Nghiên cứu đánh giá tính ổn định và điều khiển được của tên lửa đối hải dạng cánh máy bay

Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> NGHIÊN CỨU ĐÁNH GIÁ TÍNH ỔN ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN ĐƯỢC<br /> CỦA TÊN LỬA ĐỐI HẢI DẠNG CÁNH MÁY BAY<br /> Nguyễn Đức Thành*, Nguyễn Ngọc Lân<br /> Tóm tắt: Bài báo trình bày nội dung và phương pháp tiến hành đánh giá tính<br /> ổn định và điều khiển được của tên lửa đối hải dạng cánh máy bay. Từ cơ sở lý<br /> thuyết đã xây dựng chương trình tính toán các hệ số động lực học để xác định các<br /> hệ số truyền của các kênh điều khiển và đánh giá tính ổn định và điều khiển được<br /> của quỹ đạo tên lửa đối hải dạng cánh máy bay trong giai đoạn thiết kế sơ bộ.<br /> Từ khóa: Tính ổn định, Điều khiển được, Hệ số động lực học, Hệ số truyền, Quỹ đạo bay.<br /> <br /> 1. ĐẶT VẤN ĐỀ<br /> Quá trình nghiên cứu thiết kế chế tạo các tên lửa đối hải (TLĐH) thường bao gồm các<br /> giai đoạn chính sau: thiết kế sơ bộ, thiết kế kỹ thuật, thiết kế công nghệ và chế thử-thử<br /> nghiệm. Giai đoạn thiết kế sơ bộ đặc biệt quan trọng và ảnh hưởng rất lớn đến các giai<br /> đoạn tiếp theo. Trong giai đoạn thiết kế sơ bộ, căn cứ vào phương án phối trí tổng thể,<br /> phối trí khí động của quả đạn, hệ thống động lực, các tham số khối lượng quán tính định<br /> tâm và quỹ đạo bay của quả đạn để đưa ra phương án kiểm tra đánh giá tính ổn định và<br /> điều khiển được của tên lửa. Từ đó, đưa ra nhiệm vụ thiết kế cho hệ thống điều khiển, tính<br /> toán và lựa chọn hệ số truyền của vòng ổn định đảm bảo tính ổn định và điều khiển được<br /> của quỹ đạo bay đã lựa chọn. Tính ổn định của tên lửa là khả năng đảm bảo ổn định bay<br /> của tên lửa, có tính đến các khả năng thay đổi đặc tính bay trong giới hạn cho phép. Tính<br /> điều khiển được của tên lửa được đảm bảo nếu trên toàn quỹ đạo bay giá trị góc lệch của<br /> các cánh lái nhỏ hơn giá trị cho phép (góc lệch cực đại do đặc tính khí động quyết định).<br /> Nội dung bài báo trình bày phương pháp tiến hành đánh giá tính ổn định và điều khiển<br /> được của một loại TLĐH điển hình dạng cánh máy bay (P15U).<br /> 2. XÂY DỰNG MÔ HÌNH KHẢO SÁT ĐÁNH GIÁ TÍNH ỔN ĐỊNH VÀ ĐIỀU<br /> KHIỂN ĐƯỢC CỦA TÊN LỬA ĐỐI HẢI KIỂU CÁNH MÁY BAY<br /> 2.1. Các giả thiết chính và hệ phương trình mô tả chuyển động của TLĐH trong<br /> không gian<br /> Các giả thiết chính: Để khảo sát tính điều khiển được của tên lửa trong giai đoạn thiết<br /> kế sơ bộ chúng ta sử dụng một số giả thiết sau: tên lửa được khảo sát như một vật rắn có<br /> khối lượng và trọng tâm thay đổi, chuyển động trong khí quyển dưới tác dụng của lực và<br /> mô men lực đẩy của động cơ phóng và động cơ hành trình. Các hệ số và mômen khí động<br /> được tính gần đúng theo tài liệu tính toán khí động, sai số đặt lực đẩy dx=dy=dz=0.002m,<br /> sai số góc lực đẩy =0, nhiễu gió Wy=5m/s, Wx=Wz=0, không có sự tương quan chéo giữa<br /> các kênh, kênh kren ổn định tức thời<br /> Hệ phương trình tuyến tính mô tả chuyển động của TLĐH trong không gian<br /> - Phương trình chuyển động trong mặt phẳng thẳng đứng [1,5]:<br />  Z  a 1 . Z  a 2 .  a 3 A . BA  a 0 ;<br />    Z  a 4 .  a 6 .  a 5 A . BA  a 0 ; (1)<br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 41, 02 - 2016 3<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br />    Z  0;<br /> - Phương trình chuyển động trong mặt phẳng bên:<br /> <br />  Y  b1 .Y  b19 . X  b2 .  bEA . HA  b21A . EA  b0 ;<br />  X  b32 . Y  b 28 . X  b 29 .  b31 A . HA  b30 A . EA  b 0;<br /> <br />   b14 .Y  b15 . X  b4 .  b16 .  b5 A . HA  b0 ; (2)<br /> <br />   b8 . Y  b 24 .  0;<br />   b36 .     b35 .  0<br /> trong đó: X, Y, Z: là độ lệch của các hình chiếu của véc tơ tốc độ quay của tên lửa so<br /> với hệ toạ độ quán tính; OgXgYgZg từ các giá trị chương trình.<br /> , ,  , ,  : là độ lệch của các góc tấn, trượt, tầm, hướng, xoắn so với các giá trị của<br /> chương trình.<br /> BA, HA, EA: là các giá trị độ lệch tương tương của cánh lái từ những giá trị của<br /> chương trình.<br /> Các hệ số phía trái của phương trình (1), (2) là các hệ số của các sơ đồ động lực học (hệ<br /> số động học a.b) xác định theo tài liệu [5]<br /> 2.2. Xây dựng mô hình khảo sát<br /> Trong giai đoạn thiết kế sơ bộ tên lửa được khảo sát như một vật rắn có khối lượng và<br /> trọng tâm thay đổi, chuyển động trong khí quyển dưới tác dụng của lực và mô men lực đẩy<br /> của động cơ khởi động và hành trình. Sơ đồ vòng ổn định của tên lửa đối hải xét trong quá<br /> trình thiết kế sơ bộ như hình 1 sau [5]:<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 1. Sơ đồ vòng ổn định của tên lửa.<br /> Sơ đồ hàm truyền vòng điều khiển thể hiện trên hình 2, hàm truyền khâu tên lửa thể<br /> hiện trên hình 3.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 4 N. Đ. Thành, N. N. Lân, “Nghiên cứu đánh giá tính ổn định… dạng cánh máy bay.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 2. Hàm truyền vòng điều khiển.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 3. Hàm truyền khâu tên lửa.<br /> Để phân tích tính ổn định và điều khiển được của chuyển động góc (kênh tầm) của tên<br /> lửa dạng cánh máy bay (P15U) trên toàn bộ quỹ đạo bay ta sử dụng bộ số liệu đầu vào như<br /> sau [9]:<br /> + Khối lượng, tâm khối và các đặc trưng quán tính của tên lửa:<br /> t(s) m(kg) P_day(N) Xsm(m) Jx(kg.m2) Jy Jz<br /> 0 2312.0 12130.0 2.9585 255.41 4363.98 4401.85<br /> 1.34 2172.0 25514.62 2.87 224.39 4027.11 4035.82<br /> 1.35 1961.95 12130 2.69 169.87 3295.43 3254.77<br /> 1.36 1961.89 12130.0 2.69 169.87 3295.38 3254.73<br /> 30.00 1807.24 12130. 2.70 161.62 3161.68 3121.02<br /> 37.36 1767.52 5540.00 2.70 159.50 3127.32 3086.66<br /> 279.01 1131.98 5540.00 2.70 125.60 2577.89 2537.22<br /> + Các tham số khí động của tầng phóng và hành trình tên lửa P-15U<br /> - Diện tích mặt cắt phần hình trụ của thân S(m2): 0.4534<br /> - Đường kính hình trụ của thân D(m): 0.76<br /> - Toạ độ tâm áp theo kênh trúc ngóc và hướng Fxz, fxy.<br /> - Giá trị theo M của các thành phần: Cxo, Cy, Cy, mz, mz.<br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 41, 02 - 2016 5<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> - Hệ số lực cản Cx, lực nâng Cy, hệ số mô men chúc ngóc m2.<br /> - Hệ số mô men xoắn mx.<br /> + Đặc trưng phóng và hành trình của động cơ.<br /> - Thời điểm tách tầng phóng (s): 1,35<br /> - Sai số về góc giữa hướng các véc tơ lực đẩy của động cơ phóng và động cơ hành trình<br /> so với hướng của trục dọc tên lưa trong mặt phẳng OXY và OXZ CY= MY= CZ=MZ<br /> =0,50.<br /> - Các thành phần sai số điểm đặt của các véc tơ lực đẩy ở giai đoạn phóng và giai đoạn<br /> bay hành trình chiếu trên các trục của hệ toạ độ liên kết XC=YC =ZC =XM =YM<br /> =ZM =2 mm.<br /> + Đặc trưng đạn đạo (các tham số quỹ đạo bay).<br /> + Các thông số nhiễu loạn (tác động của gió, độ lệch tâm lực đẩy của động cơ).<br /> Các tham số đối với máy lái kênh tầm như sau: Hệ số phẩm chất Da = 70 (1/s)<br /> Góc lệch cực đại = 15 độ, Hằng số thời gian tác động  = 0,02s.<br /> Biên ổn định được xây dựng theo phương trình đặc trưng của vòng ổn định kín, biểu<br /> thức có dạng cơ bản như sau [5]:<br /> C0.Pn + C1.Pn – 1 + C2.Pn – 2 + .....+ Cn –1.P + Cn = 0<br /> Ở đây: P - Toán tử laplax.<br /> Bậc cao nhất n có thể bằng 7 và 5 (đối với kênh tầm hay kênh hướng tương ứng<br /> trong hai giai đoạn ), 6 và 4 (đối với kênh xoắn trong 2 giai đoạn);<br /> C0, C1, C2, ......., Cn – 1, Cn - là các hệ số phụ thuộc hệ số động lực học của tên lửa, đặc trưng<br /> của tuyến lái, hệ số truyền.<br /> Dựa theo các cơ sở lý thuyết, các số liệu về một tên lửa đối hải dạng cánh máy bay (kiểu<br /> P-15U) ta có thể tiến hành xây dựng mô hình để khảo sát tính ổn định và điều khiển được<br /> của quỹ đạo tên lửa. Chương trình được viết trên phần mềm MATLAB – SIMULINK. Từ<br /> các số liệu của một tên lửa giả định ta xây dựng được vùng ổn định kênh tầm trên mặt phẳng<br /> hiệu chỉnh như trên hình 4 với các hệ số truyền của vòng ổn định Kϑ , Kϑ’.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 4. Vùng ổn định kênh tầm.<br /> <br /> <br /> 6 N. Đ. Thành, N. N. Lân, “Nghiên cứu đánh giá tính ổn định… dạng cánh máy bay.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> 4. KẾT QUẢ KHẢO SÁT<br /> Trong nội dung nghiên cứu của bài báo sử dụng tiêu chuẩn ổn định tần số (xác định độ<br /> dự trữ ổn định theo biên độ và pha). Sau đây trình bày kết quả khảo sát tính ổn định và<br /> điều khiển được tại các thời điểm của một quỹ đạo bay cụ thể của tên lửa P-15U.<br /> Các chỉ tiêu cụ thể cần đạt được đối với vòng ổn định:<br /> - Độ dự trữ ổn định theo biên độ không nhỏ hơn 10db khi tính với các đặc tính danh<br /> nghĩa của các phần tử trong vòng ổn định và không nhỏ hơn 6db khi tính toán với các đặc<br /> tính có các sai số.<br /> - Độ dự trữ ổn định theo pha không nhỏ hơn 400...500 khi tính với các đặc tính danh<br /> nghĩa của các phần tử trong vòng ổn định và không nhỏ hơn 300 khi tính toán với các đặc<br /> tính có các sai số.<br /> - Đối với hệ thống điều khiển phải đảm bảo tính (điều khiển được) thể hiện bởi góc<br /> lệch cực đại của các cánh lái luôn nhỏ hơn góc lệch cực đại cho phép (  < max ).<br /> Khi nhập các số liệu đầu vào ta sẽ tính được các hệ số động học, các góc lệch cánh lái,<br /> các hệ số của vòng ổn định tại các thời điểm trên quỹ đạo bay. Xây dựng đồ thị đặc tính<br /> biên độ tần số và pha tần số của vòng ổn định với các hệ số truyền đã chọn tại thời điểm<br /> 1.34s như trên hình 5. Bằng đồ thị này có thể kiểm tra được tính ổn định và độ dự trữ về<br /> biên độ và pha của hệ thống (vòng ổn định kênh tầm). Đồ thị thứ nhất - Đặc tính tần số<br /> biên độ Lôgarit L(): trục tung L() đơn vị db, trục hoành tần số chia theo thang lôgarit<br /> thập phân (lg). Đồ thị thứ 2 - Đặc tính tần số pha Lôgarit  (): trục tung đơn vị tính là<br /> độ, trục hoành tần số chia theo thang lôgarit thập phân (lg).<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 5. Đặc tính biên độ tần số và pha tần số tại t=1.34s.<br /> Trên các đồ thị hình 5 có xuất hiện các điểm đột biến về biên độ và pha tại các tần số<br /> cộng hưởng CH của hệ thống, tại điểm này hệ thống làm việc tốt nhất, giá trị cực đại tại<br /> điểm này là chỉ tiêu dao động. Tại các điểm tần số cắt  xác định được độ dự trữ biên độ<br /> và pha của hệ thống. Trên các hình 6,7,8 thể hiện quá trình quá độ góc teta, teta_s và góc<br /> lệch cánh lái tại thời điểm 1.34s.<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 41, 02 - 2016 7<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 6. Quá trình quá độ của góc teta(t): trục tung là góc teta (độ)<br /> và trục hoành là thời gian (s).<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 7. Quá trình quá độ của tốc độ góc teta_s: trục tung là tốc độ góc teta (độ/s)<br /> và trục hoành là thời gian (s).<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 8. Quá trình quá độ của góc  (Deta): trục tung góc cánh lái (độ),<br /> trục hoành thời gian (s).<br /> Trên bảng 1 trình bày kết quả khảo sát tại một số thời điểm chính của quỹ đạo.<br /> <br /> <br /> <br /> 8 N. Đ. Thành, N. N. Lân, “Nghiên cứu đánh giá tính ổn định… dạng cánh máy bay.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> Bảng 1. Kết quả khảo sát tại các thời điểm của phương án P15U.<br /> Thời gian Góc lệch yêu cầu của Độ dự trữ Độ dự trữ<br /> xét (s) cánh lái độ cao K K  Biên độ (db) pha (độ)<br /> 1 7.476049 161.0320 15.3077 7.97 44.7<br /> 1.34 6.041077 97.5089 9.4615 7.76 45.3<br /> 1.35 21.719259 74.1103 7.1923 7.99 45.3<br /> 1.36 18.757791 78.9146 7.2692 7.82 44.1<br /> 7.69 12.190283 60.2313 5.4462 7.43 43.8<br /> 7.70 3.245845 62.7224 5.5077 7.28 43.1<br /> 8.3 0.958344 52.7580 4.9615 7.91 44.7<br /> 8.5 2.684941 51.5125 5.1000 7.62 45.9<br /> 35.97 5.191676 15.4626 1.4585 7.35 45.3<br /> 35.98 5.197390 15.4804 1.4708 7.24 45.4<br /> 100 4.244102 11.5480 1.1146 7.46 46<br /> 200 3.645616 9.1103 0.9369 7.86 47.7<br /> 279 3.233998 8.2562 0.8423 8.07 47.8<br /> <br /> <br /> Qua nghiên cứu khảo sát tại một số điểm trên quỹ đạo của tên lửa kiểu P15U phương<br /> án cải tiến ta có các nhận xét như sau:<br /> - Tính ổn định của tên lửa vẫn đảm bảo được (độ dự trữ về biên độ nhỏ nhất là 7.24db<br /> và độ dự trữ pha nhỏ nhất là 43.1 độ).<br /> - Góc lệch cánh lái yêu cầu lớn nhất đối với kênh tầm giai đoạn phóng và bay hành<br /> trình (giai đoạn lấy độ cao) có lúc lớn hơn 150. Trong giai đoạn bay bằng góc lệch cánh lái<br /> yêu cầu lớn nhất là 5.19 độ.<br /> Do đó, phương án quỹ đạo P15U cải tiến cần phải có góc lệch cánh lái chương trình<br /> phù hợp và giải pháp nâng cao hiệu quả hoặc tăng góc quay cánh lái lớn hơn để đảm bảo<br /> tính điều khiển được.<br /> 5. KẾT LUẬN<br /> Các tác giả đã tiến hành xây dựng mô hình tính toán và khảo sát quỹ đạo bay của<br /> TLĐH dạng cánh máy bay (tên lửa P-15U) dựa vào các phương trình tuyến tính mô tả<br /> chuyển động của tên lửa. Bằng chương trình này có thể tiến hành đánh giá, kiểm tra sơ bộ<br /> xem quỹ đạo đưa ra có ổn định và điều khiển được hay không. Đồng thời đưa ra các yêu<br /> cầu thiết kế sơ bộ đối với hệ thống điều khiển. Bài báo đã tiến hành khảo sát đánh giá tính<br /> ổn định và điều khiển được với bộ số liệu và quỹ đạo bay của tên lửa kiểu P-15U.<br /> TÀI LIỆU THAM KHẢO<br /> [1]. Nguyễn Đức Cương, “Mô hình hoá và mô phỏng chuyển động của các khí cụ bay tự<br /> động”, Nhà xuất bản QĐND, Hà nội, (2002).<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 41, 02 - 2016 9<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> [2]. Báo cáo tổng kết đề tài nền, “Tính toán thiết kế mẫu nguyên lý và triển khai chế tạo<br /> một số cụm chức năng của tên lửa hành trình đối hải dưới âm”, Nhánh 1, Chủ nhiệm<br /> Trần Đức Trung, (2005).<br /> [3]. Nguyễn Thương Ngô, “Lý thuyết điều khiển tự động hiện đại”, NXB Khoa học và kỹ<br /> thuật, Hà nội, (1999).<br /> [4]. Nguyễn Hoàng Hải, Nguyễn Việt Anh, “Lập trình MATLAB và ứng dụng”, NXB<br /> Khoa học và kỹ thuật, Hà nội, (2009).<br /> [5]. Методика анализа устойчивости и выбора алгоритмов стабилизации ракеты.<br /> [6]. Лебедев A. A., “ЧернобровкинЛ. C. Динамика беспилотных летательных<br /> аппаратов”, Машиностроение, М. (1973).<br /> [7]. Γoлyбeв И. С. и другие, “Проекmирование зениmных уnравляемых ракеm”, М.,<br /> МАИ, (1999).<br /> [8]. Лебедев А.А, Л С.Чернобровкин , “Динамика nолёmа бесnилоmных аnараmов”,<br /> Мосва, Машиностроение, (1973).<br /> [9]. Tài liệu TMKT tên lửa P-15U.<br /> ABSTRACT<br /> RESEARCH, ASSESS THE STABILITY AND CONTROLLABILITY<br /> OF ANTI SHIP MISSILES WITH FIXED WING AIRCRAFT<br /> This paper presents the content and methods of assessing the stability and<br /> controllability of anti ship missiles with fixed wing aircraft. Based on the theoretical<br /> basis, built the program for calculating the kinetic coefficients to determine the<br /> transmission ratios of the control channel and assess the stability and<br /> controllability of anti ship missile with fixed wing aircraft during the preliminary<br /> design phase.<br /> Keywords: Stability, Controllability, Kinetic coefficient, Transmission ratio.<br /> <br /> Nhận bài ngày 15 tháng 12 năm 2015<br /> Hoàn thiện ngày 22 tháng 01 năm 2016<br /> Chấp nhận đăng ngày 23 tháng 02 năm 2016<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> §Þa chØ: Viện Tên lửa, Viện Khoa học và Công nghệ quân sự.<br /> *<br /> Email: thanhnd37565533@gmail.com<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 10 N. Đ. Thành, N. N. Lân, “Nghiên cứu đánh giá tính ổn định… dạng cánh máy bay.”<br />