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

Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 207 XÂY DỰNG THUẬT TOÁN DẪN ĐƯỜNG TRÊN CƠ SỞ KẾT HỢP INS/GPS CHO ĐẠN PHÁO PHẢN LỰC KIỂU 9M22Y CÓ ĐIỀU KHIỂN Nguyễn Trọng Yến*, Nguyễn Sỹ Long, Trần Ngọc Quý, Nguyễn Văn Khối Tóm tắt: Bài báo trình bày một phương pháp xác định tham số dẫn đường và định hướng cho đạn pháo phản lực cải tiến sử dụng thuật toán kết hợp INS/GPS. Đối tượng nghiên cứu là đạn pháo phản lực kiểu 9M22Y được cải tiến thành đạn có điều khiển với khoang điều khiển lắp ở phần đầu. Từ khóa: Đạn pháo phản lực; Khoang điều khiển; Hệ thống dẫn đường; Thuật toán kết hợp INS/GPS. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Trong kết quả nghiên cứu của bài báo [1], nhóm tác giả đã xây dựng được mô hình động lực học ở trong và ngoài ống phóng của đạn cải tiến 9M22Y với khoang điều khiển lắp ở phần đầu, đồng thời đã xây dựng được luật điều khiển đạn cải tiến theo hai phương pháp dẫn. Để đảm bảo được độ chính xác điều khiển đạn đến điểm gặp nhóm tác giả đưa ra yêu cầu về độ chính xác của các tham số dẫn đường như sau: so với hệ tọa độ dẫn đường sai lệch về vị trí theo các trục là ≤ 5 m, sai lệch về vận tốc theo các trục là ≤ 0,4 m/s; sai lệch các góc định hướng (góc hướng, góc cren và góc chúc ngóc) là ≤ 10 độ. Đối tượng nghiên cứu của bài báo là một thiết bị mới (đạn 9M22Y cải tiến), điểm khác biệt lớn của đạn 9M22Y so với các thiết bị bay thông dụng là có gia tốc phản lực lớn, vận tốc cực đại lớn và quay quanh trục dọc trong quá trình bay. Trên thế giới chưa có công bố về giải pháp dẫn đường cho loại thiết bị này. Bài báo này sẽ trình bày một giải pháp xác định các tham số dẫn đường và định hướng đạn pháo phản lực 9M22Y khi lắp thêm khoang điều khiển dựa trên cơ sở xử lý thông tin kết hợp giữa hệ thống dẫn đường quán tính (INS) và dẫn đường vệ tinh (GPS) đảm bảo độ chính xác như đã nêu ra ở trên. 2. XÂY DỰNG MÔ HÌNH TOÁN HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG KẾT HỢP INS/GPS 2.1. Xây dựng mô hình toán INS Để tiến hành xây dựng mô hình toán cho hệ thống INS, nhóm tác giả sử dụng các hệ trục tọa độ đã được định nghĩa trong bài báo [1- hình 3]. Thiết bị đo trong hệ dẫn đường quán tính INS là bộ gia tốc kế và bộ cảm biến vận tốc góc. Do hệ thống dẫn đường quán tính kết hợp GPS được đặt trên khoang điều khiển của đạn nó đo gia tốc dài và vận tốc góc trong hệ tọa độ gắn liền với khoang điều khiển, tức là hệ tọa độ O1x1y1z1. Theo [1], các giá trị của cảm biến gia tốc f1 = [fx1, fy1, fz1] đặt trên các trục của hệ tọa độ liên kết với khoang điều khiển O1x1y1z1 được xác định theo công thức: 1 1f a g  (1) Trong đó, 1a và g - gia tốc tâm khối khoang điều khiển và gia tốc trọng trường. Tên lửa & Thiết bị bay N. T. Yến, , N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.” 208 Sử dụng ma trận cô sin chỉ phương từ hệ tọa độ mặt đất sang hệ tọa độ liên kết để xác định các thành phần cảm biến gia tốc. Theo đó, phương trình (1) được viết lại dưới dạng sau: 1 1 1 1 1 _ 1 1 0 0 g g g xx y g b y z z af f A a g f a                                (2) Trong đó, 1 _g bA - ma trận cô sin chỉ phương từ hệ tọa độ mặt đất Ogxgygzg sang hệ tọa độ liên kết với khoang điều khiển O1x1y1z1. Các giá trị cảm biến gia tốc kế và vận tốc góc theo các mô hình toán học xác định trong bài báo [1] là các giá trị lý tưởng. Trên thực tế, chỉ số cảm biến luôn chứa nhiễu ảnh hưởng đến giá trị đo được của nó. Thông thường, đối với các cảm biến có độ chính xác trung bình, trong bảng dữ liệu do nhà sản xuất đưa ra thường đi kèm các tham số về nhiễu. Các nhiễu này thông thường là: nhiễu tạp;độ trôi của cảm biến. Nhiễu tạp được đưa ra thông thường là các nhiễu tạp trắng có quy luật phân bố chuẩn hay còn gọi là quy luật phân bố Gausse, tức là: 1 2 2(0, ); (0, )f fw N w N   Trong đó, w – nhiễu trắng có giá trị trung bình µ = 0 và giá trị trung bình bình phương σ2. Độ trôi của cảm biến thông thường được mô phỏng là tổng hợp của thành phần không đổi và giá trị ngẫu nhiêu theo quy luật phân bố Gausse, tức là: ; ff b b b w b w     Do đó, chỉ số của cảm biến được xác định theo công thức: 1 1 1 1 f ff f b w b w           (3) Trong đó, 1f  và 1 - giá trị đo được từ cảm biến gia tốc kế và cảm biến vận tốc góc; 1f và 1 - giá trị lý tưởng của cảm biến khi không tính đến nhiễu; fb và b - độ trôi của cảm biến; fw và w - nhiễu tạp trắng. Từ các chỉ số đo được từ bộ cảm biến, hệ dẫn đường quán tính giải quyết bài toán định vị và dẫn đường theo thuật toán sau. Thông tin về vị trí của hệ tọa độ liên kết so với hệ tọa độ mặt đất được xác định thông qua các tham số quaternion của phương trình Rodriga – Hamiton. Khi bỏ qua sự quay của hệ tọa độ mặt đất, hệ phương trình vi phân xác định các tham số Hamiton được viết dưới dạng sau: 1 1 ( ) 2 q q     (4) Ở dạng khai triển, (148) được viết lại như sau: Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 209 1 1 1 1 2 3 4 2 1 4 3 4 1 23 3 2 14 1 2 x y z q q q q q q q q q q qq q q qq                                         (5) Trong đó, q1, q2, q3, q4 – các tham số phương trình Rodriga – Hamiton xác định mối liên hệ giữa hệ tọa độ liên kết và hệ tọa độ chuẩn. Khi giải hệ phương trình vi phân trên có thể xuất hiện hiện tượng gọi là sự trôi định mức quaternion. Do vậy, các tham số trên sau khi nhận được cần chuẩn hóa lại để đảm bảo điều kiện: 1Tq q  (6) Ma trận cô sin chỉ phương chuyển từ hệ tọa độ liên kết sang hệ tọa độ mặt đất được xác định thông qua các tham số Hamiton theo công thức sau: 2 2 2 2 1 2 3 4 2 3 1 4 2 4 1 3 2 2 2 2 2 3 1 4 1 2 3 4 3 4 1 2 2 2 2 2 2 4 1 3 3 4 1 2 1 2 3 4 2( ) 2( ) ( ) 2( ) 2( ) 2( ) 2( ) g b q q q q q q q q q q q q R q q q q q q q q q q q q q q q q q q q q q q q q q                       (7) Mặt khác, ma trận cô sin chỉ phương được xác định thông qua các tham số Euler theo công thức: ( ) cos cos sin cos cos sin sin sin cos sin sin cos sin cos cos cos sin cos sin cos sin sin sin cos cos cos sin sin sin g bR Euler                                               Thông qua các tham số Hamiton có thể xác định các góc Euler như (8):  2 3 1 4arcsin 2( )q q q q   2 4 1 3 2 2 2 2 1 2 3 4 2( )q q q q arctg q q q q            3 4 1 21 2 2 2 2 1 2 3 4 2( )q q q q arctg q q q q            (8) Vận tốc tâm khối khoang điều khiển được xác định thông qua các tham số Hamiton và cảm biến gia tốc kế theo biểu thức: 1 1( ) g g bV R q f g    (9) Ở dạng khai triển, (9) được viết lại như sau: 1 1 1 1 1 1 0 ( ) 0 g g g x x g y b y zz V f V R q f g fV                                  (10) Tích phân vận tốc ta thu được vị trí khoang điều khiển trong không gian theo biểu thức: Tên lửa & Thiết bị bay N. T. Yến, , N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.” 210 11 1 1 1 1 g g g xg g y g z Vx y V z V                     (11) Khi đó, trong miền thời gian rời rạc với tần số cập nhật cho trước, vị trí, vận tốc và các tham số Hamiton được xác định theo các biểu thức sau: 1 , 1 1 , 1 , 1 , 1 1 , 1, 1 1, ( ) 1 ( ) 2 g k g k g k g g k g k b k b k k k k k b k p p V T V V R q f g T q q q T                          (12) Các góc Euler xác định theo các tham số Hamiton đã rời rạc hóa, tức là: 2, 3, 1, 4,arcsin 2( )k k k k kq q q q       2, 4, 1, 3, 2 2 2 2 1, 2, 3, 4, 2( )k k k k k k k k k q q q q arctg q q q q               3, 4, 1, 2, 1, 2 2 2 2 1, 2, 3, 4, 2( )k k k k k k k k k q q q q arctg q q q q               (13) 2.2. Xây dựng mô hình toán thuật toán kết hợp hệ thống INS và GPS Để xây dựng được mô hình toán thuật toán kết hợp INS và GPS cần có mô hình tín hiệu GPS. Trong bài báo không đề cập đến mô hình toán của GPS mà chỉ tạo giả các tham số đầu ra của GPS làm các tham số quan sát cho thuật toán kết hợp. Thiết bị thu GPS/GLONASS cho phép xác định vị trí (xg, yg, zg) và vận tốc (Vxg, Vyg, Vzg) với độ chính xác theo vị trí (δxg, δyg, δzg) và theo vận tốc (δVxg, δVyg, δVzg) giới hạn tùy thuộc vào đặc trưng của thiết bị thu. Khi bỏ qua tính không đồng bộ đồng hồ thời gian, đầu ra của thiết bị thu GPS/GLONASS có thể mô tả đơn giản theo biểu thức sau: 1 1 1 1 1 1 g g g g g g r r r V V V         (14) Trong đó, 1gr và 1gV  - vị trí và vận tốc khoang điều khiển do thiết bị thu GPS/GLONASS đo được; 1gr và 1gV - sai số ngẫu nhiêu của thiết bị thu là các giá trị đưa ra bởi nhà sản xuất. Thiết bị thu GPS/GLONASS cung cấp thông tin về vị trí và vận tốc với sai số ổn định trong thời gian dài với tần số cập nhật khoảng 1 đến 10 Hz. Bộ cảm biến INS cho phép xác định vị trí, vận tốc và các góc định hướng của vật với tần số cập nhật lớn khoảng vài trăm Hz. Thiết bị GPS/GLONASS thông thường cho sai số trong khoảng thời gian ngắn lớn hơn nhiều so với hệ thống dẫn đường INS, đồng thời nó dễ bị mất tín Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 211 hiệu do các nhiễu môi trường khác nhau. Còn hệ dẫn đường INS không phụ thuộc vào ngoại cảnh, nhưng do nhiễu tích tụ nên thời gian càng lớn thì độ chính xác càng giảm dần (độ trôi). Một hệ thống tích hợp INS/GPS (GLONASS) cho phép kết hợp ưu điểm của cả hai mặt và có thể cung cấp kết quả điều hướng chính xác hơn và không bị gián đoạn. Thông qua bộ lọc Kalman dữ liệu GPS thường xuyên được cập nhật vào các ước tính của INS làm tăng độ chính xác thông tin đầu ra. Ngoài ra, khi bộ thu GPS/GLONASS bị mất tín hiệu thì hệ thống INS có vai trò cung cập thông tin đầu ra trong khoảng thời gian gián đoạn này. Từ những phân tích ở trên, có thể nhận thấy có hai phương pháp cập nhật dữ liệu vào các ước tính của INS là phương pháp ghép lỏng và phương pháp ghép chặt [2,3,4]. Thuật toán ghép chặt sử dụng trực tiếp giá trị đo khoảng cách và vận tốc từ bộ thu để so sánh với tín hiệu đầu ra của hệ dẫn đường INS.Ưu điểm nổi bật của phương pháp ghép chặt là nó có thể làm việc ngay cả khi không đủ bốn vệ tinh quan sát, đồng thời sai lệch đồng hồ đo bộ thu cũng được tính đến trong bộ lọc Kalman. Tuy nhiên, để thực hiện thuật toán này thì cần truy cập trực tiếp vào bộ thu GPS/GLONASS, đồng thời đầu vào bộ lọc Kalman với số lượng đầu vào thay đổi đòi khỏi khối lượng tính toán lớn hơn rất nhiều so với phương án ghép lỏng. Do vậy trong bài báo nhóm tác giả sử dụng thuật toán ghép lỏng để kết hợp INS và GPS. Sơ đồ ghép lỏng hệ thống dẫn dường quán tính INS với hệ thống định vị vệ tinh GPS/GLONASS được trình bày trong hình 1. Hình 1. Thuật toán ghép lỏng INS/GPS (GLONASS). Thuật toán ghép lỏng sử dụng đầu ra sau khi đã tính toán thông tin về vị trí và vận tốc của khoang điều khiển. Dữ liệu này được so sánh với tín hiệu hệ thống dẫn đường INS theo tần số cập nhật và được đưa vào bộ lọc Kalman để bù trừ sai số trong phép đo bộ cảm biến INS và hiệu chỉnh dữ liệu đầu ra của nó. Đạn 9M22Y có thời gian bay tối đa là 76s và tầm bắn tối đa 20km. Do thời gian bay nhỏ nên khi xây dựng mô hình toán động lực học bay [1] và hệ thống dẫn đường kết hợp INS/GPS, nhóm tác giả đã coi trái đất là không quay, nên khi tính toán sẽ bỏ qua sự quay của trái đất. Mô hình toán của thuật toán ghép lỏng được xây dựng trên cơ sở thuật toán KALMAN. Véc tơ trạng thái được xác định từ hệ thống dẫn đường INS. Hệ Tên lửa & Thiết bị bay N. T. Yến, , N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.” 212 phương trình mô tả 16 trạng thái đánh giá được xác định từ thuật toán làm việc INS, tức là: 1 1 1 1 1 ˆ( ) 1 ˆ( ) 2 f g g g g b f b b p V V R q f g q q b w b w                          (15) Trong đó, trạng thái đánh giá cảm biến được xác định theo công thức: 1 1 1 1 ˆ ˆ f ff f b w b w           Hệ phương trình (15) là hệ phi tuyến. Sau khi tuyến tính và rời rạc hóa, ở dạng sai số hệ phương trình (15) được viết lại dưới dạng sau: 1 , 1 1 , , 1 , 1 1 , , 1 , 1 , , 1 , , , 1 , f g k g k f k g k g k k k k k k k b k f k f k b k k k p p w V V w q q w b b w b b                                                                      (16) Trong đó, Фk, Гk – ma trận chuyển trạng thái sai số và nhiễu ở dạng rời rạc; 2 2 2! k k k T I F T F      3 3 3 3 3 4 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 4 3 4 3 4 3 3 3 3 3 3 4 3 3 3 3 3 3 3 3 3 4 3 3 3 3 0 0 0 0 0 0 ( ) 0 1 0 0 0 ( ) 2 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 g Vq b k k qq k I F R q f F F q x                                            1 2 3 4 4 3 2 1 3 4 1 2 Vq Vq Vq Vq Vq Vq Vq Vq Vq Vq Vq Vq Vq F F F F F F F F F F F F F               1 1 11 1 4 3 ˆ ˆ ˆ2Vq x y zF q f q f q f     1 1 12 2 3 4 ˆ ˆ ˆ2Vq x y zF q f q f q f   Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 213   1 1 13 3 2 1 ˆ ˆ ˆ2Vq x y zF q f q f q f      1 1 14 4 1 2 ˆ ˆ ˆ2Vq x y zF q f q f q f    1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 ˆ ˆ ˆ0 ˆ ˆ ˆ0 ˆ ˆ ˆ0 ˆ ˆ ˆ 0 x y z x z y qq y z x z y x F                             2 2 2! 3! k k k k T T I F F G T              3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 4 3 4 3 4 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 0 0 0 0 ( ) 0 0 0 1 0 ( ) 0 0 w 2 0 0 0 0 0 0 g b k k k R q f G q I I                                         Mô hình quan sát theo thuật toán ghép lỏng lúc này có dạng sau: 1 , 1 , , , 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3 3, , , , 0 0 0 0 0 0 0 0 g k g k k INS k GPS k k k INS k GPS f k k p V p p I Z q IV V b b                                                    (17) Đặt: 1 , 1 , , , ; g k g k k k f k k p V X q b b                         , , , , f f k k k b k b k w w W w w                  ; 3 3 3 3 3 4 3 3 3 3 3 3 3 3 3 4 3 3 3 3 0 0 0 0 0 0 0 0 I H I                  Khi đó, phương trình (16) và (17) được viết lại dưới dạng sau: 1k k k k k k k X X W Z H X           (18) Hệ phương trình (18) là hệ phương trình tuyến tính hóa. Do vậy, bộ lọc Kalman tuyến tính để xác định sai số đánh giá gồm hai giai đoạn: - Giai đoạn dự báo trạng thái: Tên lửa & Thiết bị bay N. T. Yến, , N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.” 214 1 1 ˆ k k k T k k k k k X X P P Q             (19) - Giai đoạn cập nhật trạng thái:     1 1 1 ˆ ˆ ˆ T T k k k k k k k k k k k k K P H H P H R X X K Z H X P P K H P                      (20) Ma trận Qk có thể xác định gần đúng theo biểu thức: , 1 , 1 2 T T T k k k k k k k k k T Q Q Q             (21) Trong đó, Q và R – ma trận đặc trưng cho nhiễu cảm biến INS và bộ thu GPS/GLONASS. Trong trường hợp gián đoạn tín hiệu từ bộ thu GPS/GLONASS, thông tin đầu ra lúc này được cập nhật theo dữ liệu dự báo trạng thái. Áp dụng thuật toán lọc Kalman giúp cho mỗi hệ thống bù trừ nhược điểm của mình và cho giá trị đánh giá tốt hơn nhiều so với giá trị đo được của từng hệ. 3. MÔ PHỎNG MÔ HÌNH TOÁN HỆ THỐNG DẪN ĐƯỜNG KẾT HỢP INS/GPS CHO ĐẠN 9M22Y CẢI TIẾN VÀ KẾT QUẢ Mô hình mô phỏng hệ thống dẫn đường kết hợp INS/GPS cho đạn 9M22Y cải tiến được viết trên phần mềm Matlab. Tham số đầu vào của chương trình gồm: Tín hiệu tốc độ góc quay của khoang điều khiển, tín hiệu gia tốc chuyển động của quả đạn chiếu lên các trục của hệ tọa độ liên kết O1x1y1z1; tín hiệu giả GPS về vị trí và vận tốc của quả đạn chiếu trên các trục của hệ tọa độ dẫn đường Ogxgygzg. Các tín hiệu tạo giả được tạo ra từ các tín hiệu lý tưởng của các tham số lấy từ mô hình động lực học bay của quả đạn [1] cộng thêm sai lệch điểm không và nhiễu trắng theo giải sai số và nhiễu của cảm biến tông thường. Để hệ thống kêt hợp INS/GPS với 6 trạng thái quan sát như đã trình bày ở mục 2 đảm bảo được độ chính xác đồng thời các tham số về vị trí, vận tốc và góc như yêu cầu đặt ra thì cần lựa chọn cảm biến quán tính và cảm biến GPS với sai số trong ngưỡng cho phép và tần số cập nhật đủ lớn. Từ kết quả khảo sát mô phỏng nhóm tác giả đã đưa ra yêu cầu đầu vào về sai số các cảm biến như trong bảng 1. Bảng 1. Tham số đầu vào của hệ thống kết hợp INS/GPS. Hệ thống Tham số đầu vào, đơn vị Giá trị INS - Vị trí ban đầu của hệ trục tọa độ O1x1y1z1 so với hệ trục tọa độ Ogxgygzg: + O1 trùng với Og; + mặt phẳng O1x1y1 trùng với mặt phẳng Ogxgyg (mặt phẳng bắn); + góc lệch ban đầu của trục O1x1 so với trục Ogxg (góc 50 Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 215 phóng), độ. - Vị trí ban đầu của quả đạn theo các trục của hệ tọa độ Ogxgygzg, m - Vận tốc ban đầu của quả đạn theo các trục của hệ tọa độ Ogxgygzg, m/s - Sai lệch điểm không của tốc độ góc theo các trục O1x1y1z1, độ/s - Sai lệch điểm không của gia tốc theo các trục O1x1y1z1, mg - Tần số cập nhật, Hz 0 0 ±0.1 ±30 400 GPS - Sai số vị trí theo các trục của hệ tọa độ Ogxgygzg, m - Sai lệch điểm không của vận tốc theo các trục của hệ tọa độ Ogxgygzg, m/s - Tần số cập nhật, Hz ±11 ±0.1 5 Thời điểm bắt đầu bộ lọc KALMAN tính từ lúc phóng đạn, s 8 Tham số đầu ra của chương trình là các tín hiệu về các tham số dẫn đường và định hướng của hệ thống dẫn đường kết hợp INS/GPS. Kết quả sai số về vị trí, vận tốc, góc định hướng của hệ INS và của hệ INS/GPS so với tham số lý tưởng thể hiện trên hình 2, 3, 4, 5, 6, 7. Hình 2. Sai số vị trí theo các trục của INS/GPS so với vị trí lý tưởng. Hình 3. Sai số vị trí theo các trục của INS so với vị trí lý tưởng. Hình 4. Sai lệch vận tốc theo các trục của INS/GPS so với vận tốc lý tưởng. Hình 5. Sai lệch vận tốc theo các trục của INS so với vận tốc lý tưởng. Tên lửa & Thiết bị bay N. T. Yến, , N. V. Khối, “Xây dựng thuật toán dẫn đường ... 9M22Y có điều khiển.” 216 Hình 6. Sai lệch góc định hướng theo các trục của INS/GPS so với góc lý tưởng. Hình 7. Sai lệch góc định hướng theo các trục của INS so với góc lý tưởng. Nhận xét: Từ kết quả mô phỏng cho thấy nếu chỉ sử dụng INS thì sai lệch về vị trí và vận tốc là rất lớn so với giá trị lý tưởng: Sai lệch vị trí đến vài trăm mét; sai lệch vận tốc lớn hơn 10 m/s; sai lệch về góc định hướng lớn hơn 10 độ. Hệ thống dẫn đường INS/GPS đảm bảo xác định các tham số dẫn đường và định hướng với độ chính xác cao: Sai lệch vị trí nhỏ hơn 5 m; sai lệch vận tốc nhỏ hơn 0.2 m/s; sai lệch về góc định hướng nhỏ hơn 10 độ. Các tín hiệu về tham số dẫn đường và định hướng thu được từ thuật toán kết hợp INS/GPS đã được sử dụng làm đầu vào cho hệ thống điều khiển đạn như đã trình bày trong bài báo [1]. Kết quả thu được đảm bảo độ chính xác dẫn đạn đến điểm gặp với sai số nhỏ hơn 10 m. 4. KẾT LUẬN Bài báo đã xây dựng được một giải pháp dẫn đường kết hợp INS/GPS cho đạn kiểu 9M22Y cải tiến đảm bảo độ chính xác theo yêu cầu. Thuật toán kết hợp INS/GPS đã khắc phục được các hạn chế của mỗi hệ thống INS và GPS riêng biệt, tăng độ chính xác xác định các tham số dẫn đường và định hướng, là đầu vào cho hệ thống điều khiển đạn. Một ưu điểm nữa của thuật toán là chỉ cần dùng 6 tham số dẫn đường của GPS (vị trí, vận tốc) để quan sát mà không cần dùng đến từ kế, nhưng vẫn lọc được cả về vị trí, vận tốc và góc định hướng. Trên cơ sở đó hạn chế được nhiễu từ gây ra cho hệ thống. Đây chính là cơ sở để hiện thực hóa bài toán cải tiến đạn kiểu 9M22Y từ không điều khiển thành đạn có điều khiển với khoang điều khiển lắp thêm ở phần đầu. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. Nguyễn Văn Khối, Trần Ngọc Quý, Nguyễn Sỹ Long, Nguyễn Trọng Yến, “Phương pháp hiệu chỉnh quỹ đạo đạn pháp phản lực kiểu 9M22Y cải tiến”, TC. Nghiên cứu KHCNQS, số 58 (2018), tr. 3-13. [2]. Mobinder S. Grewal, Lawrence R. Weill, Angus P. Andrews, “Global Positioning Systems, Inertial Navigation, and Integration”, No. 2 (2007). Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 217 [3]. Antinio Angrisano, “GNSS/INS Integration Methods”, Doctorate of research in Geodetic and Topographical Sciences XXIII Cycle (2010). [4]. Распопов В. А. “Микро-системная Авионика”, Тульский государственный университет, Тула (2010). ABSTRACT BUILDING NAVIGATION ALGORITHM ON BASIS OF INS / GPS COMBINATION FOR THE 9M22Y CONTROLLED BULLET The paper presents a method of determining the navigation and orientation parameters of controlled rocket using the INS/GPS integration algorithm. The object of this paper is the rocket type 9M22Y improved by attaching the guidance and control compartment at the head. Keywords: Guidance and control compartment; Control law; System navigation; INS/GPS Integration Method. Nhận bài ngày 15 tháng 01 năm 2019 Hoàn thiện ngày 08 tháng 3 năm 2019 Chấp nhận đăng ngày 15 tháng 3 năm 2019 Địa chỉ: Viện Khoa học và Công nghệ quân sự. * Email: trongyen.tpu@gmail.com.