm có chủ tâm tín hiệu vệ tinh – Là sự làm giảm tín hiệu cố ý do sự áp đặt của Bộ Quốc phòng Mỹ
3.2. Hệ định vị quán tính INS
Hệ thống định vị quán tính INS phát triển từ những năm 1960. Ngƣời khởi đầu cho sự phát triển này là tiến sĩ Robert Goddard, một nhà tiên phong trong công nghệ tên lửa của Mỹ. Kết quả thực nghiệm của Robert Goddard với một hệ Gyroscope thô sơ đã khơi dậy trào lƣu nghiên cứu về INS trên thế giới. INS đƣợc ứng dụng đầu tiên trong lĩnh vực tên lửa vũ trụ, sau đó mở rộng qua các lĩnh vực
32
hàng không dân dụng và quân sự, vận tải biển, tàu ngầm, công nghệ truyền thông, và cả trong các ngành khoa học nghiên cứu về robot tự hành.
Hệ định vị quán tính INS xác định vị trí của vật thể trong khơng gian dựa trên cơ sở tính tốn vị trí, vận tốc và hƣớng của một vật thể chuyển động bằng các sử dụng các thông số đo đƣợc từ các cảm biến nhƣ cảm biến gia tốc và cảm biến vận tốc góc.
Hệ thống định vị quán tính INS gồm các cảm biến gia tốc (Accelerometer) đo gia tốc chiếu lên hệ trục XYZ đặt tại tâm cảm biến hoặc cảm biến vận tốc góc (Gyroscope). Từ các dữ liệu của Accelerometer hoặc Gyroscope đều có thể tính tốn ra góc nghiêng của hệ thống trong khơng gian gồm các góc Yaw, Pitch và Roll.
Hình 3.1: Góc Yaw, Pitch và Roll
3.3 Đơn vị đo lƣờng quán tính IMU
Đơn vị đo lƣờng quán tính là một thiết bị điện tử đƣợc dùng để đo và cho ra các giá trị vận tốc, hƣớng, gia tốc trọng trƣờng của một phƣơng tiện chuyển động, điển hình là máy bay. IMU sử dụng sự kết hợp giữa các cảm biến Accelerometer và cảm biến Gyroscope. IMU thƣờng đƣợc dùng để điều khiển quá trình chuyển động của các phƣơng tiện vận chuyển hoặc robot tự hành.
Đơn vị đo lƣờng quán tính là thành phần chính của hệ thống định vị quán tính INS đƣợc sử dụng trong hầu hết các máy bay, tàu thủy, tàu ngầm, phi thuyền vũ trụ, các phƣơng tiện vận chuyển đƣờng bộ cũng nhƣ là trong robot tự hành. Các dữ liệu thu thập đƣợc từ các cảm biến trong IMU cho phép máy tính có thể xác định
33
vị trí của phƣơng tiện chuyển động, sử dụng phƣơng pháp tính tốn đƣợc biết đến dƣới tên gọi Dead-reckoning.
IMU hoạt động bằng cách xác định giá trị hiện tại của gia tốc khi sử dụng một hoặc nhiều cảm biến Accelerometer. Nó cũng phát hiện những thay đổi của các góc quay nhƣ Roll, Pitch và Yaw sử dụng một hoặc nhiều cảm biến Gyroscope.
Hình 3.2: Các góc Yaw, Pitch và Roll trong hệ thống định vị quán tính
Nhƣợc điểm cơ bản nhất của IMU trong việc định vị đó là chúng thƣờng bị lỗi tích lũy. Bởi vì hệ thống dẫn đƣờng liên tục thêm vào những thay đổi đƣợc phát hiện vào vị trí đã đƣợc tính tốn trƣớc đó, bất kì một sai số nào trong quá trình đo lƣờng, dù là nhỏ, cũng sẽ đƣợc tích lũy dần dần. Điều này dẫn đến việc trơi các đại lƣợng tính tốn, hoặc một sự thay đổi khác biệt ngày càng tăng giữa giá trị vị trị mà hệ thống tính tốn và giá trị thực tế của thiết bị.
IMU thƣờng chỉ là một thành phần của hệ thống định vị. Các hệ thống khác sẽ đƣợc sử dụng để làm chính xác các giá trị sai lệch mà IMU mắc phải trong quá trình chuyển động của thiết bị, điển hình nhƣ hệ thống định vị GPS, cảm biến lực trọng trƣờng, cảm biến vận tốc bên ngồi (đề bù sự trơi vận tốc), hệ thống đo khí áp
34
để hiệu chỉnh chính xác giá trị cao độ, và một cảm biến la bàn điện tử bù trôi hƣớng.
Cấu trúc của IMU thông thƣờng bao gồm một khối với cảm biến Accelerometer 3 trục và cảm biến Gyroscope 3 trục . Nếu nhƣ là cảm biến đơn trục các Accelerometer đƣợc đặt sao cho các trục đo của chúng trực giao với nhau. Chúng đo gia tốc quán tính, điển hình là gia tốc trọng trƣờng. Các cảm biến Gyroscope cũng đƣợc đặt trong hệ trực giao tƣơng tự, đo vị trí góc quay có tham chiếu đến những hệ thống phối hợp đã đƣợc chọn. Hiện nay các bộ IMU thƣờng đƣợc bổ xung thêm cảm biến từ trƣờng để sửa sai số trôi về hƣớng của cảm biến Gyroscope trục Z.
3.3.1 Xử lý dữ liệu từ cảm biến gia tốc Accelerometer
Cảm biến Accelerometer đo giá trị gia tốc đƣợc chiếu lên hệ trục XYZ đặt tại tâm cảm biến. Gọi vector gia tốc là R. Trong trƣờng hợp khơng có gia tốc khác thì vector gia tốc R chính là vector gia tốc trọng trƣờng
35
, , là các giá trị Accelerometer đo đƣợc. Ta tính đƣợc các góc √ √ √
3.3.2 Xử lý dữ liệu từ cảm biến vận tốc góc Gyroscope
Gyroscope cho ra dữ liệu là vận tốc góc nên để xác định đƣợc góc quay cần phải tích phân theo thời gian.
Với Ψ, θ, Φ lần lƣợt là góc Yaw, Pitch, Roll tại thời điểm lấy mẫu trƣớc đó (t-1). Góc Ψ, θ, Φ tại thời điểm hiện tại đƣợc xác định nhƣ sau:
( ) ( 1) ( ) ( 1) . ( ) ( 1) t t t t t t t t t t
3.3.3 Xử lý dữ liệu từ cảm biến từ trƣờng Magnetometer
36
Nhƣ trình bày ở trên ta đã xác định đƣợc góc nghiêng nhờ đến cảm biến accellerometer. Bây giờ ta sẽ xác định góc xoay theo phƣơng ngang (Yaw) theo cảm biến từ trƣờng. Cách xác định đƣợc trình bày nhƣ sau:
Gọi Mx, My, Mz là hình chiều của vector cƣờng độ từ trƣơng B lên các trục tọa độ tƣơng đối và M’x, M’y, M’z là hình là các giá trị đo đƣợc trong hệ tọa độ tuyệt đối.
Trong hệ tọa độ tuyệt đối thì rõ ràng Yaw sẽ đƣợc tính nhƣ sau: Yaw = Ψ = arctan( M’y /M’x)
Nếu thiết bị nghiêng theo các góc Roll và Pitch thì ta quy về hệ tọa độ tuyệt đối nhƣ sau:
M’x = Mxcosθ + Mysinθ
M’y = Mx sinΦsinθ + MycosΦ - MzsinΦcosθ
M’z = Mx cosΦsinθ + MysinΦ - MzcosΦcosθ
Ta có các trƣờng hợp nhƣ sau:
Yaw = Ψ = arctan( M’y /M’x) ( nếu Mx >0 và My>0 Yaw =Ψ = 180 + arctan (M’y/M’x) ( nếu M’x <0)
Yaw =Ψ =360 + arctan ( M’y/M’x) ( nếu M’x > 0 và M’y<=0) Yaw =Ψ = 90o ( nếu M’x = 0 và M’y <0)
Yaw =Ψ = 270 ( nếu M’x = 0 và M’y >0)
Chú ý rằng tƣơng tự nhƣ trƣờng hợp cảm biến gia tốc ta cũng có M’x, M’y, M’z cũng đƣợc chuẩn hóa, nghĩa là
2 2 2
' x ' y ' z 1
37
3.4 Bộ lọc sai số sử dụng cho IMU
Bộ lọc tác giả triển khai trên IMU là bộ lọc bù. Bộ lọc bù dựa trên cơ sở sự thay đổi nhanh của cảm biến vận tốc góc thì đáng tin cậy hơn giá sự thay đổi từ cảm biến từ trƣờng và trọng trƣờng. Đây là bộ lọc dễ triển khai và tốn ít tài nguyên hệ thống nhất.
Để tránh sự phân kì bởi phân cực Gyro, thì sự hội tụ ổn định của hệ thống đạt đƣợc bằng cách sử dụng cảm biến gia tốc và từ trƣờng chứ không phải là từ cảm