Nghiên cứu phương pháp xây dựng quỹ đạo chuẩn của tên lửa đất đối đất

Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> NGHIÊN CỨU PHƯƠNG PHÁP XÂY DỰNG QUỸ ĐẠO CHUẨN<br /> CỦA TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT<br /> Đặng Võ Công1*, Nguyễn Đức Cương2, Nguyễn Đức Thành3,<br /> Đặng Công Vụ4, Phạm Tuấn Hùng1<br /> Tóm tắt: Để điều khiển tên lửa (TL) đất đối đất bắn trúng mục tiêu cố định<br /> chúng ta phải tính toán trước một quỹ đạo lý tưởng, đó là quỹ đạo với giả thiết TL<br /> không chịu tác động của các sai số kỹ thuật, môi trường không khí không có nhiễu<br /> động, thường gọi là quỹ đạo chuẩn. Bài báo đề xuất phương pháp xây dựng quỹ đạo<br /> chuẩn cho một loại TL đất đối đất giả định bắn mục tiêu cố định gồm 3 giai đoạn:<br /> giai đoạn đầu phóng tăng tốc có điều khiển, giai đoạn giữa TL bay theo quỹ đạo “đạn<br /> đạo” không có điều khiển ở độ cao lớn và giai đoạn cuối hiệu chỉnh vào mục tiêu.<br /> Từ khóa: Tên lửa, Tên lửa đất đối đất, Quỹ đạo chuẩn, Lực Coriolis.<br /> <br /> 1. ĐẶT VẤN ĐỀ<br /> Quỹ đạo bay của tên lửa đạn đạo nói chung và tên lửa đất đối đất nói riêng thế hệ cũ<br /> thường bao gồm 2 giai đoạn. Giai đoạn đầu là giai đoạn phóng, tăng tốc, trong giai đoạn<br /> này có hoạt động của động cơ đẩy, tên lửa (TL) sẽ được phóng với góc phóng thẳng đứng<br /> để nhanh chóng vượt qua tầng khí quyển với mật độ dày đặc, trong giai đoạn này TL có<br /> điều khiển. Giai đoạn thứ hai là giai đoạn quỹ đạo “đạn đạo” (balistic), sau khi kết thúc<br /> điều khiển TL bay theo quán tính trong môi trường mật độ không khí loãng ở độ cao lớn,<br /> do đó sai số điểm rơi lớn (ví dụ tên lửa SCUD có độ tản mát điểm rơi lên đến hàng nghìn<br /> mét [8]). Ngày nay, với sự phát triển mạnh mẽ của kỹ thuật đo lường - điều khiển đã cho<br /> ra đời những thiết bị đo với độ chính xác cao [5, 6], các thuật toán thông minh ngày càng<br /> được ứng dụng có hiệu quả, trong lĩnh vực TL đất đối đất phát triển theo hướng có điều<br /> khiển giai đoạn cuối với độ chính xác rất cao. Ví dụ TL Extra do tập đoàn IMI của Israen<br /> sản xuất có sai số tản mát điểm rơi (Cicular Eror of Probability-CEP) là 10m [7]. Trên thế<br /> giới, trong những năm gần đây, việc nghiên cứu bài toán điều khiển quỹ đạo cho các tên<br /> lửa đất đối đất theo hướng có thêm hiệu chỉnh giai đoạn cuối với độ chính xác cao là<br /> hướng tiếp cận chủ yếu và đã đạt được những kết quả khả quan.<br /> Các TL đất đối đất thế hệ cũ thường được điều khiển theo chương trình, theo đó, góc<br /> chúc ngóc chương trình được tính toán là các hàm theo thời gian [3, 10]. Một hướng đi<br /> khác cũng điều khiển theo chương trình nhưng các bộ số liệu chương trình được xây dựng<br /> không những về góc mà còn về quỹ đạo bao gồm kinh độ, vĩ độ và độ cao. Tuy nhiên, cụ<br /> thể việc hình thành một quỹ đạo chương trình như thế nào thì chưa có tài liệu nào công bố.<br /> Trong bài báo này, nhóm tác giả đề xuất một phương pháp xây dựng quỹ đạo chương trình<br /> cho TL đất đối đất (quỹ đạo chuẩn). Đó là quỹ đạo lý tưởng với giả thiết TL không chịu<br /> tác động của các sai số kỹ thuật, môi trường không khí không có nhiễu động. Sau khi đã<br /> xây dựng được quỹ đạo chuẩn, TL sẽ được điều khiển để bám theo quỹ đạo này đến mục<br /> tiêu một cách chính xác.<br /> Để bám được quỹ đạo, ngoài thông tin về quỹ đạo chuẩn, TL phải luôn được cập nhật<br /> thông tin về quỹ đạo hiện thời (kinh độ, vĩ độ, độ cao). Như đã biết, thông thường trên các<br /> TL thế hệ cũ được trang bị hệ thống dẫn đường quán tính có đế để xác định các tham số quỹ<br /> đạo theo nguyên lý tích phân hai lần gia tốc trong hệ tọa độ quán tính. Các TL thế hệ mới<br /> ngoài hệ thống dẫn đường quán tính có thể còn được trang bị hệ thống dẫn đường vệ tinh đa<br /> hệ thống [5] với độ chính xác xác định tọa độ mặt phẳng ngang (kinh độ, vĩ độ) khá cao<br /> (±3m). Ngày nay, có nhiều thiết bị dựa trên công nghệ MEMS kết hợp cùng một lúc các loại<br /> cảm biến quán tính, từ trường, khí áp và định vị qua vệ tinh nên có độ chính xác rất cao, kích<br /> thước rất nhỏ, ví dụ như bộ cảm biến trong [6].<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 53, 02 - 2018 3<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> 2. BÀI TOÁN ĐIỀU KHIỂN QUỸ ĐẠO VÀ PHƯƠNG PHÁP XÂY DỰNG QUỸ<br /> ĐẠO CHUẨN CHO TL ĐẤT ĐỐI ĐẤT<br /> Quỹ đạo đề xuất cho TL đất đối đất có 3 giai đoạn (hình 1). Giai đoạn đầu là giai đoạn<br /> phóng tăng tốc, trong giai đoạn này TL được phóng thẳng đứng và có điều khiển. Giai<br /> đoạn thứ hai là giai đoạn quỹ đạo “đạn đạo”, TL bay theo quán tính không có điều khiển<br /> trong môi trường mật độ không khí rất loãng ở độ cao lớn. Giai đoạn thứ hai được tính cho<br /> đến khi TL mất dần độ cao theo quỹ đạo “đạn đạo” đến một độ cao nhất định, lúc này mật<br /> độ không khí đủ lớn cánh lái khí động có hiệu lực, để bắt đầu vào giai đoạn thứ 3 (giai<br /> đoạn cuối) có điều khiển (hiệu chỉnh), trong giai đoạn này TL được hiệu chỉnh chính xác<br /> vào mục tiêu. Như vậy, sự khác nhau giữa quỹ đạo đề xuất và quỹ đạo của các TL đất đối<br /> đất thế hệ cũ ở chỗ giai đoạn cuối có điều khiển.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 1. Quỹ đạo đề xuất cho TL đất đối đất.<br /> 2.1. Bài toán điều khiển bám quỹ đạo giai đoạn đầu<br /> Mục đích của việc điều khiển quỹ đạo giai đoạn đầu là làm sao cho đến thời điểm kết<br /> thúc điều khiển sai số góc và vị trí của TL so với góc và vị trí tương ứng trên quỹ đạo<br /> được tính toán trước là nhỏ nhất có thể, khi đó quỹ đạo “đạn đạo” trong giai đoạn tiếp theo<br /> sẽ lệch một lượng ít nhất so với quỹ đạo tính toán, điều này tạo thuận lợi cho việc hiệu<br /> chỉnh quỹ đạo giai đoạn cuối bớt đi gánh nặng, bởi trong giai đoạn cuối vận tốc của TL đã<br /> giảm nhiều, thời gian hiệu chỉnh ngắn, hơn nữa năng lượng dự trữ hạn chế.<br /> H<br /> <br /> V<br />   1<br /> <br /> <br /> Thời điểm kết<br /> thúc điều khiển<br /> <br /> <br /> <br /> L<br /> <br /> Hình 2. Quỹ đạo giai đoạn đầu, phóng thẳng đứng và tăng tốc.<br /> <br /> <br /> 4 Đ. V. Công, …, P. T. Hùng, “Nghiên cứu phương pháp xây dựng quỹ đạo … đất đối đất.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> Như vậy, có thể thấy rằng quỹ đạo của giai đoạn thứ 2 phụ thuộc chặt chẽ vào 2 tham<br /> số: vận tốc V1 và góc nghiêng quỹ đạo 1 tại điểm kết thúc điều khiển Tdk (hình 2). Trong<br /> giai đoạn đầu cần đảm bảo sao cho tại thời điểm kết thúc điều khiển các tham số này phải<br /> đạt được giá trị gần nhất với giá trị mong muốn được tính toán trước.<br /> * Lựa chọn thời điểm kết thúc điều khiển:<br /> Sơ bộ có thể lựa chọn thời điểm kết thúc điều khiển trùng với thời điểm hết lực đẩy, tuy<br /> nhiên, do sự khắc nghiệt của giai đoạn phóng lực đẩy lớn, vận tốc tuy đang tăng mạnh<br /> nhưng lúc đầu còn nhỏ dẫn đến hiệu lực điều khiển của cặp cánh lái khí động thấp nên ta<br /> mong muốn có thể kéo dài thời gian điều khiển để TL có đủ thời gian sửa sai quỹ đạo<br /> nhằm đạt được quỹ đạo gần với quỹ đạo tính toán nhất. Như vậy, có thể chọn thời gian<br /> điều khiển dài hơn thời gian tồn tại lực đẩy một chút. Việc kéo dài thêm thời gian điều<br /> khiển sau khi đã hết lực đẩy sẽ căn cứ vào 2 tiêu chí: hiệu lực điều khiển của cặp cánh lái<br /> V 2<br /> khí động (thành phần ) và năng lượng dự trữ cho cơ cấu chấp hành (các máy lái).<br /> 2<br /> * Lựa chọn phương án phóng thẳng đứng<br /> Để thay đổi cự li bắn thông thường có 2 cách: thứ nhất, có thể thay đổi góc phóng bằng<br /> cách thay đổi góc nghiêng của ống phóng dưới mặt đất. Thứ hai, có thể sử dụng phương<br /> pháp phóng thẳng đứng sau đó “bẻ” góc nghiêng quỹ đạo theo chương trình định trước<br /> phụ thuộc vào cự li cần bắn tới. Việc lựa chọn phương án nào là tùy thuộc vào nhà thiết<br /> kế, tuy nhiên ngày nay đa số các TL đất đối đất sử dụng phương pháp phóng thẳng đứng<br /> bởi nó có những ưu điểm chính sau đây:<br /> - Thứ nhất, khi TL đặt thẳng đứng sẽ tiết kiệm được không gian bố trí và dễ dàng hơn<br /> trong công tác ngụy trang, bảo vệ. Đối với TL bảo vệ bờ biển (TL bờ), việc phóng thẳng<br /> đứng tạo ra khả năng phóng từ sau núi làm cho đối phương rất khó đánh trả;<br /> - Thứ hai, việc phóng thẳng đứng có lợi thế về mặt chiến thuật, dễ dàng thay đổi hướng<br /> phóng bởi TL được phóng thẳng đứng có thể điều chỉnh xoay về bất kỳ hướng nào theo ý<br /> đồ chiến thuật sau khi đã được phóng lên;<br /> - Với phương án phóng thẳng đứng có thể tận dụng giai đoạn này để bẻ góc nghiêng quỹ<br /> đạo sao cho có thể đạt được các cự li khác nhau mà không cần điều chỉnh ống phóng, do đó,<br /> cơ cấu cơ khí hoặc thủy lực để điều chỉnh ống phóng không cần quá phức tạp và cồng kềnh.<br /> * Thuật toán điều khiển bám quỹ đạo trong giai đoạn đầu<br /> Mục đích của thuật toán điều khiển giai đoạn đầu là làm sao cho TL bám sát được theo<br /> quỹ đạo chuẩn đến thời điểm kết thúc điều khiển. Để thực hiện thuật toán này ta cần tạo ra<br /> bộ số liệu quỹ đạo chuẩn, sau đó sẽ nạp vào máy tính trên khoang (MTTK). Trong khi<br /> bay, MTTK sẽ so sánh tọa độ hiện thời với quỹ đạo chuẩn để ra lệnh cho các cánh lái sửa<br /> sai, đưa quỹ đạo hiện thời về gần nhất với quỹ đạo chuẩn [2].<br /> Với nhóm TL đất đối đất thường giai đoạn đầu có lực đẩy lớn gấp nhiều lần so với<br /> trọng lượng, do vậy, sai số giữa vectơ lực đẩy so với trục đối xứng của nó có thể là thành<br /> phần chủ yếu gây nên sai lệch quỹ đạo. Ngay cả khi mọi điều kiện khác là lý tưởng (cảm<br /> biến không có sai số, không tính sự ảnh hưởng của gió..) thì sai số do véc tơ lực đẩy cũng<br /> có thể làm thay đổi đáng kể quỹ đạo bay của TL đến mức không thể chấp nhận được [1].<br /> Do vậy, trong giai đoạn đầu, thuật toán điều khiển cần xây dựng sẽ hướng tới việc khắc<br /> phục ảnh hưởng của sai số véc tơ lực đẩy so với trục dọc của TL. Nghĩa là thuật toán điều<br /> khiển sẽ phải đảm bảo cho TL bay ổn định theo một quỹ đạo gần nhất với quỹ đạo chuẩn<br /> khi áp đặt một lượng đủ lớn sai số véc tơ lực đẩy so với trục dọc của nó.<br /> 2.2. Bài toán hiệu chỉnh quỹ đạo giai đoạn cuối<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 53, 02 - 2018 5<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> Bài toán hiệu chỉnh vào mục tiêu giai đoạn cuối có liên quan mật thiết và phụ thuộc rất<br /> nhiều vào bài toán điều khiển bám quỹ đạo trong giai đoạn đầu. Nếu giai đoạn đầu việc<br /> điều khiển đạt được quỹ đạo sát nhất với quỹ đạo chuẩn thì đến thời điểm bắt đầu vào hiệu<br /> chỉnh giai đoạn cuối, vị trí của TL sẽ nằm trong elipse tản mát với bán kính nhỏ nhất so<br /> với vị trí chuẩn đã được tính toán, lúc này việc hiệu chỉnh quỹ đạo vào mục tiêu sẽ dễ dàng<br /> hơn. Thời điểm bắt đầu vào hiệu chỉnh là khi TL hạ xuống độ cao đủ nhỏ gặp lớp không<br /> khí với mật độ dày đặc lúc này cặp cánh lái khí động mới có hiệu lực điều khiển (hình 3),<br /> bởi trong giai đoạn cuối vận tốc của TL đã giảm nhiều.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 3. Hiệu chỉnh giai đoạn cuối. Hình 4. Đa dạng hóa các quỹ đạo tấn công.<br /> Trong giai đoạn cuối cũng có thể đa dạng hóa các quỹ đạo tấn công nhằm nâng cao<br /> hiệu quả về mặt chiến thuật (hình 4).<br /> Ngoài quỹ đạo trung gian (đường cong 1, hình 4) có thể điều khiển TL bay tấn công<br /> mục tiêu theo quỹ đạo thấp để tránh phát hiện của radar (đường cong 3) hoặc vươn cao tấn<br /> công với quỹ đạo thẳng đứng (đường cong 2) nhằm gây khó khăn cho các hỏa lực phòng<br /> không của đối phương. Cũng cũng có thể sử dụng quỹ đạo vươn xa tận dụng độ cao để tấn<br /> công mục tiêu ở cự li tối đa (đường cong 4). Do khuôn khổ bài báo có hạn nên vấn đề này<br /> sẽ được trình bày trong bài báo tiếp theo.<br /> 2.3. Phương pháp xây dựng quỹ đạo chuẩn<br /> Như đã đề cập ở trên, quỹ đạo chuẩn là quỹ đạo tính toán lý tưởng khi TL chưa cần<br /> điều khiển giai đoạn cuối đã bay trúng mục tiêu với điều kiện bỏ qua các sai số và nhiễu<br /> động môi trường bên ngoài. Trên quan điểm về điều khiển, ta cần chọn quỹ đạo sao cho ít<br /> phải lệch cánh lái nhất làm quỹ đạo chuẩn vì bấy giờ, khi có sai số thì cánh lái còn dự trữ<br /> nhiều nhất để có thể sửa sai quỹ đạo. Quỹ đạo chuẩn được xây dựng theo tiêu chí sau: có<br /> đoạn đầu phóng thẳng đứng sau đó ngả dần theo hướng đến mục tiêu trong mặt phẳng bắn<br /> và TL trúng mục tiêu ở cự li D cho trước.<br /> Do giai đoạn 2 TL hết lực đẩy, bay theo quán tính với quỹ đạo “đạn đạo” nên cự li tại<br /> điểm rơi của TL sẽ được quyết định bởi vận tốc V1 và góc nghiêng quỹ đạo 1 tại thời<br /> điểm kết thúc điều khiển (hình 5). Mặt khác, góc 1 này lại được quyết định bởi việc áp<br /> đặt quá tải pháp tuyến n y vào TL từ lúc bắt đầu phóng cho đến thời điểm kết thúc điều<br /> khiển đã được lựa chọn (Tdk) (biểu thức 1).<br /> n1 , 0  t  Tdk<br /> ny   (1)<br /> 0, t  Tdk<br /> <br /> <br /> 6 Đ. V. Công, …, P. T. Hùng, “Nghiên cứu phương pháp xây dựng quỹ đạo … đất đối đất.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> H<br /> <br /> <br /> V<br /> <br /> 1<br /> n y  n1<br /> n y  n2<br /> n y  n3<br /> Thời điểm kết<br /> thúc điều khiển<br /> <br /> <br /> M3 M2 M 1 L<br /> Hình 5. Cự li điểm rơi phụ thuộc vào quá tải pháp tuyến.<br /> Để xây dựng quỹ đạo chuẩn ta chỉ cần xét chuyển động của tâm khối TL, nghĩa là coi<br /> TL là chất điểm chuyển động, phương trình biểu diễn sự thay đổi góc nghiêng quỹ đạo<br /> trong mặt phẳng đứng:<br /> d Y g<br />   cos  (2)<br /> dt mV V<br /> Nhìn vào phương trình (2) ta thấy để bẻ nghiêng quỹ đạo sao cho đạt được cự li mong<br /> muốn ta phải tác động làm thay đổi thành phần lực nâng Y để tạo quá tải pháp tuyến kéo quỹ<br /> đạo cong xuống. Giả sử, ta áp đặt được một giá trị quá tải n y trong thời gian dự định điều<br /> khiển (nghĩa là Y  n y .mg ) để quỹ đạo của TL sẽ bị kéo xuống và làm cho cự li bay tăng lên:<br /> <br /> d  ny g g g<br />   cos   (n y  cos  ) (3)<br /> dt V V V<br /> Tùy theo độ lớn của quá tải pháp tuyến n y mà quỹ đạo được bẻ nghiêng khác nhau, khi<br /> đó các cự li đạt được cũng khác nhau (hình 5). Để đạt được một cự li mong muốn D cần<br /> phải tác động vào TL một quá tải pháp tuyến n y  n1 nào đó sao cho góc nghiêng quỹ đạo<br /> tại thời điểm kết thúc điều khiển đạt được một giá trị 1 . Như vậy, sẽ có sự phụ thuộc chặt<br /> chẽ giữa giá trị quá tải pháp tuyến cần áp đặt vào cự li mong muốn n1  f ( D ) . Khi cho<br /> trước cự li mục tiêu D, thông qua giải bài toán ngược bằng phương pháp số sẽ tìm được<br /> giá trị n1 .<br /> Trên đây là phương pháp xây dựng quỹ đạo chuẩn cho một lớp TL đất đối đất. Tuy<br /> nhiên, những phân tích ở trên mới chỉ xét TL như một chất điểm chuyển động trong không<br /> gian chưa tính đến độ cong bề mặt trái đất và các hiệu ứng do chuyển động quay của Trái<br /> đất quanh trục của nó gây ra, hiệu ứng Coriolis. Đối với các khí cụ bay tự động có tầm bay<br /> giới hạn trong khoảng vài chục km trở lại, thời gian bay ngắn, người ta thường coi Trái đất<br /> đứng yên có bề mặt là phẳng và bỏ qua sự ảnh hưởng của lực Coriolis. Tuy nhiên, đối với<br /> các TL đạn đạo nói chung và TL đất đối đất nói riêng với tầm bắn khá lớn (trên 100km),<br /> thời gian bay dài, ảnh hưởng của lực Coriolis có thể đáng kể. Độ cong trái đất và hiệu ứng<br /> Coriolis có thể ảnh hưởng đến tầm bắn (làm cự li bắn tăng hoặc giảm) và gây độ dạt ngang<br /> làm sai lệch mặt phẳng bắn. Việc ảnh hưởng đến tầm bắn sẽ được bù khử dễ dàng bằng<br /> kênh điều khiển trong mặt phẳng đứng. Kênh điều khiển hướng tất nhiên cũng có chức năng<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 53, 02 - 2018 7<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> bù chỉnh “độ dạt ngang”, tuy nhiên, trong tính toán xây dựng quỹ đạo chuẩn cũng nên hiệu<br /> chỉnh mặt phẳng bắn từ ban đầu nhằm khắc phục lượng sai số cơ bản do hiệu ứng Coriolis<br /> để giảm bớt gánh nặng điều khiển cho kênh hướng, bởi lượng sai số này có thể tính toán<br /> được từ trước lúc phóng.<br /> Với các tên lửa đất đối đất, khi tọa độ mục tiêu là biết trước ta sẽ tính được góc hướng<br /> phóng qua đó xác được mặt phẳng bắn tới mục tiêu. Tuy nhiên, do tác động của lực<br /> Coriolis nên TL sẽ luôn có xu hướng lệch ra khỏi mặt phẳng bắn.<br /> <br /> YZ XZ<br /> <br /> Mặt phẳng bắn<br /> M’<br /> M<br /> <br /> Điểm xuất phát<br /> <br /> ZZ<br /> O<br /> Hình 6. Bù mặt phẳng bắn cho TL đất đối đất.<br /> Giả sử mục tiêu cần bắn tại vị trí M, ở hướng  0 (so với hướng Bắc) ta phải xây dựng<br /> mặt phẳng bắn theo hướng  0 đến mục tiêu (hình 6). Tuy nhiên do tác động của lực<br /> Coriolis nên TL sẽ chạm đất tại điểm M’. Lúc này cần xây dựng mặt phẳng bắn mới<br />  0   với lượng hiệu chỉnh:<br /> MM '<br />   sin   (4)<br /> OM<br /> Nói chung, điểm M’ và M không chỉ khác nhau về mặt phẳng bắn mà còn khác nhau về<br /> cự ly điểm rơi, tuy nhiên về cự ly ta có thể điều chỉnh bằng quá tải pháp tuyến (xem mục<br /> 3.2). Khi có tính đến ảnh hưởng của lực Coriolis phải xét chuyển động của TL trong hệ tọa<br /> độ địa lý địa tâm (quay cùng Trái Đất),<br /> Hệ phương trình biểu diễn chuyển động của tâm khối TL khi có tính đến lực Coriolis<br /> [9, 10]:<br />  dV P  X a<br />  dt  m  g h sin   g (cos cos  cos   sin  sin  );<br /> <br />  d   Y  g h cos   g (cos cos  sin   sin  cos  )  V cos   2 cos  sin <br />  dt mV V V r<br />  (5)<br />  d  g cos  sin  V<br />    tg sin  cos   2(cos  cos tg  sin  )<br />  dt V cos  r<br />  V V sin cos <br />   cos cos  ;    ; r  V sin  ; h  r  R<br />  r r cos <br /> Trong đó:<br /> X a - Lực cản khí động; Y - Lực nâng tổng hợp; m- Khối lượng TL; V- Vận tốc của<br /> TL; R,  - Bán kính và tốc độ quay của Trái đất;  ,  - Góc nghiêng và góc hướng quỹ<br /> đạo; g h - Gia tốc trọng trường tại độ cao h; g - Gia tốc li tâm;  - Vĩ độ địa lý của TL<br /> trong hệ tọa độ địa lý địa tâm;<br /> <br /> <br /> 8 Đ. V. Công, …, P. T. Hùng, “Nghiên cứu phương pháp xây dựng quỹ đạo … đất đối đất.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> Để đạt được một cự li D xác định trước cần phải áp đặt một giá trị quá tải pháp tuyến<br /> n y (trong thời gian dự định điều khiển) làm thay đổi thành phần lực nâng Y để điều<br /> chỉnh góc nghiêng quỹ đạo 1 tại thời điểm kết thúc điều khiển. Giá trị n y và 1 sẽ được<br /> tìm bằng cách giải hệ phương trình (5) bằng phương pháp số.<br /> 3. MỘT SỐ KẾT QUẢ MÔ PHỎNG VÀ THẢO LUẬN<br /> 3.1. Mô hình tên lửa giả định<br /> Trong mục này tác giả sẽ đưa ra một mô hình tên lửa giả định (TLGĐ) gần giống mẫu<br /> TL đất đối đất “Extra” của Israen [7] với các tham số kích thước, khối lượng và thuật<br /> phóng hợp lý để tiến hành mô phỏng xây dựng quỹ đạo bay chuẩn của TL theo các hệ số<br /> quá tải pháp tuyến khác nhau. TL đất đối đất giả định có sơ đồ dấu “×” với các thông số về<br /> khối lượng, kích thước hình học, lực đẩy cho trong bảng 1. Các hệ số khí động học của<br /> TLGĐ được tính toán bằng phương pháp số động lực học lưu chất CFD [4] sử dụng các<br /> phần mềm ANSYS/CFX.<br /> Bảng 1. Các tham số hình học, khối lượng, lực đẩy của TLGĐ.<br /> A. Các đặc tính khối lượng<br /> Khối lượng ban đầu của TL, [kg] 400<br /> Mô men quán tính quanh trục OY1 và OZ1 (Jy=Jz), [kgm2] 750<br /> B. Các đặc tính về lực đẩy<br /> Lực đẩy, [N] 49500<br /> Thời gian làm việc của động cơ đẩy, [s] 9,6<br /> Xung lượng riêng, [Ns/kg] 2400<br /> C. Các đặc tính hình học<br /> Tổng chiều dài của TL, [mm] 3800<br /> Đường kính TL, [mm] 300<br /> 3.2. Các kết quả mô phỏng<br /> Với mô hình TL giả định, tiến hành xây dựng quỹ đạo chuẩn cho các mục tiêu với các<br /> cự li trong giới hạn 100km bằng phương pháp đã trình bày. Hình 7 mô tả các quỹ đạo<br /> chuẩn với các cự li bắn khác nhau (100km, 80km, 60km) được xây dựng theo các giá trị<br /> quá tải pháp tuyến tương ứng. Bảng 2 là kết quả khảo sát các tham số về thời điểm kết<br /> thúc bay thẳng đứng, thời điểm kết thúc điều khiển, góc nghiêng quỹ đạo và vận tốc tại<br /> thời điểm kết thúc điều khiển...<br /> 30<br /> Ny = -3.5<br /> -3<br /> 25<br /> <br /> -4<br /> Ny = -4.2<br /> 20<br /> -5<br /> Hmm [km]<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Ny<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 15 -6<br /> Ny = -4.8<br /> <br /> -7<br /> 10<br /> <br /> -8<br /> 30 40 50 60 70 80 90 100<br /> 5 D [km]<br /> (Màu xanh: đường gấp khúc<br /> 0<br /> 0 20 40 60<br /> Lmm [km]<br /> 80 100<br /> Màu đỏ: đã nội suy thành đường cong)<br /> <br /> Hình 7. Xây dựng các quỹ đạo chuẩn theo Hình 8. Nội suy tuyến tính để tìm giá trị Ny<br /> các giá trị quá tải pháp tuyến. tương ứng với cự li D.<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 53, 02 - 2018 9<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> Bảng 2. Các tham số của TL tại thời điểm kết thúc điều khiển.<br /> Các cự li bắn, [km] 60 80 100<br /> Thời điểm kết thúc bay thẳng đứng (T0), [giây] 1.2 1.2 1.2<br /> Thời điểm hết lực đẩy, [giây] 9.6 9.6 9.6<br /> Thời điểm kết thúc điều khiển (Tdk), [giây] 16 16 16<br /> Quá tải pháp tuyến (ny) -4.8 -4.2 -3.5<br /> Góc nghiêng quỹ đạo tại thời điểm kết thúc điều khiển ( 1 ), [độ] 20.85 29.82 39.75<br /> Vận tốc tại thời điểm kết thúc điều khiển (V1), [m/s] 1074 1078 1082<br /> Như vậy, thông qua giải bài toán ngược bằng phương pháp số (bắn thử trên máy tính)<br /> có thể thành lập được bảng biểu diễn sự phụ thuộc giữa quá tải pháp tuyến cần áp đặt vào<br /> cự li bắn n y  f ( D ) (bảng 3).<br /> Bảng 3. Bảng biểu diễn sự phụ thuộc của quá tải pháp tuyến vào cự li.<br /> Cự li bắn, km 30 40 50 60 70 80 90 100<br /> Quá tải pháp tuyến (ny) -7.7 -6.2 -5.4 -4.8 -4.4 -4.2 -3.9 -3.5<br /> Trong thực tế mục tiêu có thể ở cự li bất kỳ, tất nhiên trong giới hạn tầm bắn của TL.<br /> Ta cần phải tìm được giá trị quá tải pháp tuyến ny tương ứng. Lúc này giá trị n y sẽ được<br /> xác định thông qua phép nội suy tuyến tính (hình 8) dựa trên bảng số liệu một số phép bắn<br /> thử trên máy tính.<br /> Kết quả mô phỏng cũng cho thấy, khi có tính đến ảnh hưởng của lực Coriolis, với tầm<br /> bắn khoảng 100km tùy theo từng hướng bắn mà lượng dạt ngang sẽ khác nhau nhưng đều<br /> khá lớn. Trên bảng 4 là kết quả mô phỏng khảo sát cho các trường hợp bắn ở Hà Nội có<br /> tọa độ địa lý (kinh độ, vĩ độ)=(105.850, 21.030), với các hướng bắn khác nhau. Kết quả cho<br /> thấy lượng dạt ngang khá lớn (đến mấy trăm mét), góc dạt cần hiệu chỉnh trong phạm vi<br /> khoảng 0.10÷0.30. Đây là cơ sở để hiệu chỉnh (bù) mặt phẳng bắn đến mục tiêu để giảm<br /> thiểu sai số do tác động của lực Coriolis gây ra. Phương pháp bù có thể là trước khi phóng<br /> hoặc sau khi phóng tại thời điểm cuối của giai đoạn thẳng đứng.<br /> Bảng 4. Lượng dạt ngang và góc hiệu chỉnh theo các hướng bắn khác nhau.<br />   00   900   1800   2700<br /> TL bắn theo TL bắn theo TL bắn TL bắn<br /> hướng Bắc hướng Đông theo hướng theo hướng<br /> Nam Tây<br /> Lượng dạt, [m] -400 +205 440 -210<br /> Góc hiệu chỉnh  , [độ] -0.22 0.12 0.25 -0.12<br /> 4. KẾT LUẬN<br /> Bài báo đã phân tích làm rõ bài toán điều khiển quỹ đạo cho tên lửa đất đối đất trên cơ<br /> sở đề xuất một quỹ đạo với 3 giai đoạn bay trong đó giai đoạn đầu và giai đoạn cuối TL<br /> được điều khiển, giai đoạn giữa TL bay thụ động theo quỹ đạo đạn đạo. Để điều khiển TL<br /> trúng mục tiêu bước đầu phải hình thành ra một quỹ đạo mong muốn, quỹ đạo này được<br /> tính toán trước khi bay trong điều kiện các tham số của TL và môi trường được coi là “lý<br /> tưởng”, gọi là quỹ đạo chuẩn. Tiếp theo các thuật toán điều khiển được xây dựng đảm bảo<br /> sao cho quỹ đạo bay của TL bám sát theo quỹ đạo chuẩn này đến mục tiêu. Quỹ đạo chuẩn<br /> được xây dựng trên cơ sở coi TL chuyển động như chất điểm trong đó có tính đến ảnh<br /> hưởng của độ cong và sự quay của Trái đất quanh trục. Thực hiện giải bài toán chuyển<br /> động của tâm khối TL bằng phương pháp số kết hợp với phép nội suy tuyến tính có thể<br /> <br /> <br /> 10 Đ. V. Công, …, P. T. Hùng, “Nghiên cứu phương pháp xây dựng quỹ đạo … đất đối đất.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> xây dựng được quỹ đạo chuẩn với cự li bắn bất kỳ trong điều kiện giới hạn năng lượng của<br /> TL. Trong các nội dung nghiên cứu tiếp theo, nhóm tác giả sẽ tổng hợp thuật toán điều<br /> khiển bám quỹ đạo giai đoạn đầu và thuật toán hiệu chỉnh vào mục tiêu giai đoạn cuối cho<br /> tên lửa đất đối đất dựa theo quỹ đạo chuẩn được xây dựng.<br /> TÀI LIỆU THAM KHẢO<br /> [1]. Đặng Võ Công, Nguyễn Đức Cương, Nguyễn Đức Thành, Đặng Công Vụ, Nguyễn Sỹ<br /> Hiếu, “Đánh giá sự ảnh hưởng của các sai số trong quá trình chế tạo đến quỹ đạo bay<br /> của tên lửa có điều khiển otonom”, Tạp chí Khoa học và Kỹ thuật (Học viện KTQS),<br /> số 180 (10-2016).<br /> [2]. Đặng Võ Công, Nguyễn Đức Cương, Nguyễn Đức Thành, Đặng Công Vụ, Nguyễn<br /> Sỹ Hiếu, “Thuật toán bám quỹ đạo định trước trong giai đoạn điều khiển otonom<br /> cho các tên lửa đẩy tầm thấp”, Tạp chí Khoa học và Kỹ thuật (Học viện KTQS), số<br /> 182 (02-2017).<br /> [3]. Phạm Vũ Uy, “Nghiên cứu tính toán lại đường đạn 905”, Báo cáo tổng kết đề tài<br /> (2002), Trung tâm khoa học và công nghệ quân sự.<br /> [4]. http://www.ansys.com/Products/Fluids/ANSYS-CFX<br /> [5]. https://www.tersus-gnss.com/collections/boards/products/precis-bx305-mini<br /> [6]. https://www.xsens.com/products/mti-g-710/<br /> [7]. http://www.imisystems.com/mediacenter/imi-systems-will-showcase-advanced-<br /> artillery-active-protection-cyber-protection-solutions-mspo-poland/<br /> [8]. https://en.wikipedia.org/wiki/R-17_Elbrus<br /> [9]. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин, “Динамика полета беспилотнных<br /> летательных аппаратов”, Машиностроение, Москва, 1973.<br /> [10]. Синюков А.М, “Баллистическая ракета на твёрдом топливе”, Москва,<br /> Военное издательство МО СССР, 1972.<br /> ABSTRACT<br /> TRAJECTORY TRACKING PROBLEM AND REFERENCE TRAJECTORY<br /> CONSTRUCTING METHOD FOR SURFACE-TO-SURFACE MISSILES<br /> It’s necessary to create a reference trajectory to guide a surface-to-surface missile<br /> to a fixed target. The trajectory will be obtained as an ideal trajectory without errors<br /> caused by manufacturing, on-board equipment and atmospheric turbulence. In this<br /> paper, a method to create the reference trajectory for a hypothetical surface-to-<br /> surface missile is proposed. The trajectory includes 3 phases: the first phase is launch<br /> and a controlled flight, the second is a ballistic uncontrolled flight and the 3th phase -<br /> flight with correction to an exact attack to the assigned fixed target.<br /> Keywords: Missile, Surface-to-surface missile, Reference trajectory, Coriolis force.<br /> <br /> Nhận bài ngày 29 tháng 9 năm 2017<br /> Hoàn thiện ngày 27 tháng 10 năm 2017<br /> Chấp nhận đăng ngày 26 tháng 02 năm 2018<br /> 1<br /> Địa chỉ: Viện Kỹ thuật Phòng không – Không quân;<br /> 2<br /> Hội Hàng không vũ trụ Việt Nam;<br /> 3<br /> Viện TL-Viện KH&CN QS;<br /> 4<br /> Học Viện Kỹ thuật quân sự;<br /> *<br /> Email: dangvocongvkhk@gmail.com.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 53, 02 - 2018 11<br />