Thiết kế bộ điều khiển gain-scheduling rời rạc cho hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa điểu khiển gaz-động

Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> <br /> ThiÕt kÕ bé ®iÒu khiÓn GAIN-SCHEDULING rêi<br /> r¹c cho hÖ tù ®éng æn ®Þnh trªn khoang<br /> tªn löa ®iÒu khiÓn GAZ - ®éng<br /> CAO HỮU TÌNH, VŨ HỎA TIỄN, NGUYỄN CÔNG ĐỊNH<br /> Tóm tắt: Hệ tự động ổn định trên khoang (ASS) của tên lửa điều khiển bằng thiết<br /> bị động cơ xung (TBĐCX) hoạt động ở chế độ rời rạc. Bài báo này trình bày kết quả<br /> nghiên cứu thiết kế bộ điều khiển gain-scheduling rời rạc cho hệ ASS phi tuyến của<br /> tên lửa sử dụng TBĐCX dựa trên phương pháp biểu đồ hệ số. Kết quả tính toán và<br /> mô phỏng đã khẳng định tính đúng đắn của kỹ thuật đề xuất, đồng thời cũng kiểm<br /> chứng được khả năng tác động nhanh vượt trội của tên lửa.<br /> Từ khóa: Điều khiển gain-scheduling, Phương pháp biểu đồ hệ số, Thiết bị động cơ xung, Hệ tự động<br /> ổn định.<br /> <br /> 1. MỞ ĐẦU<br /> Điều khiển chuyển động bay của tên lửa sử dụng thiết bị gaz-động (TBGĐ) bằng cách<br /> tạo phản lực khí đốt vuông góc với thân tên lửa có tác dụng làm tăng khả năng cơ động<br /> (giảm thời gian đáp ứng, tăng gia tốc pháp tuyến), đặc biệt là trong điều kiện tên lửa hoạt<br /> động ở độ cao lớn hoặc ngoài vùng khí quyển [8]. Theo vị trí đặt của lực điều khiển, sẽ có<br /> hai dạng điều khiển gaz-động: tác động ngang, khi lực điều khiển đặt tại trọng tâm; tác<br /> động kiểu mômen, khi lực đặt cách xa trọng tâm tên lửa. Tương ứng với những phương<br /> pháp tạo lực - mômen điều khiển mới này, bài toán thiết kế hệ tự động ổn định (ASS) tên<br /> lửa được đặt ra theo những cách khác nhau và đã có một số kết quả nghiên cứu được công<br /> bố gần đây [1,2,5,8]. Đối với phương pháp gaz-động kiểu mômen, TBGĐ sử dụng tổ hợp<br /> micro động cơ xung (MĐCX), mỗi MĐCX chỉ hoạt động một lần trong một khoảng thời<br /> gian xác định, tạo ra lực đẩy phản lực có hướng và giá trị xác định vuông góc với thân tên<br /> lửa. Tính chất này tạo nên sự khác biệt căn bản giữa kênh điều khiển gaz-động và kênh khí<br /> động truyền thống khi ASS là kết hợp.<br /> Trong một số nghiên cứu của nước ngoài, hệ ASS của tên lửa dùng TBĐCX được thiết<br /> kế dựa trên các kết quả tính toán của hệ liên tục [2,8,9]. Cách tiếp cận này có ưu điểm là<br /> sử dụng được phương pháp thiết kế đã có của hệ liên tục, nhưng việc chuyển đổi bộ điều<br /> khiển dạng liên tục sang rời rạc không tránh khỏi sai số, nhất là khi chu kỳ rời rạc không<br /> đủ nhỏ. Mặt khác, trong những công bố trên, tính chất phi tuyến của mô hình tên lửa chưa<br /> được xét đến trong bài toán tổng hợp bộ điều khiển rời rạc cho kênh gaz-động hệ ASS tên<br /> lửa có sử dụng kết hợp cánh lái khí động và gaz-động kiểu mômen [2,5,10].<br /> Trong bài báo này, các tác giả trình bày kết quả nghiên cứu thiết kế bộ điều khiển gain-<br /> scheduling rời rạc cho hệ ASS phi tuyến của tên lửa sử dụng TBĐCX tác động kiểu<br /> mômen dựa trên phương pháp biểu đồ hệ số. Trong mô phỏng kiểm chứng kết quả thiết kế,<br /> các tác giả sử dụng những dữ liệu tham số môi trường, dữ liệu hình học và kết cấu của tên<br /> lửa giả định đưa vào chương trình Digital Datcom [7] để tính toán bộ tham số khí động.<br /> <br /> 2. THIẾT KẾ BỘ ĐIỀU KHIỂN GAIN-SCHEDULING RỜI RẠC<br /> 2.1. Mô hình động lực học kênh gaz-động mômen của hệ ASS<br /> Hệ phương trình mô tả chuyển động trong mặt phẳng đứng của tên lửa sử dụng<br /> TBĐCX tác động kiểu mômen được viết theo 2 biến trạng thái góc tấn công  và tốc độ<br /> góc Z1 có dạng như sau:<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 32, 08 - 2014 3<br />  Tên lửa<br /> <br /> <br />  1<br />   Z1  mV  C y qS  P sin( )  PIM cos( ) nP <br /> <br />  2 (1)<br /> <br />  Z  1 C y qS cos( ) xF  mZZ1 qSL Z  PIM xGD nP <br />  1 I Z1  1<br /> V 1<br /> <br /> Gia tốc pháp tuyến tên lửa được tính theo công thức:<br /> W  V (Z1   ) (2)<br /> Trong đó, tác động điều khiển tạo ra gia tốc pháp tuyến W làm thay đổi quỹ đạo tên lửa<br /> là số lượng MĐCX được kích hoạt nP ; P, PIM tương ứng là lực đẩy của động cơ hành<br /> trình và lực đẩy của một MĐCX. C y là hệ số lực nâng được tính gần đúng theo biểu thức<br /> <br /> C y  C y  ; mZ1Z1 là đạo hàm hệ số mômen cản; xF , xGD tương ứng là tọa độ của tâm áp<br /> và tọa độ tâm khối thiết bị gaz-động so với trọng tâm tên lửa; L là tổng chiều dài tên<br /> lửa; S là diện tích bề mặt nâng tương đương; V là tốc độ tên lửa; q là áp lực khí động;<br /> m là khối lượng tên lửa.<br /> Đặt các biến trạng thái, tín hiệu đầu ra và tín hiệu điều khiển như sau:<br />  y1 (t )  W(t )<br />  x1 (t )   (t )<br />  ,  y2 (t )  Z (t ) , u (t )  nP (t )<br />  x2 (t )  Z1 (t )  1<br /> <br /> <br />  y3 (t )   (t )<br /> Thực hiện tuyến tính hóa hệ phi tuyến (1) tại giá trị lân cận góc tấn công  i<br /> (  450 ) ta được mô hình tuyến tính sau:<br />  x  Ai x  Bi u<br />  , i  1, 2,... (3)<br />  y  Ci x  Di u<br /> Trong đó,<br />  i sin( i ) <br />  C y qS  P    PIM cos( i ) <br />  i<br /> 1   mV <br /> Ai   mV ,<br />  Bi   <br />  C i qScos( ) x Z1 2   PIM xGD <br /> mZ1 qSL  <br />  yi i F   I Z1 <br />  I Z1 I Z1V <br />  i sin( i ) <br />  C y qS  P    PIM cos( i ) <br />  i<br /> 0 ,  m <br /> Ci   m  Di   <br />  0 <br />  0 1<br />    0 <br />  <br />  1 0<br /> 2.2. Thiết kế bộ điều khiển gain-scheduling rời rạc<br /> Sơ đồ cấu trúc dạng rời rạc với bộ điều khiển gain-scheduling của hệ ASS hồi tiếp theo<br /> gia tốc pháp tuyến W và vận tốc góc Z1 được thể hiện trên hình 1. Trong đó, Ac ( z,  ) ,<br /> Bc ( z, ) và Fc ( z, ) là các đa thức của bộ điều khiển rời rạc. Tùy thuộc vào giá trị của<br /> góc tấn công α, tham số của bộ điều khiển rời rạc sẽ được thay đổi tương ứng. Trong mỗi<br /> <br /> <br /> 4 C.H.Tình, V.H.Tiễn, N.C.Định, “Thiết kế bộ điều khiển gain-scheduling... gaz-động.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> khoảng giá trị [ i ,  i 1 ] , tham số bộ điều khiển có thể được coi gần đúng là hàm đa thức<br /> bậc nhất theo góc tấn công  . Giả định góc tấn công ước lượng được dựa trên kỹ thuật<br /> ước lượng tham số trạng thái, nhiệm vụ thiết kế sẽ cần tính toán tham số bộ điều khiển tại<br /> các điểm tuyến tính hóa  i và hệ số đa thức gi ( ) .<br /> <br /> <br /> Bộ điều khiển α<br /> λ Fc ( z , ) Bc ( z , ) σ nP Tên lửa W<br /> Kgt ( ) TBĐCX<br /> T Bc ( z , ) – Ac ( z , )<br /> – Z1<br /> <br /> <br /> <br /> T<br /> <br /> T<br /> Hình 1. Sơ đồ cấu trúc dạng rời rạc của hệ ASS.<br /> Trong sơ đồ hình 1, TBĐCX đóng vai trò như một khâu tạo xung lực điều khiển trong<br /> hệ rời rạc và có hệ số truyền là 1. Tín hiệu điều khiển σ sẽ xác định số lượng và pha của nP<br /> các MĐCX cần sử dụng để tạo ra phản lực tổng hợp điều khiển tên lửa, tạo ra góc tấn công<br /> α và gia tốc pháp mong muốn.<br /> Với mô hình tuyến tính hóa trình bày trong mục 2.1, bộ điều khiển phản hồi trạng thái<br /> cho mỗi mô hình tuyến tính hóa có thể được thiết kế bằng một trong các phương pháp điều<br /> khiển tuyến tính thông dụng. Trong bài báo này, các tác giả sử dụng phương pháp biểu đồ<br /> hệ số (CDM) - là phương pháp thiết kế điều khiển bằng đại số, sử dụng đa thức và ma trận<br /> đa thức để mô tả hệ thống. Điểm khác biệt và là ưu điểm của phương pháp CDM chính là<br /> đa thức đặc trưng và bộ điều khiển được thiết kế đồng thời dựa trên việc phân tích biểu đồ<br /> hệ số. Có thể dễ dàng thiết kế một bộ điều khiển bậc tối thiểu với băng thông hẹp nhất và<br /> thời gian ổn định cho trước [6]. Chất lượng bộ điều khiển thiết kế theo CDM so với<br /> phương pháp thiết kế khác (như PID, LQG, đặt điểm cực) và phương pháp thiết kế bền<br /> vững H-infinity đã được khẳng định thông qua khảo sát đánh giá của Hasil Kim [3].<br /> Trong thủ tục thiết kế CDM, đa thức đặc trưng mong muốn của hệ kín PT(s) được biểu<br /> diễn thông qua chỉ số ổn định  i , hằng số thời gian tương đương  , và hệ số p0 như sau:<br />  n  i1<br /> 1  <br /> PT ( s )  p0   ( s)i  j    s  1 (4)<br />  i2  <br /> j 1 i j <br /> <br />  <br /> Giá trị các chỉ số ổn định được khuyến cáo sử dụng như sau [6]:<br />  2  3  ...   n1  2, 1  2.5 (5)<br /> Đây được gọi là giá trị thiết kế CDM dạng chính tắc. Thời gian xác lập của hệ sẽ có giá<br /> trị trong khoảng từ 2.5 đến 3 lần hằng số thời gian tương đương  .<br /> Từ biểu thức (4) tính PT(s), sử dụng biến đổi z  eTs (trong đó T là chu kỳ rời rạc hóa),<br /> ta tính được đa thức đặc trưng mong muốn dạng rời rạc PT(z) có dạng như sau [4]:<br /> n<br /> PT ( z )   i z i (6)<br /> i 0<br /> Các hệ số của đa thức bộ điều khiển rời rạc được tính toán thông qua việc giải phương<br /> trình:<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 32, 08 - 2014 5<br />  Tên lửa<br /> <br /> P( z )  PT ( z ) (7)<br /> Đối với mỗi mô hình tuyến tính hóa của hệ ASS, ta thiết kế bộ điều khiển rời rạc dựa<br /> trên phương pháp CDM theo các bước sau:<br /> B1- Chọn bậc của đa thức Bc(z) và Ac(z) tương ứng là k và r (k  r); biểu diễn các đa<br /> thức theo dạng sau:<br /> k<br /> Bc ( z )  bk z  bk 1 z<br /> k k 1<br />  ...  b1 z  b0   bi z i<br /> i 0<br /> r<br /> Ac ( z )  lr z r  lr1 z r1  ...  l1 z  l0   li z i<br /> i 0<br /> B2- Tính hàm truyền của hệ (3) và rời rạc hóa với chu kỳ T. Tính đa thức đặc trưng<br /> P(z) của hệ ASS và biểu diễn theo dạng:<br /> n<br /> P ( z )   i z i<br /> i 0<br /> Từ đó xác định được bậc của đa thức đặc trưng là n. Lặp lại B1 đến khi số lượng các ẩn<br /> số trong đa thức P(z) bằng đúng bậc của đa thức.<br /> B3- Tính đa thức đặc trưng mong muốn PT(z) bậc n theo biểu thức (4) với các giá trị<br /> ban đầu là p0,  , và chỉ số ổn định γi được cho trong biểu thức (5).<br /> B4- Giải phương trình P ( z )  PT ( z ) để xác định các tham số của bộ điều khiển. Fc(z)<br /> được tính theo biểu thức sau:<br /> P( z )<br /> Fc ( z )  , N ( z ) là tử thức trong hàm truyền dạng rời rạc của hệ ASS.<br /> N ( z) z1<br /> B5- Thay đổi giá trị hằng số thời gian  và chỉ số ổn định γi, lặp lại B3 đến khi thu<br /> được đáp ứng đầu ra mong muốn.<br /> 2.3. Mô phỏng và đánh giá kết quả<br /> Ta khảo sát một mẫu tên lửa giả định với các tham số: độ cao 10km, tốc độ V =<br /> 890m/s, mômen quán tính I Z1 = 180kgm2, lực đẩy của một MĐCX PIM = 3000N, thời<br /> gian làm việc trung bình của một MĐCX là 0.016s, chu kỳ điều khiển của TBĐCX là<br /> 0.032s. Các hệ số khí động của tên lửa được tính toán bằng chương trình Digital Datcom<br /> [7]. Đây là chương trình tính toán tham số khí động được sử dụng rộng rãi trong các<br /> nghiên cứu động lực học thiết bị bay. Tham số đầu vào của chương trình này là bộ tham số<br /> hình học chính của tên lửa (hình 2).<br /> 1280<br /> <br /> 2100 860<br /> 520<br /> 155<br /> 1700<br /> 63<br /> 800 290<br /> 610 29 0<br /> 150<br /> <br /> 175<br /> Trọng tâm<br /> 2500<br /> 3324<br /> 3850<br /> <br /> <br /> Hình 2.Tham số hình học của tên lửa.<br /> <br /> <br /> <br /> 6 C.H.Tình, V.H.Tiễn, N.C.Định, “Thiết kế bộ điều khiển gain-scheduling... gaz-động.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> Dựa trên quy trình thiết kế trình bày trong mục 2.2, ta tính được tham số bộ điều khiển<br /> rời rạc ứng với mô hình tuyến tính hóa tại giá trị góc tấn công cân bằng 1.50 và góc tấn<br /> công 400 . Bộ điều khiển gain-scheduling tính toán được như sau:<br /> K gt ()  0.079+0.00011, Fc ( z, )  28.065-0.03704<br /> Bc ( z , )  0.138+3.05e-005, Ac ( z , )  z 1.010+0.00033<br /> Hình 3 là đồ thị góc tấn công đầu ra khi lệnh đầu vào tương đương với góc tấn công<br /> yêu cầu là 350. Độ quá chỉnh cực đại của hệ thống bằng 0, sai số ở chế độ xác lập 2.2%<br /> (tương ứng với 0.770). Thời gian phản ứng của tên lửa là t0.85 = 0.11s, thời gian quá độ tqd<br /> = 0.13s. Kết quả này cho thấy, tên lửa sử dụng TBĐCX có thời gian phản ứng nhỏ hơn<br /> đáng kể so với thời gian phản ứng của tên lửa cánh lái khí động [9]. Do tính chất xung của<br /> TBĐCX để ổn định tên lửa trong suốt quá trình duy trì góc tấn công nên trạng thái xác lập<br /> của góc tấn công có dạng không trơn đều như đối với tên lửa cánh lái khí động.<br /> 40<br /> <br /> <br /> 35<br /> <br /> <br /> 30<br /> <br /> <br /> 25<br /> αyc<br /> Gãc tÊn c«ng (®é)<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 20<br /> <br /> <br /> 15<br /> α<br /> 10<br /> <br /> <br /> 5<br /> <br /> <br /> 0<br /> <br /> <br /> -5<br /> 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4<br /> Time (s)<br /> <br /> <br /> Hình 3. Đồ thị góc tấn công tên lửa.<br /> Quy luật làm việc của TBĐCX, quá trình hình thành góc tấn công và sự thay đổi tốc độ<br /> góc được biểu diễn trên hình 4. Đồ thị trên hình 4 đã phản ánh đúng quy luật hoạt động<br /> của TBĐCX và quá trình hình thành gia tốc pháp tuyến tên lửa được trình bày trong tài<br /> liệu [9]. Trong quá trình hình thành góc tấn công (giai đoạn tăng tốc), tên lửa đạt được tốc<br /> độ góc rất lớn trong khoảng thời gian ngắn của pha vượt. Sau đó, tốc độ góc được điều<br /> khiển giảm đến gần bằng 0 trong thời gian của pha hãm. Nhờ đó, góc tấn công đạt được<br /> xấp xỉ giá trị xác lập ở ngay sau chu kỳ làm việc thứ 2 của TBĐCX.<br /> 60<br /> <br /> 50<br /> nP (pha vượt)<br /> αyc (độ)<br /> 40<br /> <br /> 30<br /> α (độ)<br /> 20<br /> Z (độ) 1<br /> 10<br /> <br /> 0<br /> <br /> -10<br /> <br /> -20<br /> <br /> -30<br /> nP (pha hãm)<br /> -40<br /> 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4<br /> Time (s)<br /> <br /> Hình 4. Quá trình hình thành và duy trì góc tấn công xác lập.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 32, 08 - 2014 7<br />  Tên lửa<br /> <br /> 3. KẾT LUẬN<br /> Dựa trên phương pháp biểu đồ hệ số dạng rời rạc, bài báo đã đề xuất quy trình thiết kế<br /> một bộ điều khiển rời rạc cho mô hình tuyến tính hóa hệ ASS của tên lửa sử dụng TBGĐ<br /> dạng mômen. Trên cơ sở đó, bộ điều khiển gain-scheduling đã được tổng hợp cho hệ ASS<br /> phi tuyến. Trong mô phỏng kiểm nghiệm, đánh giá kết quả, các tác giả đã sử dụng chương<br /> trình Digital Datcom để tính toán các tham số khí động dựa trên bộ tham số hình học của<br /> một mẫu tên lửa giả định. Kết quả mô phỏng cho thấy, bộ điều khiển gain-scheduling đã<br /> đáp ứng được yêu cầu về tác động nhanh và tính ổn định của hệ ASS. Tên lửa sử dụng<br /> TBGĐ kiểu mômen có thời gian phản ứng nhỏ nhờ tạo được vận tốc quay thân lớn trong<br /> khoảng thời gian xấp xỉ thời gian làm việc của một MĐCX. Đây chính là cơ sở quan trọng<br /> để tiến hành những nghiên cứu tiếp theo về độ chính xác dẫn tên lửa tại điểm gặp khi độ<br /> cao bay lớn và thời gian điều khiển tự dẫn bị hạn chế bởi các yếu tố như: diện tích phản xạ<br /> hiệu dụng của mục tiêu nhỏ; cự ly phát hiện của radar tự dẫn hạn chế; vận tốc tiếp cận giữa<br /> mục tiêu – tên lửa lớn.<br /> <br /> TÀI LIỆU THAM KHẢO<br /> [1]. Abhishek Bhagat, V.S. Rao, C.S. Adishesha, N.V. Kadam, G. Swathi, “Co-operative<br /> control of reaction control system and thrust vector control during homing phase,”<br /> Proceedings of the International Conference on Aerospace Science and Technology,<br /> Bangalore, India, 26-28 June 2008.<br /> [2]. Fan Yonghua, Li Xin, Yang Jun, Zhang Yuzhuo, “Design of Autopilot for<br /> Aerodynamic Reaction-jet Multiple Control Missile Using Variable Structure<br /> Control,” Proceedings of the 27th Chinese Control Conference, July 16-18, 2008.<br /> [3]. Hansil Kim, The study of control design method, Science and Technology 2004.<br /> KORUS 2004. Proceedings. The 8th Russian-Korean International Symposium on,<br /> vol.1, 26 June-3 July 2004, pp.55-58.<br /> [4]. Ocal O., Bir A., Tibken B., “Digital design of Coefficient Diagram Method,”<br /> American Control Conference, 10-12 June 2009, pp.2849-2854.<br /> [5]. Qi Sheng Sui, Xin Li, Yong Hua Fan (2008), "Design of Autopilot for<br /> Aerodynamic/Reaction-Jet Multiple Control Missile," Intelligent Computation<br /> Technology and Automation (ICICTA), 2008, vol.1, pp.337-340.<br /> [6]. [6]. Shunji Manabe, “Importance of coefficient diagram in polynomial method,”<br /> Decision and Control, 2003. Proceedings. 42nd IEEE Conference on, vol.4, 9-12 Dec,<br /> 2003. pp. 3489-3494.<br /> [7]. “The USAF Stability and Control Digital Datcom,” McDonnell Douglas Astronautics<br /> Company, Dec. 1999.<br /> [8]. Xing Lidan, Zhang Ke’nan, Chen Wanchun, Yin Xingliang, “Optimal Control and<br /> Output Feedback Considerations for Missile with Blended Aero-fin and Lateral<br /> Impulsive Thrust,” Chinese Journal of Aeronautics, 2010.<br /> [9]. Голубев И.С., Светлов В.Г, “Проектированиe зенитных управляемых ракет,”<br /> М. изд. МАИ, 2001.<br /> [10].Хоа Тиен, Као Хыу Тинь, Нгуен Конг Динь, “Синтез бортовой системы<br /> стабилизации сверхманевренных беспилотных летательных аппаратов с<br /> комбинированным способом создания управляющих сил и моментов на основе<br /> метода диаграммных коэффициентов,” Техника и Технология, No.6 (59), 2013,<br /> c.14-25.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 8 C.H.Tình, V.H.Tiễn, N.C.Định, “Thiết kế bộ điều khiển gain-scheduling... gaz-động.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> ABSTRACT<br /> DESIGN OF DISCRETE GAIN-SCHEDULING CONTROLLER FOR AUTOMATIC<br /> STABILIZATION SYSTEM OF MISSILE WITH IMPULSIVE REACTION-JET<br /> <br /> The automatic stabilization system (ASS) of missile using impulsive reaction-<br /> jet behaviors in a discrete time regime. This paper describes a discrete gain-<br /> scheduling control design for nonlinear ASS of missile with lateral impulsive<br /> reaction-jet using coefficient diagram method. Results of the computer simulation<br /> demonstrated reliability of the proposed design as well as indicated high<br /> maneuver of missile.<br /> <br /> Keywords: Gain-scheduling control, Coefficient diagram method, Automatic stabilization system,<br /> Impulsive reaction-jet.<br /> <br /> Nhận bài ngày 11 tháng 4 năm 2014<br /> Hoàn thiện ngày 12 tháng 6 năm 2014<br /> Chấp nhận đăng ngày 15 tháng 7 năm 2014<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Địa chỉ: Cao Hữu Tình - Học viện Kỹ thuật quân sự<br /> Email:caohuutinh@yahoo.com<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 32, 08 - 2014 9<br />