Mô phỏng động lực học vòng điều khiển quỹ đạo bay của tên lửa đối hải KH-35E

Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 42, 04 - 2016 11 MÔ PHỎNG ĐỘNG LỰC HỌC VÒNG ĐIỀU KHIỂN QUỸ ĐẠO BAY CỦA TÊN LỬA ĐỐI HẢI KH-35E Nguyễn Đức Thành* Tóm tắt: Bài báo trình bày phương pháp xây dựng mô hình động lực học vòng điều khiển quỹ đạo bay của tên lửa đối hải (TLĐH) trong không gian. Với các số liệu của một TLĐH giả định (kiểu Kh-35E) đã tiến hành mô phỏng lại toàn bộ quỹ đạo bay của nó. Các kết quả nhận được phù hợp với thuyết minh kỹ thuật của tên lửa. Mô hình này có thể sử dụng để nghiên cứu khảo sát, đánh giá các tham số ảnh hưởng đến quỹ đạo bay của TLĐH trong không gian. Từ khóa: Mô hình động lực học, Điều khiển, Quỹ đạo bay, Tên lửa đối hải. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Mô phỏng động lực học vòng điều khiển quỹ đạo bay giúp cho nhà thiết kế xem xét tổng thể toàn bộ quá trình bay của tên lửa và nghiên cứu ảnh hưởng của các tham số kỹ thuật. Hiện nay thường sử dụng phương pháp số (giải trực tiếp các hệ phương trình vi phân) để mô phỏng chuyển động của TLĐH trên máy tính. Giải pháp sử dụng phương pháp mô phỏng số cho phép khảo sát được ảnh hưởng của các tham số kỹ thuật của hệ thống và đánh giá khả năng sử dụng của tên lửa nhằm rút ngắn quá trình thiết kế, chế thử, hoàn thiện hệ thống tổ hợp. Dựa trên mô hình toán học vòng điều khiển [1], [3] và các số liệu cho trước của một TLĐH giả định (kiểu Kh-35E), bài báo đã tiến hành tính toán bộ số liệu hình thành lệnh điều khiển, mô phỏng vòng điều khiển quỹ đạo bay bằng ngôn ngữ MATLAB - SIMMULINK. Sử dụng mô hình này có thể nghiên cứu đánh giá và kiểm chứng khả năng điều khiển quỹ đạo và một số tham số bay của TLĐH. 2. MÔ PHỎNG VÒNG ĐIỀU KHIỂN QUỸ ĐẠO BAY CỦA MỘT TÊN LỬA ĐỐI HẢI GIẢ ĐỊNH BẰNG MATLAB – SIMULINK Đối tượng nghiên cứu là một TLĐH giả định kiểu Kh-35E có sơ đồ dạng chữ “X” có quỹ đạo bay trong không gian bao gồm các giai đoạn: phóng, bay hành trình (ôtônôm) và tự dẫn. Chuyển động của TLĐH được mô tả bằng 16 phương trình vi phân [1]. Thuật toán, lệnh điều khiển và mô hình toán quá trình tự dẫn vào mục tiêu của TLĐH đã được trình bày trong các tài liệu [2], [3]. Để hình thành lệnh điều khiển tên lửa, hệ thống điều khiển phải thực hiện một loạt các thuật toán tính toán dựa trên các thông số của quỹ đạo mong muốn và tín hiệu từ các cảm biến thể hiện quỹ đạo hiện tại của tên lửa trong không gian. Kết quả đầu ra của một loạt các thuật toán tính toán đó là lệnh điều khiển được cấp tới từng cánh lái của tên lửa. Sau đây trình bày cụ thể quá trình tạo lệnh điều khiển cánh lái tên lửa trong từng giai đoạn bay trong không gian của tên lửa kiểu Kh-35E. 2.1. Tính toán lệnh điều khiển các kênh a. Giai đoạn phóng và bay hành trình [3,4]: * Kênh điều khiển độ cao - Lệnh điều khiển cánh lái có dạng: ( )зад TС z zK W s     (1) Trong đó: K  - Hệ số truyền theo tốc độ góc gật Tên lửa & Thiết bị bay N.Đ. Thành, “Mô phỏng động lực học vòng điều khiển tên lửa đối hải KH-35E.” 12 z là tốc độ góc của tên lửa theo kênh cao, đo được từ cơ cấu cảm biến con quay. ( )TW s - Hàm số truyền của bộ lọc chống dao động uốn thân trong kênh độ cao (tương đương khâu quán tính). зад z - Tốc độ góc cho trước theo kênh cao. . . yзадz z n g K V   (2) zK - hệ số tỷ lệ; g - gia tốc trọng trường; V - vận tốc tên lửa. yn - quá tải yêu cầu cho trước của tên lửa trong mặt phẳng đứng, trong các giai đoạn bay khác nhau sẽ được tính như sau: Giai đoạn phóng: . .с сy н нn К Н К Н     (3) с нК , с нК  - các hệ số điều khiển Giai đoạn bổ nhào: .( )y огрn К    (4) К - hệ số điều khiển  - góc chúc góc của tên lửa, đo được bằng hệ thống cảm biến con quay. огр - góc bổ nhào tới hạn Giai đoạn bay hành trình độ cao H1: 1 . . . .y Н Н Hn К Н К Н К H dt         (5) Giai đoạn bay hành trình độ cao H2: 2зад устH H H  (6) 1 . . . .y Н Н Hn К Н К Н К H dt         (7) Trong đó: задH H H   (8) НК , НК  , HК  - các hệ số điều khiển H - sai lệch độ cao thực tế so với độ cao chương trình H - độ cao thực tế của tên lửa (đo được từ hệ thống dẫn đường quán tính và đo cao vô tuyến, và được xử lý bằng thuật toán liên kết AK: xác định độ cao bay H và tốc độ thay đổi độ cao của tên lửa so với bề mặt trung bình của mặt biển có tính tới cấp sóng [3,4]) Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 42, 04 - 2016 13 Н - đạo hàm của độ sai lệch độ cao; устH - độ cao bù ảnh hưởng của bề mặt sóng biển; задH - độ cao chương trình     50 0.5 0 .5 50 0.5 2 0 12 2 1 зад t t s H t s П П            (9) 2П - lệnh cắt tầng phóng, 2П = 1 khi đã cắt tầng * Kênh điều khiển hướng: - Lệnh điều khiển cánh lái có dạng: ( )зад Th y yK W s      (10) trong đó: K - Hệ số truyền theo tốc độ góc hướng y - Tốc độ góc hướng, đo được bằng hệ cảm biến con quay. ( )TW s - Hàm số truyền của bộ lọc chống dao động uốn trong kênh hướng. зад y - Tốc độ góc cho trước theo kênh hướng . .зад zy y n g K V   (11) zK - hệ số tỷ lệ; g - gia tốc trọng trường; V - vận tốc tên lửa. zn - quá tải yêu cầu cho trước của tên lửa trong mặt phẳng ngang. ' ' * . ' . ' 2 . 2 o z z z o z K Z K Z n n sign                (12) * zn - giá trị quá tải tới hạn cho phép, đối với tên lửa Kh-35E: * ± 3zn  'Z,'Z  - độ lệch và tốc độ lệch của tên lửa khỏi đường ngắm “tên lửa - mục tiêu” cho trước; 'zK 'zK  - các hệ số điều khiển. г - độ sai lệch giữa góc hướng của tên lửa và góc đường ngắm mục tiêu xác định trước. * Kênh điều khiển nghiêng bên: - Lệnh điều khiển cánh lái có dạng: ' зад L x xK    (13) Tên lửa & Thiết bị bay N.Đ. Thành, “Mô phỏng động lực học vòng điều khiển tên lửa đối hải KH-35E.” 14 Trong đó: зад x - Tốc độ góc cho trước theo kênh nghiêng bên, đối với tên lửa kiểu Kh- 35E thì mong muốn 0задx  , K’ - Hệ số truyền theo tốc độ góc nghiêng bên; x - Tốc độ góc của tên lửa theo kênh nghiêng bên, đo được bằng cơ cấu đế con quay. b. Giai đoạn bay tự dẫn [3,4]: *Kênh điều khiển độ cao: Trong giai đoạn tự dẫn, về cơ bản, cấu trúc và thành phần lệnh điều khiển cánh lái tên lửa trong mặt phẳng thẳng đứng giống với giai đoạn bay hành trình. Đối với tên lửa Kh- 35E có thể thực hiện cơ động theo kiểu – Горка. Khi đó, quá tải chương trình cho trước trong giai đoạn cơ động sẽ được tính: y d d yn K n    (14) Trong đó: d - Tốc độ góc của đường ngắm mục tiêu trong mặt phẳng đứng, thông tin này được đầu tự dẫn chuyển tới hệ thống điều khiển. Kd - Hệ số tỷ lệ; ny - Hằng số. *Kênh điều khiển hướng: Đối với kênh điều khiển hướng, tương tự như kênh điều khiển độ cao, chương trình tính toán lệnh điều khiển góc quay cánh lái cũng tương tự như trong giai đoạn bay hành trình. Chỉ khác ở quá tải chương trình được tính theo công thức: z ng ngn K  (15) Trong đó: ng - Tốc độ góc của đường ngắm mục tiêu trong mặt phẳng ngang, thông tin này được đầu tự dẫn chuyển tới hệ thống điều khiển. Kng - Hệ số tỷ lệ. *Kênh điều khiển nghiêng bên: Quá trình tạo tính toán lệnh điều khiển cánh lái để ổn định góc nghiêng bên cho tên lửa tương tự với quá trình bay hành trình. 2.2. Xây dựng mô hình mô phỏng động lực học bay của tên lửa kiểu Kh-35E Các số liệu đầu vào của chương trình mô phỏng là: các tham số hình học, tham số động cơ và các hệ số khí động của TLĐH, các tham số chuyển động của mục tiêu. Đầu ra nhận được các góc lệch cánh lái trong không gian và các tham số chuyển động cuả TLĐH. Các đặc trưng khí động học của TLĐH phụ thuộc theo số M , góc tấn, góc cánh lái được tính sơ bộ theo phương pháp gần đúng của khí động học theo tài liệu [5,7]. Các đặc trưng khối lượng, mô men quán tính định tâm và vị trí tâm khối của TLĐH được lấy theo tên lửa tương đương Kh-35E [3,4] như sau: - Độ dài đặc trưng cơ bản được lựa chọn là đường kính thân d = 0.42 m. Với các mô men cản dịu còn lấy thêm các độ dài cơ bản khác như độ dài thân và sải cánh lớn nhất. - Vị trí trọng tâm Xtt (để xác định các hệ số mô men): Với cấu hình phóng Xtt=2.30 m tính từ đầu mũi tên lửa, Với cấu hình hành trình Xtt=1.93 m tính từ đầu mũi tên lửa. - Tham số của động cơ: + Động cơ phóng nhiên liệu rắn * Khối lượng động cơ 105,5 kg * Khối lượng thuốc phóng 69 kg * Tổng xung lượng của lực 15000 Ns (1500 KG.s) * Lực đẩy 68000 N (6800 KG) * Thời gian làm việc 2,21 s Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 42, 04 - 2016 15 + Động cơ hành trình turbin phản lực không khí: Lực đẩy 2950 N (295 KG), Khối lượng nhiên liệu: 44 kg. Trên hình 1 thể hiện mô hình khối động học bay của tên lửa. Hình 1. Mô hình khối động học bay của tên lửa. Để chạy được chương trình này, máy tính cần phải được cài đặt Matlab phiên bản 7.8 (R2009a) trở lên, có các công cụ Simulink, Embedded Matlab; đồng thời phải cài đặt Visual Studio 2008. Các bước khi chạy chương trình chính: - Chạy file data.m trước tiên để tạo dữ liệu về mục tiêu, phương án quỹ đạo của tên lửa, các hệ số khí động và điều khiển. Chạy xong file data.m sẽ hiện lên giao diện nhập các số liệu đầu để chạy chương trình mô phỏng động lực học bay. 3. MỘT SỐ KẾT QUẢ MÔ PHỎNG 3.1. Kết quả mô phỏng quỹ đạo trong chế độ bay bình thường Tọa độ mục tiêu: Xmt0 = 60 km, Zmt0 = 60km; Vmt = 20m/s; Hướng chuyển động của mục tiêu 30 độ. Tên lửa bay theo quỹ đạo bình thường: bay hành trình sau đó bay tự dẫn, không cơ động. Trên hình 2 trình bày kết quả mô quỹ đạo tên lửa trong trong không gian. -1 0 1 2 3 4 5 6 7 x 10 4 0 1 2 3 4 5 6 7 x 10 4 0 50 100 150 Z [m] Quy dao trong khong gian X [m] Y [m ] Ten lua Muc tieu Hình 2. Quỹ đạo tên lửa trong không gian. Tên lửa & Thiết bị bay N.Đ. Thành, “Mô phỏng động lực học vòng điều khiển tên lửa đối hải KH-35E.” 16 - Trên hình 3 thể hiện các giá trị quá tải của tên lửa Kh-35E trong quá trình bay; đều nằm trong giới hạn cho phép: nx ≤16, ny ≤ 5, nz ≤ 3. 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 x 10 4 -10 0 10 20 N x Qua tai doc truc 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 x 10 4 -10 -5 0 5 N y Qua tai kenh dung 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 x 10 4 -1 0 1 2 t [s] N z Qua tai kenh ngang Hình 3. Quá tải của tên lửa. - Lệnh điều khiển cánh lái các kênh thể hiện trên hình 4. Góc nghiêng và góc hướng quỹ đạo của tên lửa thể hiện trên hình 5. Góc chúc ngóc, góc hướng và góc nghiêng bên thể hiện trên hình 6. Góc tấn công và góc trượt cạnh của tên lửa trên hình 7. 0 50 100 150 200 250 300 350 -10 0 10 20 De lta P [d o] Lenh dieu khien canh lai kenh do cao 0 50 100 150 200 250 300 350 -5 0 5 10 De lta Y [d o] Lenh dieu khien canh lai kenh huong 0 50 100 150 200 250 300 350 -20 -10 0 10 t [s] De lta R [d o] Lenh dieu khien canh lai kenh cren Hình 4. Lệnh điều khiển cánh lái cho từng kênh điều khiển tên lửa. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 42, 04 - 2016 17 0 50 100 150 200 250 300 350 -20 0 20 40 60 TE TA [d o] Goc nghieng quy dao 0 50 100 150 200 250 300 350 -60 -40 -20 0 20 t [s] PS I [d o] Goc huong quy dao Hình 5. Góc nghiêng và góc hướng quỹ đạo tên lửa . 0 50 100 150 200 250 300 350 -20 0 20 40 Te ta [do ] Goc chuc goc 0 50 100 150 200 250 300 350 -60 -40 -20 0 20 ps i [d o] Goc huong 0 50 100 150 200 250 300 350 -5 0 5 10 t [s] ga ma [d o] Goc nghieng ben Hình 6. Góc nghiêng, góc hướng và góc nghiêng bên của tên lửa. 0 50 100 150 200 250 300 350 -25 -20 -15 -10 -5 0 5 alp ha [d o] Goc tan cong alpha 0 50 100 150 200 250 300 350 -4 -3 -2 -1 0 1 t [s] be ta [do ] Goc truot canh beta Hình 7. Góc tấn công và góc trượt cạnh của tên lửa. 3.2. Kết quả mô phỏng quỹ đạo trong chế độ cơ động trong các mặt phẳng Kết quả khảo sát trường hợp tên lửa Kh-35E cơ động trong mặt phẳng ngang và đứng. Trên hình 8 là các qúa tải của tên lửa khi cơ động kênh ngang kiểu змейка. Trên hình 9 là các quá tải của tên lửa cơ động kênh đứng kiểu горка. Tên lửa & Thiết bị bay N.Đ. Thành, “Mô phỏng động lực học vòng điều khiển tên lửa đối hải KH-35E.” 18 0 50 100 150 200 250 300 350 -5 0 5 10 15 Nx Qua tai doc truc 0 50 100 150 200 250 300 350 -6 -4 -2 0 2 Ny Qua tai kenh dung 0 50 100 150 200 250 300 350 -4 -2 0 2 4 t [s] Nz Qua tai kenh ngang Hình 8. Quá tải của tên lửa khi cơ động ngang kiểu змейка. 0 50 100 150 200 250 300 350 -5 0 5 10 15 Nx Qua tai doc truc 0 50 100 150 200 250 300 350 -6 -4 -2 0 2 Ny Qua tai kenh dung 0 50 100 150 200 250 300 350 -1 0 1 2 t [s] Nz Qua tai kenh ngang Hình 9. Quá tải của tên lửa khi cơ động đứng kiểu горка. Các kết quả mô phỏng trong các chế độ bay cho thấy quỹ đạo của TLĐH gần giống quỹ đạo mẫu của tên lửa Kh-35E: các tham số bay phù hợp với hiện tượng vật lý và tài liệu thuyết minh kỹ thuật [3,4]. 4. KẾT LUẬN Từ việc nghiên cứu cơ sở lý thuyết và các tài liệu TMKT, bài báo đã nghiên cứu tính toán bộ số liệu đầu vào, xây dựng được mô hình và mô phỏng quỹ đạo bay (động lực học bay) của tên lửa kiểu Kh-35E theo giản đồ thời gian. Mô hình mô phỏng này đã phản ánh được các tham số chính của TLĐH khi bay trên thực tế. Các kết quả mô phỏng phù hợp với số liệu trong các tài liệu thuyết minh kỹ thuật. Mô hình này có thể sử dụng để trợ giúp cho việc khảo sát nhanh các tham số khi thiết kế hệ thống điều khiển bay của TLĐH và ảnh hưởng của các tham số của hệ thống. Những kết quả nghiên cứu trên đây mới chỉ là bước đầu, có tính định tính cho một loại tên lửa cụ thể Kh-35E. Để có thể sử dụng cho các loại tên lửa khác trong quá trình thiết kế, chế tạo và cải tiến hiện đại hoá vũ khí, trang bị cần phải tiếp tục nghiên cứu bổ sung hoàn thiện mô hình mô phỏng đã xây dựng. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. Nguyễn Đức Cương, “Mô hình hoá và mô phỏng chuyển động của các khí cụ bay tự động”, Nhà xuất bản QĐND, Hà nội 2002. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 42, 04 - 2016 19 [2]. Nguyễn Đức Cương, Nguyễn Đức Thành, Nguyễn Công Định, “Tổng hợp lệnh điều khiển quỹ đạo tên lửa hành trình đối hải để nâng cao khả năng vượt hoả lực phòng không”, Tạp chí KHKT, Học viện Kỹ thuật Quân sự, số 125, tháng 12 - 2008. [3]. “Thuyết minh kĩ thuật Tên lửa 3M-24E”, tập 1 và tập 2. [4]. “Thuyết minh kĩ thuật tổ hợp Tên lửa trên tàu URAN-E”. [5]. “Динамическое проектирование систем управления автоматических маневренных летательных аппаратов”, под ред. Федосова Е.А., машиностроение, Москва, 1997. [6]. “Проектирование зенитных управляемых ракет”, под ред. Голубева И.С., МАИ, Москва, 1999. [7]. Лебедев А.А, Л С.Чернобровкин (1973), “Динамика полёта беспилотных апаратов”, Мосва, Машиностроение. ABSTRACT THE SIMULATION OF THE TRAJECTORY CONTROL LOOP DYNAMICS OF ANTI - SHIP CRUISE MISSILES The paper presents the method of building a trajectory control loop dynamical model in space of anti-ship cruise missiles. The trajectory was simulated with the given data of the hypothetical anti-ship cruise missile. This dynamical model can be used to investigate, assess the parameters that affect the trajectory of the anti - ship cruise missiles in space. Keywords: Dynamical model, Control, trajectory, Anti-ship cruise missiles. Nhận bài ngày 17 tháng 01 năm 2016 Hoàn thiện ngày 07 tháng 3 năm 2016 Chấp nhận đăng ngày 20 tháng 4 năm 2016 Địa chỉ: Viện Tên lửa, Viện KH-CNQS * Email: thanhnd37565533@gmail.com