Tổng hợp hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa sử dụng kết hợp phương pháp điều khiển khí động và động cơ phản lực xung mô men

HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ CAO HỮU TÌNH TỔNG HỢP HỆ THỐNG TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA SỬ DỤNG KẾT HỢP PHƯƠNG PHÁP ĐIỀU KHIỂN KHÍ ĐỘNG VÀ ĐỘNG CƠ PHẢN LỰC XUNG MÔ MEN LUẬN ÁN T

HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ

CAO HỮU TÌNH

TỔNG HỢP HỆ THỐNG TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA

SỬ DỤNG KẾT HỢP PHƯƠNG PHÁP ĐIỀU KHIỂN KHÍ ĐỘNG

VÀ ĐỘNG CƠ PHẢN LỰC XUNG MÔ MEN

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

HÀ NỘI – NĂM 2015

HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ

CAO HỮU TÌNH

TỔNG HỢP HỆ THỐNG TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA

SỬ DỤNG KẾT HỢP PHƯƠNG PHÁP ĐIỀU KHIỂN KHÍ ĐỘNG

VÀ ĐỘNG CƠ PHẢN LỰC XUNG MÔ MEN

Chuyên ngành: Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa

Mã số: 62 52 02 16

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:

1 GS.TSKH NGUYỄN CÔNG ĐỊNH

2 PGS.TS VŨ HỎA TIỄN

HÀ NỘI – NĂM 2015

LỜI CAM ĐOAN

Tôi cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi Các số liệu, kết quả nêu trong luận án là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ một công trình nào khác

Tác giả

Cao Hữu Tình

LỜI CẢM ƠN

Trước hết, tôi xin bày tỏ lòng biết ơn chân thành đến thầy giáo hướng dẫn khoa học, GS.TSKH Nguyễn Công Định và PGS.TS Vũ Hỏa Tiễn, đã định hướng, kiểm tra kết quả nghiên cứu, giúp đỡ và khuyến khích tôi hoàn thành luận án

Tôi cũng xin cảm ơn các nhà khoa học và tập thể cán bộ giáo viên Bộ môn Tên lửa / Khoa Kỹ thuật điều khiển đã quan tâm đóng góp ý kiến giúp tôi hoàn thiện nội dung nghiên cứu

Tôi chân thành cảm ơn các đồng nghiệp trong Viện Công nghệ mô phỏng / Học viện Kỹ thuật quân sự đã chia sẻ công việc giúp tôi có thời gian tập trung thực hiện luận án

Cuối cùng, tôi xin cảm ơn gia đình, bạn bè và các đồng nghiệp đã luôn động viên khuyến khích giúp tôi có thêm nghị lực để hoàn thành nội dung luận án

MỤC LỤC

LỜI CAM ĐOAN i

LỜI CẢM ƠN ii

MỤC LỤC iii

DANH MỤC CÁC CHỮ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU vi

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ viii

MỞ ĐẦU 1

Chương 1 TỔNG QUAN VỀ VẤN ĐỀ TỔNG HỢP HỆ THỐNG TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA ĐIỀU KHIỂN KẾT HỢP 10

1.1 Tổng quan tình hình nghiên cứu của nước ngoài 10

1.1.1 Các phương pháp tổng hợp phi tuyến hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa 10

1.1.2 Tính rời rạc của thiết bị động cơ phản lực xung trong hệ tự động ổn định trên khoang 15

1.1.3 Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp tạo lực – mô men kết hợp 16

1.2 Tình hình nghiên cứu trong nước 18

1.3 Đặt vấn đề nghiên cứu 20

1.4 Kết luận chương 21

Chương 2 TỔNG HỢP HỆ TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA ĐIỀU KHIỂN BẰNG CÁNH LÁI KHÍ ĐỘNG VÀ ĐỘNG CƠ PHẢN LỰC DẠNG XUNG 22

2.1 Một số phương pháp tạo lực và mô men điều khiển tên lửa 22

2.2 Mô hình động lực học của tên lửa với phương pháp tạo lực điều khiển kết hợp khí động và động cơ phản lực xung mô men 24

2.2.1 Lực và mô men tạo bởi cánh lái khí động 25

2.2.2 Lực và mô men tạo bởi thiết bị động cơ phản lực xung 26

2.2.3 Mô hình động lực học tên lửa sử dụng kết hợp cánh lái khí động và động cơ phản lực 27 2.3 Chức năng của hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa 28 2.4 Cấu trúc của hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa 30 2.4.1 Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp tạo lực –

mô men khí động 30 2.4.2 Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp tạo lực –

mô men phản lực dạng xung 32 2.5 Tổng hợp bộ điều khiển gain – scheduling cho hệ ASS của tên lửa theo phương pháp biểu đồ hệ số 33 2.5.1 Phương pháp biểu đồ hệ số và nguyên lý điều khiển gain - scheduling 33 2.5.2 Tổng hợp bộ điều khiển CDM cho hệ ASS của tên cánh lái khí động 37 2.5.3 Tổng hợp bộ điều khiển CDM gain-scheduling cho hệ ASS của tên lửa điều khiển bằng động cơ phản lực dạng xung 42 2.6 Kết luận chương 46 Chương 3 TỔNG HỢP HỆ TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA ĐIỀU KHIỂN KẾT HỢP 47 3.1 Giới thiệu 47 3.2 Tổng hợp bộ điều khiển mờ Takagi-Sugeno cho hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa điều khiển kết hợp 49 3.2.1 Điều khiển mờ Takagi-Sugeno 49 3.2.2 Xây dựng mô hình mờ Takagi-Sugeno cho mô hình phi tuyến của tên lửa 51 3.2.3 Tổng hợp bộ điều khiển mờ kết hợp 54 3.3 Khảo sát, đánh giá chất lượng hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp dùng bộ điều khiển CDM-fuzzy 62

3.3.1 Mô hình và tham số tên lửa 62

3.3.2 Thiết lập mô hình khảo sát hệ ASS trên máy tính 64

3.3.3 Khảo sát và đánh giá chất lượng hệ ASS với bộ điều khiển CDM-fuzzy 66

3.4 Hoàn thiện thuật toán kích hoạt thiết bị động cơ phản lực xung 72

3.5 Kết luận chương 79

Chương 4 ĐÁNH GIÁ HIỆU QUẢ CỦA TÊN LỬA PHÒNG KHÔNG SỬ DỤNG HỆ TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG KẾT HỢP 80

4.1 Mô hình toán học xác định hiệu quả tiêu diệt mục tiêu của tên lửa phòng không 80

4.2 Một số dạng cơ động điển hình của mục tiêu 83

4.2.1 Phương trình chuyển động của mục tiêu 83

4.2.2 Các dạng cơ động của mục tiêu 85

4.3 Cấu trúc động học vòng điều khiển tự dẫn với phương pháp dẫn tỷ lệ 86

4.4 Đánh giá hiệu quả của tên lửa sử dụng hệ tự động ổn định trên khoang kết hợp 89

4.4.1 Mô hình và điều kiện khảo sát 89

4.4.2 Kết quả đánh giá độ trượt tức thời 91

4.4.3 Đánh giá hiệu quả tiêu diệt mục tiêu 94

4.5 Kết luận chương 97

KẾT LUẬN CHUNG 98

DANH MỤC CÔNG TRÌNH CỦA TÁC GIẢ 102

TÀI LIỆU THAM KHẢO 104

DANH MỤC CÁC CHỮ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU

1 Chữ viết tắt:

ASS Tự động ổn định trên khoang

CDM Phương pháp biểu đồ hệ số (Coefficient Diagram Method) ĐCPLX Động cơ phản lực xung

LMI Bất phương trình ma trận tuyến tính (Linear Matrix Inequality) TLPK Tên lửa phòng không

T-S Takagi-Sugeno

2 Ký hiệu:

W m/s2 Gia tốc pháp tuyến tên lửa

Wmt m/s2 Gia tốc pháp tuyến mục tiêu

Vmt m/s Vận tốc mục tiêu

Vtc m/s Vận tốc tiếp cận tên lửa – mục tiêu

1

Z

 rad/s Vận tốc góc gật của tên lửa

ωmt rad/s Tần số cơ động của mục tiêu

θ rad Góc nghiêng quỹ đạo của tên lửa

P N Lực đẩy động cơ hành trình

1

Z

Mô men quán tính tên lửa

F

x ,x F  ,

GD

x m Tọa độ tâm áp, tâm áp cánh lái, tâm khối thiết bị

ĐCPLX so với trọng tâm tên lửa

xL1, xL2 m Tọa độ miệng loa phụt, đáy buồng đốt động cơ

hành trình so với trọng tâm tên lửa

S m2 Diện tích miden của tên lửa

h

 m Sai số trung bình bình phương của độ trượt

h m Độ trượt tức thời của tên lửa

R0 m Bán kính sát thương của phần chiến đấu

mcd kg Khối lượng của phần chiến đấu



DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ

1 Hình 1.1: Các phương pháp tổng hợp điều khiển phi tuyến hệ

ASS của tên lửa

12

2 Hình 2.1: Tên lửa PAC-3 trong hệ thống phòng không Patriot 23

3 Hình 2.2: Mô hình tên lửa điều khiển bằng khí động và động

cơ phản lực xung tác động kiểu mô men

24

4 Hình 2.3: Sơ đồ cấu trúc của hệ tự động ổn định chuyển động

ngang của tên lửa với một vòng hồi tiếp theo vận tốc góc

30

5 Hình 2.4: Sơ đồ cấu trúc hệ tự động ổn định chuyển động

ngang của tên lửa với vòng hồi tiếp theo vận tốc góc và gia

tốc pháp

31

6 Hình 2.5: Phản ứng của tên lửa trước đột biến lệnh đầu vào 31

7 Hình 2.6: Sơ đồ cấu trúc hệ tự động ổn định chuyển động

ngang của tên lửa khi điều khiển bằng động cơ phản lực xung

32

8 Hình 2.7: Sơ đồ khối dạng chuẩn tắc của hệ thống điều khiển

sử dụng phương pháp CDM

35

9 Hình 2.8: Một số dạng sơ đồ điều khiển gain-scheduling 37

10 Hình 2.9: Sơ đồ hệ ASS của tên lửa cánh lái khí động

sử dụng bộ điều khiển CDM

38

11 Hình 2.10: Đồ thị góc tấn công và góc quay cánh lái tên lửa

của 3 phương án khảo sát

40

12 Hình 2.11: Khảo sát ảnh hưởng của sự thay đổi tham số 41

13 Hình 2.12: Sơ đồ hệ ASS của tên lửa điều khiển bằng động

cơ phản lực dạng xung sử dụng bộ điều khiển

gain-scheduling

42

15 Hình 2.14: Quá trình hình thành và duy trì góc tấn công xác

lập

45

16 Hình 3.1: Mô hình kết hợp cánh lái khí động và thiết bị

ĐCPLX

48

17 Hình 3.2: Sơ đồ cấu trúc hệ tự động ổn định trên khoang tên

lửa dùng điều khiển CDM-fuzzy

55

18 Hình 3.3: Hàm liên thuộc của các biến đầu vào bộ điều khiển

mờ

57

20 Hình 3.5: Quy trình tính toán và xử lý số liệu hệ số khí động

của tên lửa

63

21 Hình 3.6: Đồ thị hệ số lực nâng theo góc tấn công 64

22 Hình 3.7: Thiết lập mô hình mô phỏng khảo sát hệ ASS 65

23 Hình 3.8: Hàm liên thuộc của biến đầu vào α 65

24 Hình 3.9: Hàm liên thuộc của biến đầu vào  66

25 Hình 3.10: Đồ thị góc tấn công đầu ra khi lệnh đầu vào

tương ứng với góc tấn công yêu cầu là 200

28 Hình 3.13: Đồ thị khảo sát hệ ASS sử dụng bộ điều khiển kết

hợp theo cơ chế chuyển mạch nối tiếp

69

29 Hình 3.14: Đồ thị khảo sát hệ ASS sử dụng bộ điều khiển mờ

khi lệnh điều khiển tương ứng với góc tấn công yêu cầu bằng

200

70

30 Hình 3.15: Đồ thị khảo sát hệ ASS sử dụng bộ điều khiển mờ

khi lệnh điều khiển tương ứng với góc tấn công yêu cầu bằng

300

71

31 Hình 3.16: Sơ đồ bố trí các ĐCPLX trên thiết bị ĐCPLX 73

32 Hình 3.17: Phân bố ĐCPLX theo ma trận hàng - cột 73

33 Hình 3.18: Quan hệ hình học giữa các vector phản lực trên

37 Hình 4.3:Mô hình khảo sát đánh giá hiệu quả tiêu diệt mục

tiêu của tên lửa

91

38 Hình 4.4: Độ trượt tức thời của tên lửa khi mục tiêu cơ động

một phía với gia tốc pháp tuyến 5g

92

39 Hình 4.5: Độ trượt tức thời của tên lửa khi mục tiêu cơ động

một phía với gia tốc pháp tuyến 7g

92

40 Hình 4.6: Quỹ đạo tên lửa và mục tiêu khi mục tiêu cơ động

kiểu “con rắn” với gia tốc pháp tuyến 15g

93

MỞ ĐẦU Tính cấp thiết của vấn đề và mục tiêu nghiên cứu:

Trong chiến tranh phòng không hiện đại, các phương tiện tấn công đường không của đối phương phát triển không ngừng về khả năng chiến thuật

và khả năng kỹ thuật Về khả năng chiến thuật, hướng phát triển của phương tiện tấn công đường không có thể khái quát như sau:

- Mở rộng, tăng cường trinh sát điện tử, thu thập dữ liệu của các loại mục tiêu cần tấn công bằng mọi phương tiện hiện đại Phân tích dữ liệu tự động để hình thành phương án tấn công bảo đảm yếu tố bí mật, bất ngờ;

- Tác chiến đồng thời với cường độ cao ở mọi độ cao và cự ly bằng các loại vũ khí công nghệ cao, độ chính xác cao;

- Tác chiến trong mọi điều kiện thời tiết, thời gian

Về khả năng kỹ thuật, trong những năm gần đây các phương tiện tấn công đường không phát triển nổi bật trong một số lĩnh vực:

- Động lực và động lực học làm tăng vận tốc bay (1,5M3M đối với loại máy bay có người lái và trên 3M đối với loại không người lái); tăng khả năng

cơ động, khả năng tạo quá tải (5g8g đối với loại có người lái và 15g20g đối với loại không người lái);

- Tăng trần bay, tác chiến ở độ cao lên tới 18km20km, hoặc giảm trần bay thấp giới hạn dưới 100m;

- Giảm diện tích phản xạ hiệu dụng đối với các đài radar phát hiện từ dải (0,85)m2 đối với máy bay ném bom và trinh sát, xuống dải (0,051)m2 bằng công nghệ tàng hình;

- Trang bị vũ khí công nghệ cao như các loại tên lửa có điều khiển, bom

có điều khiển bằng radar tích cực, radar thụ động, laze, quang nhiệt kèm theo các hệ thống điều khiển hoàn toàn tự động;

- Tăng cường số lượng và chủng loại vũ khí, trang bị trên khoang

Đối với vũ khí tấn công là những tên lửa chiến thuật (đặc biệt là những tên lửa mang vũ khí hạt nhân, vũ khí hoá học hay sinh học) thì cần phải tiêu diệt không những phương tiện mang, mà còn phải tiêu diệt cả phần chiến đấu của chúng ngay ở trên không Phần chiến đấu của những mục tiêu như trên nếu không bị phá hủy trên không thì vẫn tiếp tục chuyển động theo quỹ đạo xuống đất và gây thiệt hại cho mục tiêu cần bảo vệ Để tiêu diệt được phần chiến đấu của những mục tiêu này đòi hỏi phải đảm bảo sao cho tên lửa phòng không (TLPK) có thể tiêu diệt mục tiêu bằng phương pháp chạm nổ (hit-to-kill)

Khả năng cơ động cao là một trong những yếu tố quyết định đến độ chính xác dẫn cần thiết cho TLPK tự dẫn tại phần cuối quỹ đạo bay Khả năng

cơ động cao của tên lửa được hiện thực hoá nhờ phương pháp tạo lực và mô men điều khiển bằng động cơ phản lực, tạo ra phản lực vuông góc với trục dọc Sự thay đổi về phương pháp tạo lực và mô men điều khiển dẫn đến hàng loạt các thay đổi thiết kế trong hệ thống điều khiển tên lửa, trong đó có sự thay đổi về thiết kế hệ thống ổn định trên khoang nhằm đáp ứng những yêu cầu và hình thành các đặc trưng mới của hệ thống

Mục tiêu của luận án nhằm giải quyết một trong những vấn đề cấp thiết đặt ra đối với loại TLPK tự dẫn thế hệ mới được trang bị thêm hệ thống tạo lực và mô men điều khiển bằng động cơ phản lực Đó là bài toán tổng hợp hệ

tự động ổn định trên khoang (ASS) của tên lửa điều khiển kết hợp giữa cánh lái khí động và động cơ phản lực Luận án cũng xác định sử dụng những chỉ tiêu chất lượng của hệ ASS nói riêng và toàn bộ vòng điều khiển tự dẫn nói

chung để nghiên cứu đánh giá khả năng nâng cao hiệu quả tiêu diệt mục tiêu của tên lửa được trang bị phương pháp tạo lực và mô men điều khiển mới Thực hiện nội dung luận án này sẽ góp phần bổ sung các nghiên cứu về

lý thuyết, thông qua mô phỏng trên máy tính làm sáng tỏ bản chất, đặc tính kỹ thuật mới của một số loại tên lửa hiện đại đã và sẽ được sử dụng trong quân đội ta Kết quả nghiên cứu sẽ tạo cơ sở khoa học cho việc thiết kế mới hoặc cải tiến nâng cao hiệu quả tiêu diệt mục tiêu của tên lửa hiện có trong quân đội, đồng thời góp phần khai thác sử dụng hiệu quả và làm chủ vũ khí khí tài quân sự hiện đại

Đối tượng nghiên cứu của luận án:

Đối tượng nghiên cứu của luận án giới hạn ở lớp TLPK tầm trung điều khiển từ xa kết hợp tự dẫn sử dụng kết hợp phương pháp tạo lực bằng khí động và động cơ phản lực dạng xung tác động kiểu mô men Những loại TLPK tầm trung hiện đại hầu hết được điều khiển từ xa kết hợp với tự dẫn hoặc hoàn toàn tự dẫn, đáp ứng yêu cầu chiến thuật và đối phó hiệu quả với các phương tiện tập kích đường không hiện đại của đối phương Hơn nữa, hiện tại và tương lai của kế hoạch mua sắm các tổ hợp TLPK thế hệ mới cũng

sẽ hướng tới các tổ hợp cơ động, đa kênh với TLPK điều khiển tự dẫn khi tiếp cận mục tiêu như đạn 9M96E của tổ hợp S-300PMU2 hoặc tên lửa PAC-3 trong hệ thống phòng không Patriot Các tổ hợp tên lửa thế hệ mới này được trang bị tên lửa với phương pháp tạo lực và mô men điều khiển bằng phản lực trong giai đoạn tự dẫn để nâng cao độ chính xác tiêu diệt mục tiêu

Phạm vi nghiên cứu:

Luận án giới hạn trong những nghiên cứu tìm lời giải cho bài toán tổng hợp hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa với cả hai phương pháp tạo lực – mômen điều khiển là khí động và phản lực (hay còn gọi là phương pháp

kết hợp) Trên cơ sở của phương pháp thiết kế hệ ASS đã nhận được, luận án

đi sâu lựa chọn quy luật kết hợp hai phương pháp tạo lực – mômen, bảo đảm tính cơ động cao cho tên lửa theo yêu cầu và sự tối ưu sử dụng năng lượng của thiết bị động cơ phản lực

Kiểm chứng cho hiệu quả tổng hợp hệ điều khiển ASS, hệ sẽ được ghép vào vòng điều khiển kín tự dẫn để khảo sát các đặc trưng động học, đánh giá

độ chính xác khi tiếp cận mục tiêu Thông qua các kết quả thử nghiệm và đặc trưng thống kê, luận án sẽ rút ra kết luận quan trọng về xác suất tiêu diệt mục tiêu của đối tượng nghiên cứu, đó cũng là ý nghĩa thực tế của đề tài

Một số giới hạn khi nghiên cứu:

TLPK thông thường có sơ đồ khí động với hệ cánh nâng, cánh ổn định

và cánh lái đối xứng qua trục kiểu chữ thập (+) hay dấu nhân (×) Các cặp cánh nâng và cánh lái có thể được bố trí tương ứng trong cùng một mặt phẳng hay lệch nhau một góc 45o Từ cách đặt vấn đề là tên lửa có hệ cánh đối xứng qua trục, có thể suy ra sự đối xứng của các lực và mô men khi chiếu chúng lên các trục OY1 và OZ1 của hệ tọa độ liên kết Kết quả mô tả toán học các chuyển động của tên lửa trong các mặt phẳng điều khiển sẽ cơ bản giống nhau Luận án cũng sử dụng thêm điều kiện là xem xét các phương trình chuyển động khi tên lửa bị lệch khỏi quỹ đạo động của phương pháp dẫn Điều đó cho phép không cần xét tác động thường xuyên của lực trọng trường Luận án cũng coi tên lửa đã được ổn định quanh trục dọc (rãnh liệng) và tên lửa không có dao động uốn thân

Xuất phát từ những giới hạn trên đây, luận án tập trung giải quyết bài toán thiết kế hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa trong mặt phẳng thẳng đứng (rãnh gật) và quá trình điều khiển chỉ xét trong giai đoạn tự dẫn đến mục

tiêu, là giai đoạn thể hiện tính chất quyết định của phương pháp tạo lực – mô men điều khiển đối với hiệu quả bắn

Nội dung và phương pháp nghiên cứu của luận án:

Căn cứ trên những định hướng nghiên cứu cơ bản, nội dung của luận án tập trung vào những vấn đề chính sau đây:

1 Nghiên cứu, đánh giá tổng quan các công trình nghiên cứu thiết kế bộ điều khiển cho hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp điều khiển kết hợp khí động và phản lực Nghiên cứu cấu trúc và động học hệ ASS và

hệ thống điều khiển trên khoang của tên lửa tự dẫn làm cơ sở chính để khảo sát, thử nghiệm và đánh giá chất lượng toàn bộ vòng điều khiển để có thể xác định hiệu quả chiến đấu của đối tượng

2 Xây dựng phương pháp để tổng hợp hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa bảo đảm chất lượng và các đặc trưng động học Khảo sát, đánh giá và đề xuất luật ổn định tên lửa với phương pháp tạo lực và mô men điều khiển mới, bảo đảm chất lượng điều khiển cao; tối thiểu hóa về năng lượng, khối lượng và kích thước thiết bị

3 Hoàn thiện thuật toán kích hoạt thiết bị ĐCPLX

4 Khảo sát đánh giá chất lượng, hiệu quả điều khiển của TLPK trong vòng điều khiển kín tự dẫn với các dạng cơ động và điều kiện bay của mục tiêu hiện đại

Phương pháp nghiên cứu trong luận án là:

- Phương pháp nghiên cứu lý thuyết phân tích – tổng hợp hệ thống điều khiển thiết bị bay trên cơ sở lý thuyết điều khiển hiện đại;

- Phương pháp mô hình hóa hệ thống và mô phỏng trên máy tính;

- Phương pháp mô phỏng thống kê để đánh giá kết quả

Kết quả nghiên cứu của luận án

- Đã nghiên cứu sử dụng phương pháp biểu đồ hệ số và gain-scheduling

để tổng hợp bộ điều khiển cho hệ ASS của 2 mô hình tên lửa với cánh lái khí động và động cơ phản lực dạng xung

- Đã nghiên cứu hoàn thiện thuật toán kích hoạt ĐCPLX, khắc phục được các điểm hạn chế trong thuật toán đã có trong một nghiên cứu trước đây

- Đề xuất sử dụng điều khiển mờ Takagi-Sugeno trong tổng hợp bộ điều khiển cho hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp khí động và ĐCPLX Bộ điều khiển đảm bảo tính ổn định của hệ mờ thông qua việc kiểm tra điều kiện thỏa mãn hàm Lyapunov, đáp ứng về chỉ tiêu chất lượng của hệ ASS Bộ điều khiển có cấu trúc đơn giản, được thiết kế dạng rời rạc, phù hợp với xu hướng

sử dụng máy tính số trên khoang và có khả năng áp dụng vào thực tế

- Đề xuất cơ chế sử dụng kết hợp hoạt động của kênh điều khiển ĐCPLX

và kênh điều khiển khí động trong bộ điều khiển mờ Cơ chế kết hợp này đã cho phép giảm thiểu số lượng ĐCPLX cần sử dụng trong quá trình điều khiển, cho phép giảm tối đa các tham số kích thước, khối lượng và năng lượng của thiết bị ĐCPLX

- Đã khảo sát đánh giá độ chính xác dẫn của tên lửa điều khiển kết hợp ĐCPLX và khí động so với tên lửa khí động với số lượng mẫu thử nghiệm đủ lớn để có thể xác định được xác suất tiêu diệt mục tiêu bằng một quả đạn Đây cũng là chỉ tiêu định lượng tổng quát cuối cùng để kết luận về kết quả nghiên cứu trong luận án

Các kết quả nghiên cứu của luận án đã được đăng trên 5 bài báo của các tạp chí chuyên ngành, trong đó có 2 bài báo đăng tại Liên bang Nga Luận án cũng đã có 4 báo cáo tại các Hội nghị khoa học, trong đó có 2 báo cáo khoa học tại 2 hội nghị quốc tế

Bố cục của luận án

Ngoài phần Mở đầu và Kết luận chung, nội dung chính của luận án

được trình bày trong 4 chương, gồm:

Chương 1: Tổng quan về vấn đề tổng hợp hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa điều khiển kết hợp

Qua phân tích đánh giá tổng quan các công trình nghiên cứu trong nước

và nước ngoài, luận án đã chỉ ra rằng, đồng thời với việc đáp ứng các yêu cầu chung của hệ ASS của tên lửa, các nghiên cứu hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp còn giải quyết các vấn đề sau Thứ nhất là giải quyết cơ chế sử dụng kết hợp phương pháp tạo lực – mô men để khai thác tối đa ưu điểm và hạn chế các nhược điểm của mỗi phương pháp Thứ hai là nghiên cứu giảm thiểu năng lượng điều khiển của thiết bị ĐCPLX trong khi vẫn bảo đảm yêu cầu tính cơ động cao của tên lửa

Các công cụ điều khiển phi tuyến được nghiên cứu áp dụng để tổng hợp

bộ điều khiển cho hệ ASS cũng được trình bày một cách khái quát trong chương này

Chương 2: Tổng hợp hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa điều khiển bằng cánh lái khí động và động cơ phản lực dạng xung

Chương này trình bày kết quả tổng hợp bộ điều khiển phản hồi tuyến tính sử dụng phương pháp biểu đồ hệ số (CDM) kết hợp với kỹ thuật gain-scheduling cho mô hình tên lửa điều khiển riêng biệt khí động và phản lực dạng xung Những kết luận rút ra từ kết quả khảo sát trong chương này cho thấy sự cần thiết phải có cơ chế điều khiển kết hợp cả hai mô hình tạo lực –

mô men điều khiển nhằm phát huy các ưu điểm và hạn chế nhược điểm của mỗi phương pháp tạo lực Vấn đề này được giải quyết trong chương 3

Chương 3: Tổng hợp hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa điều khiển kết hợp

Nội dung chính của chương 3 là kết quả nghiên cứu tổng hợp bộ điều khiển cho hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp cánh lái khí động và thiết bị động cơ phản lực xung sử dụng điều khiển mờ Takagi-Sugeno (T-S) và phương pháp biểu đồ hệ số Hàm liên thuộc của bộ điều khiển mờ được hiệu chỉnh để đạt được yêu cầu giảm số lượng ĐCPLX trong khi vẫn bảo đảm yêu cầu tác động nhanh của tên lửa và tối thiểu hóa sai số của hệ ASS ở chế độ xác lập Hệ ASS của tên lửa đã được khảo sát và khẳng định được những ưu điểm của việc sử dụng điều khiển mờ để giải quyết bài toán điều khiển kết hợp

Chương 4: Đánh giá hiệu quả của tên lửa phòng không sử dụng hệ

tự động ổn định trên khoang kết hợp

Minh chứng cho hiệu quả của tên lửa sử dụng phương pháp điều khiển kết hợp, chương 4 trình bày kết quả khảo sát độ chính xác của tên lửa khi ghép hệ ASS đã tổng hợp trong chương 3 vào trong cấu trúc điển hình của một vòng điều khiển kín tự dẫn với mô hình đầu vào là tham số mục tiêu cơ động các dạng khác nhau Để làm cơ sở thực hiện khảo sát đánh giá, phần đầu của chương trình bày mô hình toán học xác định hiệu quả tiêu diệt mục tiêu (xác suất tiêu diệt mục tiêu bằng 1 quả đạn) của TLPK, một số dạng cơ động đặc trưng của mục tiêu, và cấu trúc động học của vòng điều khiển tự dẫn Phần cuối của chương là kết quả mô phỏng cho một số trường hợp cơ động khác nhau của mục tiêu, so sánh hiệu quả của tên lửa điều khiển kết hợp với tên lửa cánh lái khí động, từ đó làm nổi bật nên ưu điểm của tên lửa điều khiển kết hợp khí động và phản lực dùng điều khiển CDM-fuzzy do luận án

đề xuất

Như vậy, luận án đã nghiên cứu các mặt liên quan tới vấn đề tổng hợp một hệ ASS có chất lượng cao cho TLPK Các phân tích cho thấy, phương pháp tạo lực - mômen điều khiển quyết định tới khả năng cơ động của TLPK trong những điều kiện bay phức tạp Luận án đã lựa chọn đối tượng nghiên cứu là TLPK tầm trung điều khiển từ xa kết hợp tự dẫn sử dụng phương pháp tạo lực – mômen điều khiển dạng kết hợp cánh lái khí động và thiết bị ĐCPLX tác động kiểu mô men

Với lựa chọn trên, luận án đã xác định rõ phương pháp, công cụ để tổng hợp được một hệ ASS đáp ứng các yêu cầu chất lượng chung, đồng thời tối

ưu những yêu cầu về chất lượng làm việc, về kích thước, khối lượng và năng lượng tiêu thụ Những phương pháp và công cụ được sử dụng trong tổng hợp, thiết kế đều là mới, hiện đại

Hiệu quả của phương pháp tạo lực điều khiển kết hợp đã lựa chọn cùng

hệ ASS đã tổng hợp với các thuật toán điều khiển - ổn định đã được kiểm tra, đánh giá trong cấu trúc một vòng điều khiển kín tự dẫn Kết quả đánh giá định tính thông qua các đặc trưng của quỹ đạo, độ trượt tức thời của tên lửa Đã chứng minh được định tính và định lượng hiệu quả của việc lựa chọn phương pháp tạo lực – mô men kết hợp và chất lượng hệ ASS đã tổng hợp

Chương 1 TỔNG QUAN VỀ VẤN ĐỀ TỔNG HỢP HỆ THỐNG

TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA ĐIỀU KHIỂN KẾT HỢP

1.1 Tổng quan tình hình nghiên cứu của nước ngoài

Các phân tích tính chất động học của TLPK cho thấy, TLPK có hệ số suy giảm dao động riêng rất nhỏ trên các độ cao lớn [2] Ngoài ra, trong quá trình bay, giá trị này có thể thay đổi trong khoảng rất rộng Do hệ số suy giảm nhỏ nên tên lửa có tính chất dao động rõ rệt và điều đó dẫn đến một loạt các hiện tượng không mong muốn như: khả năng kích động hệ thống điều khiển trên tần số dao động riêng của tên lửa, tăng sức cản cho chuyển động của tên lửa, tăng sai số dẫn, hoặc trong một số trường hợp làm tên lửa mất ổn định

Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa giúp khắc phục các hiện tượng trên Các nghiên cứu tổng hợp hệ tự động ổn định của tên lửa điều khiển kết hợp khí động và phản lực dạng xung tập trung giải quyết các vấn đề sau:

- Tính phi tuyến của mô hình động lực học tên lửa;

- Tính rời rạc của thiết bị ĐCPLX;

- Yêu cầu kết hợp hoạt động của cánh lái khí động với hoạt động của thiết bị ĐCPLX để đáp ứng các yêu cầu chất lượng chung của hệ ASS

Các phân tích đánh giá dưới đây sẽ làm rõ các vấn đề này

1.1.1 Các phương pháp tổng hợp phi tuyến hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa

Trong vòng điều khiển của hệ tự động ổn định trên khoang, tên lửa là đối tượng điều khiển có tính phi tuyến, tham số biến đổi theo thời gian Cách tiếp cận truyền thống để thiết kế ASS trên khoang tên lửa là tuyến tính hóa mô

hình động học của tên lửa ở lân cận một điều kiện hoạt động Để tuyến tính hóa hệ phương trình phi tuyến này, các giả thiết gần đúng đã được đưa ra Giả thiết thứ nhất, điều khiển chuyển động trong mặt phẳng thẳng đứng

bỏ qua sự ảnh hưởng của thành phần trọng lực Giả thiết thứ hai là coi góc tấn công α, góc trượt β nhỏ để có thể tuyến tính hóa được các hàm sin, cos liên quan Ngoài ra, do sự thay đổi chậm của các hệ số trong các phương trình theo quỹ đạo bay, chúng có thể xem như không đổi trên mỗi đoạn của quỹ đạo (phương pháp đóng băng các hệ số)

Với các giả thiết trên đây, mô hình động học tên lửa được biểu diễn đơn giản thành dạng mô hình tuyến tính, không phụ thuộc thời gian Sau khi tuyến tính hóa mô hình động lực học tên lửa, áp dụng lý thuyết điều khiển tuyến tính tổng hợp một bộ điều khiển phản hồi Quá trình này được lặp đi lặp lại ở nhiều điều kiện hoạt động và tham số các bộ điều khiển này sau đó được lưu trữ để sử dụng tương ứng với các điều kiện bay Các thông số để lựa chọn sử dụng tham số bộ điều khiển trong quá trình bay bao gồm số Mach (M), áp suất động (qV2 / 2), góc tấn công α và góc trượt β Trong một số tên lửa

có khả năng hoạt động trên phạm vi độ cao lớn, bộ điều khiển cũng được tính toán trước và lưu trữ thông số theo độ cao

Trong khi lý thuyết điều khiển tuyến tính cung cấp các thuật toán đơn giản để tổng hợp bộ điều khiển, nhưng để có được tham số đầy đủ của bộ điều khiển bảo đảm tên lửa hoạt động được trong toàn bộ hành trình bay là một công việc không đơn giản và thường phải đòi hỏi rất nhiều tính toán

Trong những năm gần đây, các phương pháp thiết kế hệ điều khiển phi tuyến đã được nghiên cứu áp dụng và mang lại hiệu quả nâng cao độ chính xác điều khiển cho hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa [48], [63], [64], [65], [67] Menon P.K và cộng sự đã đưa ra các phương pháp thiết kế hệ

thống điều khiển áp dụng cho mô hình phi tuyến của tên lửa nhằm tìm cách loại bỏ quá trình gain scheduling mà không ảnh hưởng đến chất lượng và độ

ổn định của hệ thống kín [40], [43] Những kỹ thuật này cũng có khả năng áp dụng trong quá trình thiết kế cho cả khâu phi tuyến có đặc tính bão hòa như góc quay cánh lái Theo Menon P.K, kỹ thuật thiết kế phi tuyến hệ ASS được phân thành 2 phương pháp: phương pháp dựa trên biến đổi và phương pháp trực tiếp (xem hình 1.1)

Hình 1.1: Các phương pháp tổng hợp điều khiển phi tuyến hệ ASS của tên lửa

Trong phương pháp dựa trên biến đổi mô hình, mô hình động học được biến đổi về dạng Brunovsky chính tắc hoặc dạng hệ số phụ thuộc trạng thái

Mô hình chuyển đổi này sau đó được sử dụng để thiết kế hệ ASS tuyến tính hóa phản hồi [16], [46] hoặc phương trình Riccati phụ thuộc trạng thái [51] Trong phương pháp tuyến tính phản hồi, động học hệ thống được biến đổi về dạng Brunovsky chính tắc Nhờ việc đặt các biến điều khiển giả lập, hệ phi tuyến ban đầu được chuyển thành mô hình tuyến tính, bất biến thời gian đối

với các biến điều khiển giả lập Khi đó ta có thể áp dụng các phương pháp thiết kế điều khiển tuyến tính đối với mô hình tuyến tính này, như phương pháp đặt điểm cực, LQR, H∞, điều khiển trượt ([16], [46])

Phương pháp phương trình Riccati phụ thuộc trạng thái (SDRE) là một

kỹ thuật khác sử dụng biến đổi mô hình động học Phương pháp này đòi hỏi khối lượng tính toán lớn do phải giải hệ phương trình đại số Riccati [43], [51] Khác với phương pháp dựa trên biến đổi mô hình, phương pháp trực tiếp không yêu cầu bất kỳ biến đổi nào của mô hình hệ thống phi tuyến Các kỹ thuật của phương pháp này sử dụng trực tiếp mô hình phi tuyến của hệ để tổng hợp bộ điều khiển Ba kỹ thuật điển hình của phương pháp trực tiếp gồm: Quickest Descent, Recursive Back-Stepping, và Predictive Control [43] Các ví dụ được trình bày trong [40] và [43] cho thấy các phương pháp điều khiển phi tuyến đã trình bày có thể sử dụng trong thiết kế, tổng hợp hệ ASS,

và có thể được thực hiện với một mức độ tin cậy cao như đối với các kỹ thuật thiết kế tuyến tính

Điều khiển mờ được đánh giá là một trong những công cụ hữu hiệu đối với hệ phi tuyến và hệ có tham số bất định Trong lĩnh vực hàng không và tên lửa, điều khiển mờ đã được đề xuất áp dụng [22], [57], [58], [81], [83] Trong tài liệu [22], các tác giả dùng kỹ thuật tuyến tính hóa phản hồi và điều khiển

mờ để thiết kế bộ điều khiển cho hệ ASS phi tuyến Giải quyết nhiệm vụ đáp ứng chỉ tiêu chất lượng của hệ ASS trong khi vẫn bảo đảm yêu cầu không có

độ quá điều chỉnh được chuyển về bài toán tối ưu đa mục tiêu, gồm sai số xác lập, thời gian quá độ, thời gian phản ứng, và độ quá chỉnh cực đại Các mục tiêu trên có tính mâu thuẫn nhau Để dung hòa các mục tiêu thiết kế đó, giải thuật tiến hóa đã được áp dụng Trong tài liệu tham khảo [58], Screenuch và cộng sự đã sử dụng bộ điều khiển mờ và điều khiển gain-scheduling Điều

khiển gain-scheduling đã được áp dụng trong thực tế cho các thế hệ tên lửa đầu tiên nhờ sự linh động trong việc thay đổi tham số bộ điều khiển theo điều kiện bay Điểm bất lợi của điều khiển gain-scheduling là không dễ dàng để thiết kế một bộ điều khiển bảo đảm tính ổn định toàn cục của hệ kín trên quan điểm lý thuyết Điểm bất lợi khác là việc nội suy sẽ trở nên phức tạp khi số lượng các tham số điều chỉnh tăng Để hạn chế các điểm bất lợi này, các tác giả đã sử dụng thêm bộ điều khiển mờ Khi đó, công việc nội suy tham số và tính ổn định của bộ điều khiển gain-scheduling được thực hiện bằng hiệu chỉnh hàm liên thuộc và luật điều khiển mờ Một số nghiên cứu khác, như tài liệu tham khảo [81] và [83], trình bày kết quả sử dụng bộ điều khiển mờ cho

mô hình toán phi tuyến không dừng của vòng điều khiển kín của máy bay không người lái cỡ nhỏ Các bộ điều khiển mờ này có cải biên so với các bộ điều khiển mờ kinh điển, nhờ đó cho phép đạt được chất lượng điều khiển khá tốt ngay cả khi có nhiễu động mạnh và có sự biến đổi vận tốc và độ cao rất nhiều trong quá trình phóng máy bay không người lái từ máy phóng [81]

Có thể nhận thấy rằng, phương pháp tuyến tính hóa phản hồi (như phương pháp đặt điểm cực, gain scheduling ([61], [63]), LQR, H2/H∞ ([5]) điều khiển trượt ([65], [67]), CDM ([56])) được sử dụng nhiều trong tổng hợp

hệ thống điều khiển tên lửa bởi phương pháp này vừa giải quyết được tính phi tuyến, vừa bảo đảm sai số ở chế độ xác lập, và bảo đảm được tính bền vững

Bộ điều khiển được tổng hợp theo phương pháp tuyến tính hóa phản hồi cũng khá đơn giản, dễ dàng triển khai trên thiết bị thực Các nghiên cứu đã công bố

đã chỉ ra rằng, sự kết hợp giữa điều khiển mờ và phương pháp tuyến tính hóa phản hồi mang lại cơ hội giải quyết tốt hơn cho bài toán điều khiển phi tuyến nói chung và bài toán tổng hợp hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa nói riêng

1.1.2 Tính rời rạc của thiết bị động cơ phản lực xung trong hệ tự động

ổn định trên khoang

Phương pháp tạo lực bằng thiết bị động cơ phản lực dạng xung tạo phản lực vuông góc với thân tên lửa được chia thành 2 loại: loại có độ rộng xung thay đổi và loại có độ rộng xung không đổi Tính chất xung của thiết bị động

cơ phản lực dẫn đến những khác biệt đáng kể trong thiết kế kênh điều khiển phản lực của hệ ASS

Đối với loại thiết bị động cơ phản lực thay đổi được độ rộng xung, kỹ thuật điều chế độ rộng xung được nghiên cứu áp dụng trong bộ điều khiển để tạo ra xung lực có độ rộng tỷ lệ với lệnh điều khiển [17], [29], [36], [60] Đối với loại có độ rộng xung không đổi (thời gian làm việc của các động

cơ phản lực xung là như nhau), bài toán đặt ra là xác định chu kỳ làm việc rời rạc của các động cơ phản lực xung, xác định thuật toán chọn kích hoạt các ĐCPLX để tạo ra phản lực điều khiển theo lệnh điều khiển [80] Thuật toán chọn, kích hoạt các ĐCPLX được thực hiện bằng việc chọn chỉ số hàng-cột trong ma trận thiết bị ĐCPLX [6], [13] hoặc sử dụng giải thuật tiến hóa [73] Dựa theo đặc điểm làm việc của thiết bị ĐCPLX, một số công trình nghiên cứu tiếp cận hệ thống trên quan điểm của hệ rời rạc [29], [52], [80], [82] Tuy nhiên, trong một số nghiên cứu ([28] và [74]), bài toán tự động ổn định tên lửa chưa được giải quyết trọn vẹn bởi vì tính chất rời rạc của các ĐCPLX trong khối thiết bị ĐCPLX vẫn chưa được xét đến Tài liệu [80] và [82] trình bày phương pháp tổng hợp hệ tự động ổn định của tên lửa điều khiển bằng thiết bị ĐCPLX dựa trên các kết quả tính toán của hệ liên tục Cách tiếp cận này có ưu điểm là sử dụng được phương pháp thiết kế đã có của

hệ liên tục, nhưng việc chuyển đổi bộ điều khiển dạng liên tục sang rời rạc không tránh khỏi sai số, nhất là khi chu kỳ rời rạc không đủ nhỏ

Theo quan điểm của Miller và cộng sự, bài toán dẫn tên lửa điều khiển bằng thiết bị ĐCPLX được giải quyết dựa trên lý thuyết điều khiển xung (Impulsive Control) [27] Lý thuyết điều khiển xung dựa trên cơ sở toán học

là hệ các phương trình vi phân xung (impulsive differential equations) để mô

tả động học hệ thống Điểm đặc trưng cho tính chất xung trong hệ thống điều khiển xung là sự thay đổi mang tính “nhảy bậc” giá trị của biến trạng thái Như vậy, hệ thống điều khiển dạng xung mang những nét đặc trưng khác với các hệ thống điều khiển cổ điển, đó là: chuyển động của hệ thống thường không trơn và quĩ đạo của hệ thống có thể có những bước nhảy gián đoạn tại thời điểm hệ thống chịu tác động của xung Việc phân loại một hệ điều khiển xung dựa trên so sánh tương đối về thời gian thay đổi trạng thái “nhảy bậc” so với chu kỳ của hệ Theo tài liệu của Tao Yang, nếu thời gian tác động điều khiển đủ nhỏ so với hằng số thời gian hoặc chu kỳ của đối tượng thì có thể được coi là hệ điều khiển xung ([66-trang 17]) Theo [10] và [82], thời gian làm việc của một ĐCPLX khoảng từ 0,016s đến 0,020s; hằng số thời gian của

hệ ASS tên lửa sử dụng thiết bị ĐCPLX khoảng 0,1s; thời gian dẫn tên lửa đến mục tiêu không nhỏ hơn 1s Như vậy, trong trường hợp này, cách tiếp cận

hệ điều khiển xung của Miller trong bài toán dẫn là hợp lý, trong khi bài toán tổng hợp hệ ASS lại không thể coi là hệ điều khiển xung được

1.1.3 Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp tạo lực –

mô men kết hợp

Điều khiển quỹ đạo chuyển động tên lửa có thể được thực hiện bằng cánh lái khí động hoặc động cơ phản lực (xem mục 2.1) Việc kết hợp hai phương pháp tạo lực điều khiển này là giải pháp kỹ thuật mới được áp dụng làm tăng rõ rệt độ chính xác của tên lửa trong điều kiện áp suất động nhỏ (như khi tên lửa hoạt động ở độ cao lớn hoặc điều khiển chuyển hướng tên lửa ở giai đoạn phóng) và phải tiêu diệt mục tiêu có tính cơ động cao Điều khiển

kết hợp đã được triển khai thực tế cho nhiều loại tên lửa hiện đại như THAAD

và Patriot của Mỹ, Aster của Pháp, tổ hợp S-300 và S-400 của Nga Tương ứng với các giải pháp tạo lực – mô men điều khiển kết hợp, hệ ASS cũng có những thay đổi tương ứng về cấu trúc và thiết kế [20], [23], [24], [25], [31], [37], [38], [39], [56]

Về mặt cấu trúc, các hệ ASS kết hợp thường có hai kênh điều khiển: kênh điều khiển khí động và kênh điều khiển bằng động cơ phản lực Cơ chế kết hợp hoạt động giữa hai kênh điều khiển này có hai dạng: kết hợp song song ([20], [26], [31], [52], [56], [74]) và kết hợp nối tiếp bằng khóa chuyển mạch ([28], [77], [78], [79]) Kết hợp bằng khóa chuyển mạch chỉ có thể áp dụng cho trường hợp sử dụng riêng lẻ từng kênh điều khiển (khí động và phản lực), vì vậy không phát huy hết tính năng và không bổ trợ được cho nhau Theo hướng kết hợp song song, trong tài liệu [76], các tác giả sử dụng hàm trọng số của tín hiệu điều khiển góc quay cánh lái và độ lớn của phản lực Khi góc quay cánh lái đạt đến giá trị giới hạn thì trọng số của tín hiệu điều khiển hệ truyền động lái bằng không và trọng số của tín hiệu điều khiển phản lực đạt cực đại Khi đó, chỉ có thiết bị động cơ phản lực hoạt động Theo

cơ chế kết hợp này, phải đến khi góc quay cánh lái đạt đến giá trị giới hạn thì thiết bị động cơ phản lực mới có thể được kích hoạt Như vậy thiết bị động cơ phản lực được kích hoạt chậm sau một khoảng thời gian tối thiểu bằng quán tính của hệ truyền động lái Điều này rõ ràng đã chưa khai thác hết tính năng kích hoạt nhanh của thiết bị động cơ phản lực

Một số nghiên cứu về hệ kết hợp cũng giải quyết cả bài toán giảm thiểu năng lượng cần sử dụng của khối thiết bị động cơ phản lực và giảm sai số bám của hệ ASS [22], [57]

Tóm lại, đối với bài toán tổng hợp hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp khí động và phản lực dạng xung, mới chỉ có một số ít công trình đề cập đến tính chất rời rạc của kênh phản lực trong hệ ASS Cơ chế kết hợp hai kênh trong bộ điều khiển vẫn còn có những điểm hạn chế Vấn đề tối thiểu hóa số lượng ĐCPLX cần sử dụng và giải quyết hiện tượng không trơn đều của góc tấn công trong giai đoạn duy trì giá trị góc tấn công xác lập của tên lửa sử dụng thiết bị ĐCPLX cũng cần phải có những nghiên cứu cải thiện thêm

1.2 Tình hình nghiên cứu trong nước

Trong khi các nghiên cứu của nước ngoài có xu hướng ứng dụng các thành tựu của điều khiển hiện đại vào thiết kế hệ ASS nhằm làm tăng chất lượng điều khiển tên lửa thì ở trong nước dường như rất khó để tìm thấy các công trình nghiên cứu tương tự, ngay cả với đối tượng điều khiển là tên lửa cánh lái khí động Một số tài liệu có liên quan như sau:

Tài liệu [2] trình bày các vấn đề phân tích và thiết kế hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa cánh lái khí động trên cơ sở lý thuyết điều khiển kinh điển Việc phân tích và tổng hợp hệ thống điều khiển được thực hiện bằng cách sử dụng hàm truyền đạt cùng với đặc tính tần số Dựa trên đặc tính tần số, phần tử hiệu chỉnh được bổ sung vào để cải thiện chất lượng hệ thống Điểm bất lợi chính của các phương pháp trong lý thuyết điều khiển kinh điển là chỉ áp dụng cho các hệ tuyến tính, tham số bất biến theo thời gian

Tài liệu tham khảo [11] là một trong số ít các công trình nghiên cứu trong nước về bài toán tính toán và lựa chọn các tham số cơ bản của hệ ASS tên lửa điều khiển bằng cánh lái khí động và thiết bị động cơ phản lực xung Trong [11] đã tổng hợp lại một cách có hệ thống cơ sở thiết kế hệ tự động ổn định tên lửa Các sơ đồ cấu trúc điển hình của hệ ASS cũng được giới thiệu Tài liệu đưa ra quy trình 14 bước tính toán tham số hệ ASS trong những điều

kiện tên lửa có hoặc không có độ dự trữ ổn định tĩnh bằng việc sử dụng phương pháp giải tích Kết quả tính toán sau đó được sử dụng làm tham số khởi tạo cho chương trình tối ưu hóa trên bộ công cụ Simulink theo chỉ tiêu tác động nhanh và độ quá chỉnh cực đại Việc sử dụng phương pháp giải tích trong thiết kế hệ thống tự động ổn định trên khoang cho phép mô tả rõ ràng các quy luật ẩn, liên hệ các tham số động học cơ bản và hệ thống thiết bị điều khiển trên khoang với những đặc trưng cơ động đầu ra của tên lửa có điều khiển Tuy nhiên, phương pháp giải tích sẽ gặp khó khăn trong việc tìm ra các mối quan hệ dưới dạng biểu thức giải tích, nhất là khi phải quan tâm đến nhiều yếu tố tác động lên đối tượng Kênh điều khiển sử dụng thiết bị ĐCPLX cũng được tính toán tương tự như kênh điều khiển sử dụng cánh lái khí động, tính chất rời rạc hóa của thiết bị ĐCPLX được giải quyết bằng việc bổ sung vào sơ đồ cấu trúc phần tử giữ chậm có thời gian giữ chậm đúng bằng thời gian làm việc của một ĐCPLX Cách giải quyết này sử dụng lại được toàn bộ quy trình tính toán của kênh điều khiển khí động nhưng phải trả giá bằng việc chấp nhận sai số lớn

Trong tài liệu tham khảo [6] đã giải quyết được vấn đề cải tiến TLPK theo phương pháp tạo lực và mô men điều khiển mới Bằng cách trang bị bổ sung cho TLPK thiết bị tạo phản lực dạng xung tác động kiểu mô men, tài liệu [6], [13], [14] đã chứng minh được khả năng cơ động của TLPK tăng lên nhiều lần so với nguyên mẫu trước cải tiến, hiệu quả tiêu diệt mục tiêu hiện đại (bay cao, bay nhanh, cơ động) được cải thiện đáng kể nhờ phương pháp tạo lực - mô men điều khiển mới

Tuy nhiên do công trình nghiên cứu bị hạn chế theo khuôn khổ của một luận án, nên trong [6] những vấn đề liên quan tới: chất lượng, hiệu quả hệ thống điều khiển trên khoang; chất lượng hiệu quả của cả vòng điều khiển tự dẫn; vấn đề tối ưu hóa thuật toán điều khiển thiết bị ĐCPLX; vấn đề tính toán

thiết kế lựa chọn tham số bộ điều khiển, chọn cấu trúc kết hợp hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa và cuối cùng là xác suất tiêu diệt mục tiêu bằng một quả đạn chưa được giải quyết triệt để Thuật toán kích hoạt các ĐCPLX trong tài liệu [13] chưa thực sự tối ưu về hiệu quả sử dụng các ĐCPLX, vẫn có trường hợp mặc dù còn số lượng ĐCPLX chưa được sử dụng nhưng lại không được kích hoạt

Tóm lại, ở trong nước, các nội dung liên quan đến cơ sở tính toán tham

số cho hệ ASS tên lửa sử dụng kết hợp cánh lái khí động và động cơ phản lực vẫn còn khá khiêm tốn Điều đó đặt ra yêu cầu cần thiết phải có những nghiên cứu sâu hơn, đầy đủ hơn về lĩnh vực này

1.3 Đặt vấn đề nghiên cứu

Căn cứ những đánh giá tình hình nghiên cứu trong, ngoài nước và phân tích các mặt ưu, nhược điểm của những phương pháp nghiên cứu đã được sử dụng trong các tài liệu tham khảo, có thể phát biểu các vấn đề cần nghiên cứu trong luận án như sau:

Bài toán thứ nhất: Nghiên cứu tổng hợp hệ thống tự động ổn định trên

khoang tên lửa có chất lượng cao đáp ứng cho cả hai phương pháp tạo lực – mômen: khí động và phản lực xung

Bài toán thứ hai: Nghiên cứu tổng hợp bộ điều khiển và luật điều khiển

trong hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa đáp ứng những yêu cầu

cơ bản về: tính rời rạc; tính phi tuyến; giảm thiểu các đặc trưng kích thước, khối lượng, năng lượng của thiết bị động cơ phản lực, khi kết hợp cả hai phương pháp tạo lực – mô men điều khiển

Bài toán thứ ba: Đánh giá hiệu quả thiết kế thông qua thử nghiệm hệ

thống ASS trong vòng điều khiển kín tự dẫn trong các điều kiện bay của mục tiêu hiện đại

Điều kiện, cơ sở lý thuyết và cơ sở khảo sát để giải ba bài toán nêu trên được xác định trong các chương tiếp theo của luận án và có liên hệ chặt chẽ với việc xác định đối tượng, phạm vi và các phương pháp nghiên cứu đã trình bày trong phần Mở đầu

1.4 Kết luận chương

Nâng cao khả năng cơ động của tên lửa bằng các phương pháp tạo lực và

mô men điều khiển khí động kết hợp với phản lực là một trong những hướng nghiên cứu nhằm tăng hiệu quả chiến đấu của các loại tên lửa thế hệ mới Sự

bổ sung phương pháp tạo lực và mô men mới này dẫn đến phải giải quyết nhiều bài toán trong hệ thống điều khiển tên lửa, trong đó có vấn đề tổng hợp

hệ ASS điều khiển kết hợp Trong phần lớn các công trình nghiên cứu về hệ ASS điều khiển kết hợp, các phương pháp tổng hợp hệ phi tuyến của lý thuyết điều khiển được nghiên cứu áp dụng để giải quyết tính chất phi tuyến, làm tăng tính bền vững và tăng độ chính xác dẫn đối với mục tiêu có tính cơ động cao Các phân tích trong nghiên cứu tổng quan cho thấy, trong bài toán tổng hợp hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp khí động và phản lực dạng xung, mới chỉ có một số ít công trình đề cập đến tính chất rời rạc của kênh phản lực trong hệ ASS Cơ chế kết hợp hai kênh trong bộ điều khiển vẫn còn có những điểm hạn chế Vấn đề tối thiểu hóa số lượng ĐCPLX cần sử dụng và giải quyết hiện tượng không trơn đều của góc tấn công trong giai đoạn duy trì giá trị góc tấn công xác lập của tên lửa sử dụng thiết bị ĐCPLX cũng cần phải có những nghiên cứu cải thiện thêm

Điều quan trọng trong chương 1 là đã xác định được ba bài toán cơ bản

mà luận án cần giải quyết dựa trên cơ sở phân tích đánh giá tình hình nghiên cứu trong và ngoài nước Trong các chương tiếp theo, luận án sẽ đề cập tới cách tiếp cận các phương pháp giải ba bài toán đã nêu

Chương 2 TỔNG HỢP HỆ TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA

ĐIỀU KHIỂN BẰNG CÁNH LÁI KHÍ ĐỘNG

Xuất phát từ những giới hạn phạm vi nghiên cứu đó, chương này ngoài phần trình bày mô hình động lực học tên lửa trong mặt phẳng thẳng đứng (rãnh gật) và cấu trúc chung của hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa thì nội dung cơ bản của chương tập trung xây dựng một phương pháp tổng hợp

hệ ASS cho hai mô hình tên lửa riêng biệt như đã phát biểu trong bài toán thứ nhất ở chương 1, đó là mô hình tên lửa điều khiển bằng cánh lái khí động và

mô hình tên lửa điều khiển bằng động cơ phản lực dạng xung tác động kiểu

mô men Phương pháp tổng hợp được lựa chọn là phương pháp biểu đồ hệ số (CDM)

2.1 Một số phương pháp tạo lực và mô men điều khiển tên lửa

Xét về phương diện tạo lực – mô men điều khiển, tên lửa được chia thành 3 nhóm chính [75], [80]:

i) Điều khiển khí động (aerodynamic control) [2];

ii) Điều khiển bằng động cơ phản lực (reaction control) dạng xung hoặc dạng tỉ lệ [80];

iii) Sử dụng kết hợp khí động và động cơ phản lực [80]

Theo nguyên lý, phương pháp tạo lực – mô men điều khiển bằng động

cơ phản lực (ii) có 3 dạng điển hình như sau:

ii-1) Điều khiển bằng động cơ phản lực xung tác động kiểu mô men; ii-2) Điều khiển bằng động cơ phản lực tác động ngang;

ii-3) Điều khiển bằng làm lệch vector lực đẩy (thrust vector control) Phương pháp điều khiển bằng động cơ phản lực xung tác động kiểu mô men (ii-1) được thực hiện bằng hệ thống ĐCPLX nhiên liệu rắn, sử dụng một lần, đặt trên thân, vuông góc với trục dọc tên lửa, cách xa trọng tâm tên lửa ở khoảng cách xác định (hình 2.1, hình 2.2) Bằng phương pháp này, trong thời gian cực ngắn gia tốc pháp tuyến của tên lửa được tạo ra lớn hơn hẳn so với phương pháp sử dụng cánh lái khí động làm tăng đáng kể khả năng cơ động của tên lửa

Cánh lái khí động

Cánh ổn định

Thiết bị động cơ phản lực dạng xung

Hình 2.1: Tên lửa PAC-3 trong hệ thống phòng không Patriot

Hình 2.2: Mô hình tên lửa điều khiển bằng khí động và động cơ phản lực

xung tác động kiểu mô men

Mỗi phương pháp tạo lực và mô men điều khiển có những ưu nhược điểm nhất định Do đó gần đây xuất hiện nhiều nghiên cứu thử nghiệm mô hình tên lửa sử dụng kết hợp các phương pháp tạo lực – mô men điều khiển khác nhau nhằm tăng hiệu quả tiêu diệt mục tiêu của tên lửa khi bắn mục tiêu

cơ động nhanh và độ cao bay lớn

2.2 Mô hình động lực học của tên lửa với phương pháp tạo lực điều khiển kết hợp khí động và động cơ phản lực xung mô men

Theo các dạng sơ đồ khí động cơ bản, TLPK thông thường có hệ cánh và cánh lái đối xứng qua trục kiểu chữ thập (+) hay dấu nhân (×) Từ cách đặt vấn đề trên, suy ra sự đối xứng của các biểu thức lực và mô men khi chiếu lên các trục OY1 và OZ1 của hệ tọa độ liên kết Ta cũng đưa ra thêm điều kiện là xem xét các phương trình chuyển động khi nó bị lệch khỏi quỹ đạo động của phương pháp dẫn Điều đó cho phép không cần xét tác động thường xuyên của lực trọng trường và hạn chế bài toán bằng những phép xấp xỉ tuyến tính trong biểu thức các lực và mô men khí động

Xuất phát từ những đề xuất đơn giản hóa trên đây, ta chỉ cần nghiên cứu việc hình thành các lực và mô men điều khiển tên lửa trong mặt phẳng thẳng đứng (rãnh gật) và hạn chế không xét các mô men tạo ra chuyển động quay tên lửa quanh trục dọc (rãnh liệng) Các lực và mô men tác động lên tên lửa khi nó chuyển động trong mặt phẳng ngang (rãnh hướng) hoàn toàn tương đồng về cơ chế và nguyên lý như trong rãnh gật, chỉ khác nhau ở ký hiệu các tham số và đặc trưng

Các biểu thức của lực và mô men khí động của hai dạng sơ đồ khí động tên lửa “thông thường” và “con vịt” cũng sẽ khác nhau về dấu vì chịu ảnh hưởng của vị trí cánh lái sau hay trước trọng tâm tên lửa

2.2.1 Lực và mô men tạo bởi cánh lái khí động

Theo quy tắc về dấu của góc quay cánh lái, người ta quy định cánh lái có góc quay là dương (+) nếu nhìn từ phía đuôi theo trục dọc tên lửa, ta thấy rìa sau cánh lái chuyển động xuống phía dưới [84]

Ta xét tên lửa với sơ đồ khí động thông thường Tính tới quy tắc dấu, các biểu thức lực và mô men khí động do cánh lái tạo ra của tên lửa sơ đồ khí động thông thường có dạng sau [2], [80]:

q là áp lực khí động của tên lửa

2.2.2 Lực và mô men tạo bởi thiết bị động cơ phản lực xung

Một trong những phương pháp tạo lực điều khiển tên lửa bằng phản lực

là dùng các động cơ phản lực xung đặt vuông góc với trục dọc, cách xa trọng tâm tên lửa Phương pháp này thường được gọi là điều khiển bằng động cơ phản lực xung tác động kiểu mô men Khi có lệnh điều khiển, các động cơ được kích hoạt tạo ra phản lực và mô men làm quay thân tên lửa quanh tâm khối, tạo gia tốc góc, vận tốc góc, hình thành góc tấn công và góc trượt Kết quả của quá trình là tạo ra gia tốc pháp tuyến giúp tên lửa cơ động, hình thành quỹ đạo nhanh chóng tiếp cận mục tiêu Khi đó gia tốc pháp tuyến của tên lửa được hình thành lớn hơn hẳn so với phương pháp khí động truyền thống, cộng với thời gian tạo góc tấn công rất nhỏ sẽ tăng đáng kể khả năng cơ động của tên lửa

Số lượng các ĐCPLX và vị trí của chúng được lựa chọn và điều chỉnh nhờ bộ điều khiển trên khoang

Ta thiết lập biểu thức cho phản lực tạo mô men quay thân tên lửa cho trường hợp sử dụng hệ thống ĐCPLX tác động kiểu mô men như sau:

Các biểu thức tính lực và mô men phản lực được viết thông qua lực và

mô men tạo bởi một ĐCPLX [80]:

Với: P yi - hình chiếu của lực đẩy tạo bởi một ĐCPLX thứ "i" lên trục

OY1 hệ tọa độ liên kết; xMi - tọa độ so với trọng tâm tên lửa của loa phụt

ĐCPLX thứ i; n - số lượng ĐCPLX được sử dụng trong một lần điều

khiển

Giả sử tất cả các ĐCPLX đều có các thông số hoàn toàn giống nhau, tọa

độ tới từng ĐCPLX được tính gần đúng bằng tọa độ khối tâm của thiết bị ĐCPLX, ta có thể viết lại phương trình (2.3) và (2.4) như sau:

và ĐCPLX kiểu mô men có dạng như sau [77], [78], [80]:

m  - đạo hàm hệ số mô men cản;

c

m - tốc độ tiêu hao khối lượng nhiên liệu của động cơ; xL1, xL2 – tương ứng các tọa độ của miệng loa phụt và đáy của buồng đốt động cơ hành trình so với trọng tâm tên lửa; V là tốc độ tên lửa; m là khối lượng tên lửa

Trong các biểu thức lực khí động (2.7), thành phần đầu bên vế phải là thành phần lực khí động do góc tấn công α tạo ra, thành phần thứ ba là lực khí động do cánh lái tạo ra, thành phần thứ tư là lực do thiết bị ĐCPLX tạo ra Trong các biểu thức mô men khí động (2.8), thành phần đầu vế bên phải đặc trưng cho mô men ổn định, phụ thuộc vào độ dự trữ ổn định tĩnh Thành phần thứ hai và thứ ba đều là những mô men cản, trong đó thành phần thứ hai

là mô men cản khí động, còn thành phần thứ ba là mô men cản do gia tốc Coriolis tạo ra mà gia tốc này xuất hiện do tác động của dòng phản lực động

cơ hành trình lên tên lửa khi nó quay quanh trọng tâm Thành phần thứ tư là

mô men điều khiển, xuất hiện khi có góc lệch cánh lái khí động khỏi vị trí cân bằng Thành phần thứ năm là mô men điều khiển do thiết bị ĐCPLX tạo ra Gia tốc pháp tuyến tên lửa được tính theo công thức:

2.3 Chức năng của hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa

Các tính chất động học của tên lửa khi không có hệ tự động ổn định không thể đảm bảo độ chính xác dẫn [2], [11], [80] Điều đó được giải thích bằng sự thiếu mô men dập các dao động khí động và sự phụ thuộc nhiều của quá tải thực tế tạo được vào tính ổn định tĩnh của tên lửa Kết quả phản ứng của tên lửa dù có dự trữ ổn định tĩnh, nhưng không có ASS, trước tác động