Phương pháp xác định hướng của máy bay sử dụng kỹ thuật mã chùm tia

Kỹ thuật điện tử 
L. T. Bằng, , T. X. Lượng, “Phương pháp xác định hướng  kỹ thuật mã chùm tia.” 204 
PHƯƠNG PHÁP XÁC ĐỊNH HƯỚNG CỦA MÁY BAY SỬ DỤNG 
KỸ THUẬT MÃ CHÙM TIA 
Lê Thanh Bằng1*, Nguyễn Hải Dương1, Nguyễn Thị Huyền1, Trần Xuân Lượng2 
Tóm tắt: Sự phát triển nhanh chóng của định vị hàng không những năm vừa 
qua đã dẫn đến các đòi hỏi khắt khe về dữ liệu điều hướng nhằm đảm bảo tính an 
toàn, chính xác và liên tục trong tất cả các giai đoạn bay của máy bay. Trong đó, 
pha tiếp cận hạ cánh là quá trình khó khăn nhất, đặc biệt khi bay trong điều khiện 
thời tiết xấu và tầm nhìn hạn chế. Để nâng cao tính chính xác của thông tin định vị, 
bài báo giới thiệu một cách tiếp cận mới nhằm thiết kế hệ thống hỗ trợ hạ cánh cho 
máy bay bằng kỹ thuật mã chùm tia. Kỹ thuật này sử dụng Rotman lens để gửi đi 
các chùm tia cao tần, mà mỗi tia có một góc lái riêng biệt, đồng thời đánh dấu 
từng tia phát bằng một mã giả ngẫu nhiên PRN (Pseudo-Random Noise) duy nhất. 
Kỹ thuật đề xuất giúp máy bay xác định được góc lệch của nó so với hệ tọa độ biết 
trước, từ đó tìm được hướng máy bay để bổ sung thêm thông tin về vị trí, hỗ trợ 
cho quá trình hạ cánh an toàn hơn. Các kết quả đo thực nghiệm phù hợp với lý 
thuyết được giới thiệu và khẳng định tính khả thi của hệ thống đề xuất trong lĩnh 
vực định vị hàng không. 
Từ khóa: Định vị hàng không; Tìm hướng máy bay; Kỹ thuật mã chùm tia. 
1. ĐẶT VẤN ĐỀ 
Vấn đề đảm bảo an toàn trong các giai đoạn bay luôn là nhiệm vụ quan trọng 
hàng đầu, do đó, thông tin định vị phải đảm bảo được các yêu cầu rất cao về tính 
chính xác và tính liên tục. Đối với phi công, pha tiếp cận và hạ cánh là khó khăn 
nhất, đặc biệt khi phải tiến hành trong điều kiện thời tiết bất lợi và tầm nhìn hạn 
chế. Để hỗ trợ máy bay hạ cánh, hiện nay đã có nhiều hệ thống đang được sử dụng 
như ILS (Instrument Landing System), MLS (Microwave Landing System), và 
GPS (Global Positioning System) [1-3]. Trong đó, phổ biến nhất là hệ thống GPS. 
Tuy nhiên, tính tin cậy và độ chính xác của GPS phụ thuộc nhiều vào địa hình, thời 
tiết, phân bố các vệ tinh,... Nhằm khắc phục những hạn chế này, các hệ thống tăng 
cường diện rộng WAAS (Wide Area Augmentation System) và cục bộ LAAS 
(Local Area Augmentation System) cũng được triển khai [4, 5]. Như vậy, vấn đề 
xây dựng một hệ thống hỗ trợ hạ cánh mới với độ chính xác cao, độc lập với các hệ 
thống hiện tại đã và đang là một chủ đề được tìm hiểu và quan tâm nghiên cứu 
rộng rãi. 
Hiện nay, Không quân Quân đội nhân dân Việt Nam vẫn còn sử dụng một số 
mẫu máy bay cũ cho mục đích huấn luyện và chiến đấu như MIG21 và L29C. 
Theo thời gian, các mẫu máy bay này tiềm ẩn những nguy cơ gây mất an toàn. Do 
đó, nhằm góp phần nâng cao tính chính xác cho hệ thống định vị máy bay trong 
giai đoạn hạ cánh mà không phụ thuộc vào GPS, nhóm tác giả đề xuất một 
phương pháp mới trong xác định hướng máy bay thông qua kỹ thuật mã chùm tia. 
Kỹ thuật này sử dụng Rotman lens để gửi đi các chùm tia cao tần, mà mỗi tia có 
một góc lái riêng biệt, đồng thời đánh dấu từng tia phát bằng một mã giả ngẫu 
nhiên PRN duy nhất. Các kết quả thực nghiệm phù hợp với lý thuyết được giới 
thiệu và khẳng định tính khả thi của hệ thống hỗ trợ hạ cánh đề xuất áp dụng trong 
vận tải hàng không. 
Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Viện Điện tử, 9 - 2020 205 
2. PHƯƠNG PHÁP TÌM HƯỚNG CỦA MÁY BAY 
TRONG PHA HẠ CÁNH SỬ DỤNG KỸ THUẬT MÃ CHÙM TIA 
 2.1. Tìm hướng máy bay bằng phương pháp so sánh biên độ 
Nội dung phần này trình bày về cơ sở lý thuyết của phương pháp so sánh biên 
độ đơn xung nhằm xác định hướng của máy bay [6]. Kỹ thuật mã chùm tia đề xuất 
được xây dựng dựa trên nguyên lý này, nhưng có nhiều điểm khác biệt. Trước hết, 
xét hệ thống gồm bốn kênh thu được mô tả như hình 1a dưới đây. 
Hình 1. Mô hình hệ thống tìm hướng bốn kênh thu (a) và biểu diễn dạng Gau xơ 
cho giản đồ tăng ích ăng ten (b). 
Trong hệ thống trên, bốn ăng ten được đặt lệch nhau một góc , do đó, tín 
hiệu tới sẽ tạo ra các mức công suất khác nhau tại ăng ten thu tùy thuộc vào hướng 
góc tới. Nếu giả thiết rằng giản đồ tăng ích của ăng ten có dạng Gau-xơ như mô tả 
ở hình 1b thì mức công suất đo được tại ăng ten thu sẽ là: 
 (1) 
Trong đó, là góc tới của tia phát, được định nghĩa là một nửa độ rộng búp 
sóng chính của ăng ten và là một hằng số tỉ lệ. Góc lệch được đo từ đường 
thẳng nối miền giao nhau của hai búp sóng và tia tới như mô tả ở hình 1a. Theo đó, 
 – . Giá trị của được xác định theo công thức (1) tại điểm thỏa mãn 
điều kiện , tương đương với đáp ứng -3 , với là góc xác lập 
giữa hai búp sóng. Do đó, sẽ nhận được giá trị thỏa mãn (1): 
 , 
tương ứng với = 0,69. 
Góc lệch của máy bay được xác định thông qua hai bước sau: trước hết, chọn 
ra mức công suất thu lớn nhất và gần lớn nhất (lân cận) trên ăng ten thu, trong 
trường hợp này là và và tiếp theo tính tỉ số giữa hai mức công suất này 
như sau: 
 ; 
 (2) 
 (3) 
Thay giá trị của vào công thức (3) để tìm góc lệch : 
Kỹ thuật điện tử 
L. T. Bằng, , T. X. Lượng, “Phương pháp xác định hướng  kỹ thuật mã chùm tia.” 206 
 (4) 
Nếu thay thế tỉ lệ công suất bằng , trong đó và là các 
công suất đỉnh của tín hiệu thu, và do mức công suất này tỉ lệ với bình phương biên 
độ và nên góc lệch còn được xác định theo công thức sau: 
 (5) 
Công thức (4) và (5) cho biết góc lệch tỉ lệ thuận với bình phương độ rộng 
búp sóng và tỉ lệ nghịch với góc xoay . Do giá trị của và đã biết trước, 
nên chỉ còn phụ thuộc vào tỉ lệ mức công suất (hoặc biên độ) của tia tới tại 
ăng ten thu. Dựa trên nguyên tắc này, nhóm tác giả đề xuất kỹ thuật mã chùm tia 
với cùng mục đích tìm góc lệch của tia tới. Tuy nhiên, kỹ thuật được đề xuất có 
một số điểm khác biệt so với phương pháp so sánh biên độ đơn xung. Đó là, 
phương pháp tìm một cách gián tiếp thông qua tỉ lệ giá trị cực đại của hai đỉnh 
tương quan chéo giữa tia tới và bản sao của nó lưu trữ tại máy thu. Giá trị đỉnh 
tương quan này có liên quan mật thiết đến mức biên độ (hay công suất) của tín 
hiệu thu sẽ được trình bày ở phần 2.2. Bên cạnh đó, máy thu sẽ đặt tại đối tượng 
bay (hình 1.a), thay vì đặt cùng vị trí với máy phát như phương pháp so sánh biên 
độ đơn xung. Ngoài ra, trong kỹ thuật đề xuất chỉ sử dụng duy nhất một ăng ten 
đơn cực để thu tín hiệu, do đó, có thể dễ dàng tích hợp máy thu vào hệ thống thông 
tin sẵn có của máy bay. 
2.2. Mối quan hệ giữa giá trị cực đại của đỉnh tương quan và mức biên độ tín 
hiệu thu 
Phương pháp tương quan được sử dụng để phân tích, so sánh hai hay nhiều tín 
hiệu, trong đó, hàm tự tương quan ACF (Autocorrelation Function) sẽ đánh giá 
tính tương quan giữa tín hiệu dịch trên miền thời gian với tín hiệu gốc của nó. 
Trường hợp đánh giá các tín hiệu khác nhau thì hàm này được gọi là hàm tương 
quan chéo CCF (Cross-Correlation Function) [7]. Giả sử xét một mô hình kênh 
thông tin mô tả như hình 2, trong đó, máy phát sẽ truyền đi các xung PRN nhị 
phân, trong bài báo này là xung Kasami và , với được gọi là 
thời gian chuẩn hóa và là chu kỳ lấy mẫu. Tại phía thu, máy thu sẽ sử dụng một 
bộ tương quan để tách tín hiệu nhận được. 
Hình 2. Mô hình kênh thông tin sử dụng bộ tương quan tại máy thu. 
Đầu ra của bộ tương quan được tính theo công thức: 
 (6) 
Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Viện Điện tử, 9 - 2020 207 
Trong đó, với , và là khoảng cách giữa máy phát và 
máy thu, là vận tốc ánh sáng. 
Các giá trị của đỉnh tương quan , sẽ đạt giá trị cực đại nếu 
 và . Do đó, giá trị đỉnh tương quan cực 
đại sẽ là: 
 (7) 
 (8) 
Do năng lượng của tín hiệu thu là: 
Nên tỉ lệ các giá trị đỉnh tương quan sẽ là: 
 (9) 
Như vậy, tỉ lệ giá trị cực đại của đỉnh tương quan của hai chuỗi Kasami sẽ tỉ lệ 
với bình phương giá trị biên độ tương ứng với hai chuỗi thu được. Đây chính là cơ 
sở để tác giả đề xuất phương pháp tìm góc lệch theo nguyên lý ở mục 2.1 một 
cách gián tiếp theo tỉ lệ giá trị cực đại của đỉnh tương quan chéo. 
2.3. Sơ đồ hệ thống hỗ trợ hạ cánh cho máy bay sử dụng kỹ thuật mã chùm tia 
Dựa trên lý thuyết trình bày ở mục 2.1 và 2.2, nhóm tác giả đề xuất sơ đồ hệ 
thống hỗ trợ hạ cánh sử dụng kỹ thuật mã chùm tia như mô tả theo hình 3: 
Hình 3. Sơ đồ máy thu phát của hệ thống hỗ trợ hạ cánh đề xuất. 
Nhiệm vụ chính của bộ phát mặt đất là tạo ra một loạt các chùm tia cao tần trên 
cùng một tần số phát với các góc lái được xác định trước bằng Rotman lens [8]. Số 
lượng chùm tia phát phụ thuộc vào yêu cầu độ phân giải góc lệch cũng như độ 
chính xác của hệ thống. Tiếp theo, máy phát sẽ đánh dấu từng tia phát khác nhau 
bằng các mã PRN khác nhau. Các mã PRN đang được sử dụng rộng rãi hiện nay là 
mã M, mã Gold, mã Kasami. Trong đề xuất này, tác giả sử dụng mã Kasami bởi nó 
tối ưu cả trên tính chất tự tương quan lẫn tương quan chéo khi so sánh với hai mã 
còn lại. Ngoài ra, số lượng mã Kasami đủ lớn đáp ứng cho yêu cầu tăng cường độ 
Kỹ thuật điện tử 
L. T. Bằng, , T. X. Lượng, “Phương pháp xác định hướng  kỹ thuật mã chùm tia.” 208 
phân giải góc, đồng thời mức búp bên SSL (Side-Lobe Level) của mã Kasami khá 
thấp giúp giảm khả năng phát hiện nhầm trong điều kiện có nhiễu tạp [9]. 
Máy thu được đặt trên máy bay có nhiệm vụ xác định góc lệch của nó so với 
hệ tọa độ đồng nhất được chia sẻ giữa máy phát và thu. Để xác định góc lệch này, 
máy thu sử dụng các bộ tương quan chéo để tính tương quan giữa tín hiệu nhận 
được và bản sao của nó. Sau đó, bộ dò đỉnh sẽ tìm kiếm các đỉnh với giá trị cực đại 
có mối liên hệ với mức tín hiệu thu, gửi các giá trị này đến bộ chỉ thị góc nhằm 
tính tỉ lệ đỉnh tương quan để tìm góc lệch theo nguyên lý trình bày ở mục 2.1 và 
2.2. Các tỉ lệ này còn được hiệu chỉnh thêm thông qua đối chiếu với giá trị biết 
trước lưu trữ trong bản tra LUT (Look-up Table) để tìm ra vị trí của máy bay. Sau 
đó, thông tin này được đưa đến hệ thống quản lý bay FMS (Flight Management 
System) làm cơ sở để trợ giúp máy bay thiết lập một phương án hạ cánh an toàn. 
3. KẾT QUẢ THỰC NGHIỆM VÀ THẢO LUẬN 
Các phép đo thực nghiệm được tiến hành nhằm đánh giá tính khả thi của hệ 
thống hỗ trợ hạ cánh khi áp dụng kỹ thuật mã chùm tia. Do đó, tác động của kênh 
truyền đối với hệ thống này chưa được xét đến. Mặt khác, do Rotman lens chưa 
được thiết kế xong nên tác giả thay thế bằng hai ăng ten loa tháp để phát đi hai 
chùm tia mã khác nhau. Ngoài ra, vấn đề ảnh hưởng của Đốp-lơ cũng chưa được 
xem xét trong trường hợp này. Mô hình thực nghiệm và mô hình đo của hệ thống 
trong phòng không phản xạ được trình bày theo hình 4 và 5 dưới đây. 
Hình 4. Mô hình đo thực nghiệm hệ thống hỗ trợ hạ cánh đề xuất. 
Trong sơ đồ hình 4.a, máy tạo tín hiệu véc tơ E8267C đóng vai trò là máy phát 
tại mặt đất còn máy thu đặt trên máy bay được thiết kế theo công nghệ vô tuyến 
định nghĩa mềm SDR (Software Defined Radio) trên thiết bị NI 2950R. Do mẫu 
thiết bị này hoạt động ở tần số cao nhất là 2,2 GHz nên tần số phát được chọn để 
khảo sát là 2 GHz. Chuỗi chùm tia phát Kasami có độ dài 1023 chíp, tương đương 
với 32 chùm tia mã có thể được phát đi đồng thời. Băng thông chuỗi Kasami được 
chọn 10 MHz nhằm đảm đảo độ phân giải khoảng cách . Các mã Kasami được 
khởi tạo từ Matlab, sau đó được gửi lên E8267C để phát qua hai ăng ten IZ151. Hai 
ăng ten này được thiết lập sao cho hai búp sóng phát KAS (10,1) và KAS (10,2) 
chồng lấn với nhau tại điểm -3 . Máy thu chỉ sử dụng duy nhất một ăng ten đơn 
cực VERT 400 để thu tín hiệu. Nhiệm vụ chính của máy thu là ghi lại các tín hiệu 
nhận được, sau đó tính giá trị cực đại của đỉnh tương quan chéo để tìm góc lệch . 
Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Viện Điện tử, 9 - 2020 209 
Hình 5. Triển khai đo hệ thống đề xuất trong phòng không phản xạ. 
Theo kết quả phân tích tại máy thu, hai tín hiệu thu KAS (10,1) và KAS (10,2) 
hoàn toàn không tương quan với nhau. 
Hình 6. Đầu ra của bộ tương quan chéo tín hiệu KAS (10,1) và KAS (10,2). 
Đo thực nghiệm xác định được hai ăng ten phát có độ rộng búp sóng 
và góc xoay 
 . Nếu chọn vùng khảo sát là [ thì mối quan hệ giữa 
giá trị cực đại của đỉnh tương quan và mức biên độ thu được mô tả theo hình 7. 
Hình 7. Biểu diễn mối quan hệ giữa tỉ lệ đỉnh tương quan cực đại 
với mức biên độ tín hiệu thu. 
Do biên độ của chùm tia phát được thiết lập ở mức tham chiếu 1 V nên kết quả 
nhận được từ hình 7 cho thấy tỉ lệ của các giá trị cực đại đỉnh tương quan chéo 
 và tỉ lệ các giá trị biên độ không sai khác với nhau. 
Kỹ thuật điện tử 
L. T. Bằng, , T. X. Lượng, “Phương pháp xác định hướng  kỹ thuật mã chùm tia.” 210 
Điều này phù hợp với lý thuyết đã nêu ở phần 2.2. Từ kết quả này, góc lệch có 
thể được xác định một cách gián tiếp thông qua tỉ lệ đỉnh tương quan 
 . 
Khi so sánh với lý thuyết ở phần 2.1, kết quả đo thực nghiệm của góc lệch cho 
độ chính xác trong vùng đo hiệu quả , với sai lệch 
như mô tả ở hình 8. 
Hình 8. So sánh kết quả đo thực nghiệm và lý thuyết của góc lệch . 
Trong vùng đo hiệu quả, sự khác biệt giữa góc được tính toán trên lý thuyết 
và khi đo thực tế là nhỏ nhất. Điều này được giải thích là do đặc trưng hướng của 
hai ăng ten không giống nhau và do lỗi của thiết bị thu phát. Vùng đo hiệu quả có 
thể được mở rộng hơn bằng cách thiết lập thêm một dải các ăng ten phát ghép lại. 
Với kết quả thực nghiệm này, hệ thống hỗ trợ hạ cánh đề xuất áp dụng kỹ thuật mã 
chùm tia hoàn toàn có tính khả thi và có thể được ứng dụng trong lĩnh vực định vị 
hàng không. 
4. KẾT LUẬN 
Bài báo đã trình bày một phương pháp mới nhằm tìm hướng của máy bay sử 
dụng kỹ thuật mã chùm tia. Tính khả thi của kỹ thuật đề xuất được chứng minh 
thông qua lý thuyết và kết quả đo thực nghiệm. Trên cơ sở này, có thể sử dụng tỉ lệ 
giá trị cực đại của đỉnh tương quan thay vì mức biên độ tín hiệu thu để tìm góc 
lệch, hay hướng của máy bay. Do đó, cho phép áp dụng kỹ thuật mã chùm tia để 
xây dựng hệ thống hỗ trợ hạ cánh mới, độc lập với các hệ thống định vị hiện nay. 
Để đánh giá hiệu quả của kỹ thuật đề xuất, công việc tiếp theo sẽ khảo sát các 
tác động của kênh truyền cũng như tỉ lệ tín hiệu-tạp âm SNR (Signal-to-Noise 
Ratio) và độ dịch Đốp-lơ đến tham số giá trị đỉnh tương quan. Đồng thời hoàn 
thiện thiết kế Rotman lens để đánh giá mô hình đầy đủ hơn. 
TÀI LIỆU THAM KHẢO 
[1]. M. Kayton, “Navigation: Land, Sea, Air and Space”, IEEE Press, New York, 
1990, pp. 461. 
Nghiên cứu khoa học công nghệ 
Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Viện Điện tử, 9 - 2020 211 
[2]. M. M. Poulose, P. R. Mahapatra & N. Balakrishnan, "Microwave Landing 
System - A Favoured Alternative to Current ILS" IETE Technical Review 
2(11), June 2015, pp.375-382. 
[3]. B. W. Parkinson and K. T. Fitzgibbon, “Aircraft automatic landing systems 
using GPS”, Journal of Navigation, 1989, vol. 42, no. 1, pp. 47–59. 
[4]. P. Enge, T. Walter, S. Pullen, C. Kee, Y. Chao and Y. Tsai, "Wide area 
augmentation of the Global Positioning System", in Proceedings of the IEEE, 
vol. 84, Aug. 1996, pp, 1063-1088. 
[5]. P. Enge, "Local area augmentation of GPS for the precision approach of 
aircraft", in Proceedings of the IEEE, vol. 87, no. 1, Jan. 1999, pp. 111-132. 
[6]. S. E. Lipsky, "Microwave passive direction finding". Raleigh, N.C. SciTech 
Pub., 2004. 
[7]. SACHS, rgen. Handbook of ultra-wideband short-range sensing: theory, 
sensors, applications. Weinheim: Wiley-VCH, c2012. ISBN 9783527651832. 
[8]. C. Penney, “Rotman Lens Design and Simulation in Software”, IEEE 
Microwave Magazine, Vol. 9, December 2008, pp. 138-139. 
[9]. D. J. Torrieri, "Principles of Spread-Spectrum Communication Systems". 
Springer E-Books. New York: Springer, 2005. 
ABSTRACT 
A METHOD FOR FINDING DIRECTION OF AN AIRCRAFT 
USING THE BEAM CODING TECHNIQUE 
The rapid development of aviation positioning in recent years has been 
led to the high demands for navigation data to ensure safety, accuracy and 
continuity in all stages of flight. In particular, the landing phase is the most 
difficult process, especially, when the flying is under condition of the bad 
weather and limited visibility. With the aim of improving the accuracy of the 
navigation information, the paper introduces a new approach to designing 
the aircraft's landing support system using beam coding technique. The 
technique utilized the Rotman Lens antenna to transmit a number of distinct 
steering-angle microwave beams, and then marking each emitting beam with 
a unique PRN (Pseudo-Random Noise) code. The proposed technique 
contributes in finding the aircraft's deviation angle from the known 
coordinate system, thereby determining its direction to provide more 
positioning information in order to support the landing process safer. The 
experimental results were consistent with the introduced theory and 
confirmed the feasibility of the proposed system in the aircraft navigation. 
Keywords: Aircraft navigation; Direction finding; Beam coding technique. 
Nhận bài ngày 21 tháng 4 năm 2020 
Hoàn thiện ngày 21 tháng 8 năm 2020 
Chấp nhận đăng ngày 28 tháng 8 năm 2020 
Địa chỉ: 1Học viện Kỹ thuật quân sự; 
2Học viện Phòng không-Không quân. 
*Email: thanhbangle.mta@gmail.com.