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 Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 41, 02 - 2016 3 NGHIÊN CỨU ĐÁNH GIÁ TÍNH ỔN ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN ĐƯỢC CỦA TÊN LỬA ĐỐI HẢI DẠNG CÁNH MÁY BAY Nguyễn Đức Thành*, Nguyễn Ngọc Lân Tóm tắt: Bài báo trình bày nội dung và phương pháp tiến hành đánh giá tính ổn định và điều khiển được của tên lửa đối hải dạng cánh máy bay. Từ cơ sở lý thuyết đã xây dựng chương trình tính toán các hệ số động lực học để xác định các hệ số truyền của các kênh điều khiển và đánh giá tính ổn định và điều khiển được của quỹ đạo tên lửa đối hải dạng cánh máy bay trong giai đoạn thiết kế sơ bộ. Từ khóa: Tính ổn định, Điều khiển được, Hệ số động lực học, Hệ số truyền, Quỹ đạo bay. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Quá trình nghiên cứu thiết kế chế tạo các tên lửa đối hải (TLĐH) thường bao gồm các giai đoạn chính sau: thiết kế sơ bộ, thiết kế kỹ thuật, thiết kế công nghệ và chế thử-thử nghiệm. Giai đoạn thiết kế sơ bộ đặc biệt quan trọng và ảnh hưởng rất lớn đến các giai đoạn tiếp theo. Trong giai đoạn thiết kế sơ bộ, căn cứ vào phương án phối trí tổng thể, phối trí khí động của quả đạn, hệ thống động lực, các tham số khối lượng quán tính định tâm và quỹ đạo bay của quả đạn để đưa ra phương án kiểm tra đánh giá tính ổn định và điều khiển được của tên lửa. Từ đó, đưa ra nhiệm vụ thiết kế cho hệ thống điều khiển, tính toán và lựa chọn hệ số truyền của vòng ổn định đảm bảo tính ổn định và điều khiển được của quỹ đạo bay đã lựa chọn. Tính ổn định của tên lửa là khả năng đảm bảo ổn định bay của tên lửa, có tính đến các khả năng thay đổi đặc tính bay trong giới hạn cho phép. Tính điều khiển được của tên lửa được đảm bảo nếu trên toàn quỹ đạo bay giá trị góc lệch của các cánh lái nhỏ hơn giá trị cho phép (góc lệch cực đại do đặc tính khí động quyết định). Nội dung bài báo trình bày phương pháp tiến hành đánh giá tính ổn định và điều khiển được của một loại TLĐH điển hình dạng cánh máy bay (P15U). 2. XÂY DỰNG MÔ HÌNH KHẢO SÁT ĐÁNH GIÁ TÍNH ỔN ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN ĐƯỢC CỦA TÊN LỬA ĐỐI HẢI KIỂU CÁNH MÁY BAY 2.1. Các giả thiết chính và hệ phương trình mô tả chuyển động của TLĐH trong không gian Các giả thiết chính: Để khảo sát tính điều khiển được của tên lửa trong giai đoạn thiết kế sơ bộ chúng ta sử dụng một số giả thiết sau: tên lửa được khảo sát như một vật rắn có khối lượng và trọng tâm thay đổi, chuyển động trong khí quyển dưới tác dụng của lực và mô men lực đẩy của động cơ phóng và động cơ hành trình. Các hệ số và mômen khí động được tính gần đúng theo tài liệu tính toán khí động, sai số đặt lực đẩy dx=dy=dz=0.002m, sai số góc lực đẩy =0, nhiễu gió Wy=5m/s, Wx=Wz=0, không có sự tương quan chéo giữa các kênh, kênh kren ổn định tức thời Hệ phương trình tuyến tính mô tả chuyển động của TLĐH trong không gian - Phương trình chuyển động trong mặt phẳng thẳng đứng [1,5]: ;... 0321 aaaa BAAZZ   ;... 0564 aaaa BAAZ   (1) Tên lửa & Thiết bị bay N. Đ. Thành, N. N. Lân, “Nghiên cứu đánh giá tính ổn định dạng cánh máy bay.” 4 ;0 Z  - Phương trình chuyển động trong mặt phẳng bên: ;..... 0212191 bbbbbb EAAHAEAXYY   ;..... 03031292832 bbbbbb EAAHAAXYX   ;..... 051641514 bbbbbb HAAXY    (2) ;0.. 248   bb Y 0.. 3536    bb trong đó: X, Y, Z: là độ lệch của các hình chiếu của véc tơ tốc độ quay của tên lửa so với hệ toạ độ quán tính; OgXgYgZg từ các giá trị chương trình. , , , ,  : là độ lệch của các góc tấn, trượt, tầm, hướng, xoắn so với các giá trị của chương trình. BA, HA, EA: là các giá trị độ lệch tương tương của cánh lái từ những giá trị của chương trình. Các hệ số phía trái của phương trình (1), (2) là các hệ số của các sơ đồ động lực học (hệ số động học a.b) xác định theo tài liệu [5] 2.2. Xây dựng mô hình khảo sát Trong giai đoạn thiết kế sơ bộ tên lửa được khảo sát như một vật rắn có khối lượng và trọng tâm thay đổi, chuyển động trong khí quyển dưới tác dụng của lực và mô men lực đẩy của động cơ khởi động và hành trình. Sơ đồ vòng ổn định của tên lửa đối hải xét trong quá trình thiết kế sơ bộ như hình 1 sau [5]: Hình 1. Sơ đồ vòng ổn định của tên lửa. Sơ đồ hàm truyền vòng điều khiển thể hiện trên hình 2, hàm truyền khâu tên lửa thể hiện trên hình 3.  Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 41, 02 - 2016 5 Hình 2. Hàm truyền vòng điều khiển. Hình 3. Hàm truyền khâu tên lửa. Để phân tích tính ổn định và điều khiển được của chuyển động góc (kênh tầm) của tên lửa dạng cánh máy bay (P15U) trên toàn bộ quỹ đạo bay ta sử dụng bộ số liệu đầu vào như sau [9]: + Khối lượng, tâm khối và các đặc trưng quán tính của tên lửa: t(s) m(kg) P_day(N) Xsm(m) Jx(kg.m2) Jy Jz 0 2312.0 12130.0 2.9585 255.41 4363.98 4401.85 1.34 2172.0 25514.62 2.87 224.39 4027.11 4035.82 1.35 1961.95 12130 2.69 169.87 3295.43 3254.77 1.36 1961.89 12130.0 2.69 169.87 3295.38 3254.73 30.00 1807.24 12130. 2.70 161.62 3161.68 3121.02 37.36 1767.52 5540.00 2.70 159.50 3127.32 3086.66 279.01 1131.98 5540.00 2.70 125.60 2577.89 2537.22 + Các tham số khí động của tầng phóng và hành trình tên lửa P-15U - Diện tích mặt cắt phần hình trụ của thân S(m2): 0.4534 - Đường kính hình trụ của thân D(m): 0.76 - Toạ độ tâm áp theo kênh trúc ngóc và hướng Fxz, fxy. - Giá trị theo M của các thành phần: Cxo, Cy, Cy, mz , mz . Tên lửa & Thiết bị bay N. Đ. Thành, N. N. Lân, “Nghiên cứu đánh giá tính ổn định dạng cánh máy bay.” 6 - Hệ số lực cản Cx, lực nâng Cy, hệ số mô men chúc ngóc m2. - Hệ số mô men xoắn mx. + Đặc trưng phóng và hành trình của động cơ. - Thời điểm tách tầng phóng (s): 1,35 - Sai số về góc giữa hướng các véc tơ lực đẩy của động cơ phóng và động cơ hành trình so với hướng của trục dọc tên lưa trong mặt phẳng OXY và OXZ CY= MY= CZ=MZ =0,50. - Các thành phần sai số điểm đặt của các véc tơ lực đẩy ở giai đoạn phóng và giai đoạn bay hành trình chiếu trên các trục của hệ toạ độ liên kết XC=YC =ZC =XM =YM =ZM =2 mm. + Đặc trưng đạn đạo (các tham số quỹ đạo bay). + Các thông số nhiễu loạn (tác động của gió, độ lệch tâm lực đẩy của động cơ). Các tham số đối với máy lái kênh tầm như sau: Hệ số phẩm chất Da = 70 (1/s) Góc lệch cực đại = 15 độ, Hằng số thời gian tác động  = 0,02s. Biên ổn định được xây dựng theo phương trình đặc trưng của vòng ổn định kín, biểu thức có dạng cơ bản như sau [5]: C0.P n + C1.P n – 1 + C2.P n – 2 + .....+ Cn –1.P + Cn = 0 Ở đây: P - Toán tử laplax. Bậc cao nhất n có thể bằng 7 và 5 (đối với kênh tầm hay kênh hướng tương ứng trong hai giai đoạn ), 6 và 4 (đối với kênh xoắn trong 2 giai đoạn); C0, C1, C2, ......., Cn – 1, Cn - là các hệ số phụ thuộc hệ số động lực học của tên lửa, đặc trưng của tuyến lái, hệ số truyền. Dựa theo các cơ sở lý thuyết, các số liệu về một tên lửa đối hải dạng cánh máy bay (kiểu P-15U) ta có thể tiến hành xây dựng mô hình để khảo sát tính ổn định và điều khiển được của quỹ đạo tên lửa. Chương trình được viết trên phần mềm MATLAB – SIMULINK. Từ các số liệu của một tên lửa giả định ta xây dựng được vùng ổn định kênh tầm trên mặt phẳng hiệu chỉnh như trên hình 4 với các hệ số truyền của vòng ổn định Kϑ , Kϑ’. Hình 4. Vùng ổn định kênh tầm. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 41, 02 - 2016 7 4. KẾT QUẢ KHẢO SÁT Trong nội dung nghiên cứu của bài báo sử dụng tiêu chuẩn ổn định tần số (xác định độ dự trữ ổn định theo biên độ và pha). Sau đây trình bày kết quả khảo sát tính ổn định và điều khiển được tại các thời điểm của một quỹ đạo bay cụ thể của tên lửa P-15U. Các chỉ tiêu cụ thể cần đạt được đối với vòng ổn định: - Độ dự trữ ổn định theo biên độ không nhỏ hơn 10db khi tính với các đặc tính danh nghĩa của các phần tử trong vòng ổn định và không nhỏ hơn 6db khi tính toán với các đặc tính có các sai số. - Độ dự trữ ổn định theo pha không nhỏ hơn 400...500 khi tính với các đặc tính danh nghĩa của các phần tử trong vòng ổn định và không nhỏ hơn 300 khi tính toán với các đặc tính có các sai số. - Đối với hệ thống điều khiển phải đảm bảo tính (điều khiển được) thể hiện bởi góc lệch cực đại của các cánh lái luôn nhỏ hơn góc lệch cực đại cho phép (  < max ). Khi nhập các số liệu đầu vào ta sẽ tính được các hệ số động học, các góc lệch cánh lái, các hệ số của vòng ổn định tại các thời điểm trên quỹ đạo bay. Xây dựng đồ thị đặc tính biên độ tần số và pha tần số của vòng ổn định với các hệ số truyền đã chọn tại thời điểm 1.34s như trên hình 5. Bằng đồ thị này có thể kiểm tra được tính ổn định và độ dự trữ về biên độ và pha của hệ thống (vòng ổn định kênh tầm). Đồ thị thứ nhất - Đặc tính tần số biên độ Lôgarit L(): trục tung L() đơn vị db, trục hoành tần số chia theo thang lôgarit thập phân (lg). Đồ thị thứ 2 - Đặc tính tần số pha Lôgarit  (): trục tung đơn vị tính là độ, trục hoành tần số chia theo thang lôgarit thập phân (lg). Hình 5. Đặc tính biên độ tần số và pha tần số tại t=1.34s. Trên các đồ thị hình 5 có xuất hiện các điểm đột biến về biên độ và pha tại các tần số cộng hưởng CH của hệ thống, tại điểm này hệ thống làm việc tốt nhất, giá trị cực đại tại điểm này là chỉ tiêu dao động. Tại các điểm tần số cắt  xác định được độ dự trữ biên độ và pha của hệ thống. Trên các hình 6,7,8 thể hiện quá trình quá độ góc teta, teta_s và góc lệch cánh lái tại thời điểm 1.34s. Tên lửa & Thiết bị bay N. Đ. Thành, N. N. Lân, “Nghiên cứu đánh giá tính ổn định dạng cánh máy bay.” 8 Hình 6. Quá trình quá độ của góc teta(t): trục tung là góc teta (độ) và trục hoành là thời gian (s). Hình 7. Quá trình quá độ của tốc độ góc teta_s: trục tung là tốc độ góc teta (độ/s) và trục hoành là thời gian (s). Hình 8. Quá trình quá độ của góc  (Deta): trục tung góc cánh lái (độ), trục hoành thời gian (s). Trên bảng 1 trình bày kết quả khảo sát tại một số thời điểm chính của quỹ đạo. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 41, 02 - 2016 9 Bảng 1. Kết quả khảo sát tại các thời điểm của phương án P15U. Thời gian xét (s) Góc lệch yêu cầu của cánh lái độ cao Độ dự trữ Biên độ (db) Độ dự trữ pha (độ) 1 7.476049 161.0320 15.3077 7.97 44.7 1.34 6.041077 97.5089 9.4615 7.76 45.3 1.35 21.719259 74.1103 7.1923 7.99 45.3 1.36 18.757791 78.9146 7.2692 7.82 44.1 7.69 12.190283 60.2313 5.4462 7.43 43.8 7.70 3.245845 62.7224 5.5077 7.28 43.1 8.3 0.958344 52.7580 4.9615 7.91 44.7 8.5 2.684941 51.5125 5.1000 7.62 45.9 35.97 5.191676 15.4626 1.4585 7.35 45.3 35.98 5.197390 15.4804 1.4708 7.24 45.4 100 4.244102 11.5480 1.1146 7.46 46 200 3.645616 9.1103 0.9369 7.86 47.7 279 3.233998 8.2562 0.8423 8.07 47.8 Qua nghiên cứu khảo sát tại một số điểm trên quỹ đạo của tên lửa kiểu P15U phương án cải tiến ta có các nhận xét như sau: - Tính ổn định của tên lửa vẫn đảm bảo được (độ dự trữ về biên độ nhỏ nhất là 7.24db và độ dự trữ pha nhỏ nhất là 43.1 độ). - Góc lệch cánh lái yêu cầu lớn nhất đối với kênh tầm giai đoạn phóng và bay hành trình (giai đoạn lấy độ cao) có lúc lớn hơn 150. Trong giai đoạn bay bằng góc lệch cánh lái yêu cầu lớn nhất là 5.19 độ. Do đó, phương án quỹ đạo P15U cải tiến cần phải có góc lệch cánh lái chương trình phù hợp và giải pháp nâng cao hiệu quả hoặc tăng góc quay cánh lái lớn hơn để đảm bảo tính điều khiển được. 5. KẾT LUẬN Các tác giả đã tiến hành xây dựng mô hình tính toán và khảo sát quỹ đạo bay của TLĐH dạng cánh máy bay (tên lửa P-15U) dựa vào các phương trình tuyến tính mô tả chuyển động của tên lửa. Bằng chương trình này có thể tiến hành đánh giá, kiểm tra sơ bộ xem quỹ đạo đưa ra có ổn định và điều khiển được hay không. Đồng thời đưa ra các yêu cầu thiết kế sơ bộ đối với hệ thống điều khiển. Bài báo đã tiến hành khảo sát đánh giá tính ổn định và điều khiển được với bộ số liệu và quỹ đạo bay của tên lửa kiểu P-15U. 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). K K Tên lửa & Thiết bị bay N. Đ. Thành, N. N. Lân, “Nghiên cứu đánh giá tính ổn định dạng cánh máy bay.” 10 [2]. Báo cáo tổng kết đề tài nền, “Tính toán thiết kế mẫu nguyên lý và triển khai chế tạo một số cụm chức năng của tên lửa hành trình đối hải dưới âm”, Nhánh 1, Chủ nhiệm Trần Đức Trung, (2005). [3]. Nguyễn Thương Ngô, “Lý thuyết điều khiển tự động hiện đại”, NXB Khoa học và kỹ thuật, Hà nội, (1999). [4]. Nguyễn Hoàng Hải, Nguyễn Việt Anh, “Lập trình MATLAB và ứng dụng”, NXB Khoa học và kỹ thuật, Hà nội, (2009). [5]. Методика анализа устойчивости и выбора алгоритмов стабилизации ракеты. [6]. Лебедев A. A., “ЧернобровкинЛ. C. Динамика беспилотных летательных аппаратов”, Машиностроение, М. (1973). [7]. Γoлyбeв И. С. и другие, “Проекmирование зениmных уnравляемых ракеm”, М., МАИ, (1999). [8]. Лебедев А.А, Л С.Чернобровкин , “Динамика nолёmа бесnилоmных аnараmов”, Мосва, Машиностроение, (1973). [9]. Tài liệu TMKT tên lửa P-15U. ABSTRACT RESEARCH, ASSESS THE STABILITY AND CONTROLLABILITY OF ANTI SHIP MISSILES WITH FIXED WING AIRCRAFT This paper presents the content and methods of assessing the stability and controllability of anti ship missiles with fixed wing aircraft. Based on the theoretical basis, built the program for calculating the kinetic coefficients to determine the transmission ratios of the control channel and assess the stability and controllability of anti ship missile with fixed wing aircraft during the preliminary design phase. Keywords: Stability, Controllability, Kinetic coefficient, Transmission ratio. Nhận bài ngày 15 tháng 12 năm 2015 Hoàn thiện ngày 22 tháng 01 năm 2016 Chấp nhận đăng ngày 23 tháng 02 năm 2016 §Þa chØ: Viện Tên lửa, Viện Khoa học và Công nghệ quân sự. * Email: thanhnd37565533@gmail.com