Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo đa năng động lực sử dụng trong thử nghiệm động cơ tên lửa

Tên lửa & Thiết bị bay P. N. Quang, Đ. M. Lâm, “Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo động cơ tên lửa.” 172 NGHIÊN CỨU THIẾT KẾ, CHẾ TẠO HỆ THỐNG ĐO ĐA NĂNG ĐỘNG LỰC SỬ DỤNG TRONG THỬ NGHIỆM ĐỘNG CƠ TÊN LỬA Phạm Nhật Quang*, Đào Mộng Lâm Tóm tắt: Bài báo trình bày phương pháp nghiên cứu, chế tạo hệ thống đo đa năng sử dụng trong thử nghiệm động cơ tên lửa. Sử dụng phương pháp tính toán thiết kế, xây dựng được hệ thống đo và kiểm tra bằng thực nghiệm. Kết quả nghiên cứu được sử dụng đo các tham số lực đẩy, áp suất các loại động cơ tên lửa đảm bảo độ chính xác cao. Từ khóa: Hệ thống thử nghiệm vũ khí; Hệ thống đo đa năng động lực tên lửa. 1. MỞ ĐẦU Thử nghiệm động cơ tên lửa để đánh giá, so sánh các chỉ tiêu giữa thực tế và lý thuyết cần phải đạt. Thiết bị đo của các hãng như Dewetron, Dasim , v.v. có nhiều kênh đầu vào, sử dụng đa dạng các cảm biến đo của các hãng như: Kyowa, Zemic, Gantner, HBM, Hansford. Hệ thống đo được chế tạo đưới dạng tích hợp như một máy tính với các mô đun xử lý, card giao tiếp, phần mềm [1], [3] .Các hệ đo này được sử dụng nhiều trong các trung tâm kiểm định, phòng thí nghiệm, thử nghiệm ít có sự di chuyển thiết bị đo, không có nhiều rủi ro trong quá trình thử nghiệm. Quá trình thử nghiệm động cơ tên lửa gồm nhiều đợt khác nhau, với các rủi ro như: cháy nổ động cơ, đầu đo bị quá tải và nhiều nguyên nhân dẫn đến mất an toàn khác. Thiết bị đo phải cơ động trong quá trình triển khai, hoạt động ổn định, chính xác, dễ dàng phân tích, đánh giá dữ liệu, có khả năng xuất kết quả đo ngay sau khi thử nghiệm. Khi xảy ra hỏng hóc, có thể xác định, xử lý kịp thời, nhanh chóng. Bài báo trình bày phương pháp nghiên cứu, chế tạo hệ thống đo đa năng sử dụng trong thử nghiệm động cơ tên lửa [2], [4]. Hệ thống gồm bốn kênh đo với đầu vào là các cảm biến lực đẩy, áp suất, ngoài ra còn có thể xác định được thời gian điểm hỏa, thời gian tên lửa rời bệ (ví dụ thời điểm vũ khí FMV dời bệ khi bắn thử nghiệm, thời gian điểm hỏa động cơ tên lửa,). Hệ thống đo sau khi chế tạo sẽ được hiệu chỉnh đồng bộ với các cảm biến lực đẩy, áp suất trong phòng thí nghiệm và được hiệu chuẩn, kiểm định để đảm bảo độ tin cậy, độ chính xác, đáp ứng được các yêu cầu về thử nghiệm. Hệ thống đo được sử dụng các cảm biến lực có đầu vào đến 15 kN, với 02 đầu vào cảm biến áp suất đến 500 bar, thời gian hoạt động của động cơ đo được từ mili giây (ms) do đó hoàn toàn sử dụng được trong thử nghiệm hầu hết các loại động cơ tên lửa. Hệ số khuếch đại được hiệu chỉnh với từng cảm biến đảm bảo độ chính xác của phép đo. Hệ thống đo được phát triển và tùy chỉnh theo từng thành phần cấu thành, do đó khi xảy ra lỗi hoặc hỏng hóc, rất dễ dàng kiểm tra, xác định và khắc phục trong thời gian ngắn nhất. Với việc sử dụng card ADC 1616HS-BNC nhỏ gọn kết nối với máy tính xách tay qua cổng USB, phần mềm dễ dàng cấu hình, thiết lập các giao diện điều khiển và hiển thị phù hợp với từng loại động cơ tên lửa. Kết quả đo được phân tích dưới dạng đồ thị, hiển thị các thông số cần thiết (tổng xung, giá Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 173 trị cực đại, giá trị trung bình, thời gian của từng giai đoạn hoạt động của động cơ tên lửa,), kết quả này được lưu trữ hoặc in ấn ngay sau khi thử nghiệm. 2. NỘI DUNG 2.1. Cấu trúc hệ thống đo đa năng động lực tên lửa Hệ thống đo đa năng sử dụng trong thử nghiệm tên lửa có cấu trúc như trên hình vẽ; Hình 1. Sơ đồ hệ thống đo đa năng động lực tên lửa. Hình 1 là sơ đồ hệ thống đo đa năng động lực tên lửa với 04 kênh đo (01 kênh lực đẩy động cơ, 02 kênh áp suất buồng đốt, 01 kênh xác định thời gian điểm hỏa). Các cảm biến đo lực đẩy, áp suất được thiết kế, chế tạo theo đặc trưng của hệ bậc hai, phù hợp với động cơ tên lửa cần thử nghiệm [1]. Cáp đo chuyên dụng khoảng 200 mét (CAB) được sử dụng đồng bộ với các đầu đo, loại bọc kim chống nhiễu và đảm bảo các yêu cầu về nội trở, độ bền cơ học. Các loại cáp được thử nghiệm đồng bộ về độ ổn định, chính xác, khối lượng cuộn cáp để đảm bảo quá trình triển khai ngoài hiện trường và trong suốt quá trình đo; Bộ phận xử lý tín hiệu (CDV): Được cấu hình phù hợp với từng loại cảm biến khác nhau (hệ số khuếch đại, bộ lọc nhiễu, điện áp nuôi cầu,). Các CDV được cấu hình riêng cho các cảm biến đầu vào về hệ số khuếch đại, tần số bộ lọc, nguồn nuôi cầu đo, sơ đồ kết nối đầu vào. Card ADC 16 bit (USB-1616 HS-BNC), với khả năng cấu hình tần số lấy mẫu cao, phù hợp với cả những loại động cơ phóng với thời gian hoạt động mỡ mili giây (ms), giúp nâng cao đáng kể độ chính xác của các tham số đo được. Ngoài ra việc sử dụng cùng với máy tính xách tay để hiển thị kết quả, hệ thống đo tương đối nhỏ gọn, khả năng cơ động cao. 2.2. Các cảm biến sử dụng trong hệ thống đo đa năng động lực tên lửa Các cảm biến lực đẩy và áp suất sử dụng trong hệ thống đo động lực tên lửa có cấu trúc phần tử nhạy cảm là hình trụ đặc [6], [7]. Các cảm biến này được gá trên giá đo, tiếp xúc với đối tượng đo là động cơ tên lửa theo những nguyên tắc nhất định. Cảm biến là phẩn tử hệ bậc hai, hoạt động theo nguyên lý biến dạng đàn hồi. Phương trình tổng quát dưới dạng: F – kx - cx’ = mx” (1) CẢM BIẾN ÁP SUẤT 1 CẢM BIẾN ÁP SUẤT 2 CẢM BIẾN ĐO LỰC CDV-F CDV-AS 1 CDV-AS 2 CARD ADC USB- 1616HS- BNC MÁY TÍNH CAB 1-200m CAB 2-200m CH 0 CH 1 CAB 3-200m CH 2 BỘ PHẬN ĐIỂM HỎA TRIGER CH 3 CAB 4 ĐIỀU KHIỂN ĐO ĐỘNG CƠ TÊN LỬA Tên lửa & Thiết bị bay P. N. Quang, Đ. M. Lâm, “Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo động cơ tên lửa.” 174 hay là mx” + cx’ + kx = F (2) Biểu diễn dưới dạng phương trình vi phân bậc 2: F k x dt xd k c dt xd k m     1 2 2 (3) Với: m/k (rad/sec); mk c   2  [ m Ns Nsm 1 ] Phương trình vi phân bậc hai dưới dạng chuẩn là: F k 1 x dt xd2 dt xd1 n 2 2 2 n        (4) Hàm truyền: 1s 2 s 1 1 )s(G n 2 2 n       (5) Trong đó: F (Lực tác động); x (dịch chuyển tính từ trạng thái bền vững ban đầu); F (độ lệch lực F); x (độ lệch của dịch chuyển); ω (tần số tự nhiên không tắt); ξ (hệ số tắt dần); 1/k (độ nhạy); Phần tử nhạy cảm của cảm biến được thiết kế dưới dạng hình trụ đặc (thuần kéo hoặc thuần nén) với mạch cầu đủ (full bridge) [9], [10] với 2 tem đo và 2 tem bù trừ nhiệt độ [3]. Giá trị biến dạng dọc: d 2 4F Es    (6) Giá trị biến dạng ngang: n 2 4F Es      (7) Với  là hằng số poisson của vật liệu Độ nhạy của cảm biến được tính theo công thức: R d n 2 2 N U 4F 4F S 0,5g( ) 0,5g U Es Es                [mV/V] (8) Hình 2. Vị trí các tem đo và cầu Wheatstone trên phần tử nhạy cảm. R1 R4 R3 R2 R1 R2 R4 R3 UN UR Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 175 Mạch cầu được cấp nguồn nuôi thông qua cáp truyền tín hiệu theo các chế độ (từ các CDV), tín hiệu đầu ra được CDV khuếch đại phù hợp với dải đo sử dụng. 2.3. Nghiên cứu, xây dựng phần cứng của hệ thống 2.3.1. Tính toán hệ số khuếch đại cho bộ gia công tín hiệu Công thức (8) cho ta thấy điện áp đầu ra UR của cầu đo khi có tải cỡ mV, sử dụng CDV-700A để khuếch tại tín hiệu đo để bộ thu thập tín hiệu có thể nhận biết và xử lý. Với khả năng số khuếch đại tín hiệu một chiều đầu vào lên đến 10000 lần tín hiệu đầu vào, độ chính xác điện áp hiển thị là 4 chữ số, có lựa chọn tần số bộ lọc thông thấp, hoàn toàn phù hợp khi sử dụng với các cảm biên đo lực đẩy, áp suất động cơ tên lửa. Hệ số được chọn theo công thức: U = KĐ ∗ U, suy ra: Đ = (9) UICmin ≤ UIC ≤ UICmax; Với UICmin = - 10 V; UICmax=+10 V; KKĐ ≤ 10000; Với UIC: Điện áp đầu vào USB1616 HS; KKĐ: Hệ số khuếch đại UICmax; UIcmin: Điện áp lớn nhất, nhỏ nhất mà USB 1616 HS có thể nhận biết; Bảng 1. Chế độ chọn điện áp nuôi cầu cho bộ gia công tín hiệu. Công tắc số Chọn điện áp nuôi cầu Wheastone Chế độ khuếch đại DC 1 V 2 V 4 V 10 V 1 OFF ON OFF ON OFF 2 OFF OFF ON ON OFF 3 OFF OFF OFF OFF ON Điện áp nuôi cầu được chọn dựa trên cách bố trí cầu Wheastone trên phần tử nhạy cảm. Đối với các cảm biến sử dụng trong thử nghiệm động cơ tên lửa cầu Wheastone được nuôi bởi điện áp một chiều 4 V, tần số bộ lọc thông thấp được chọn 1 kHz, hoặc 10 kHz tùy thuộc vào thời gian cháy của từng loại động cơ tên lửa; Tín hiệu một chiều sau khi được gia công xử lý được kết nối với bộ USB- 1616HS-BNC với các thông số như: + 16 đầu vào tương tự dạng vi sai, dải điện áp đầu vào từ ±100mV đến ± 10V; + Tần số lấy mẫu 1MS/s, bộ chuyển đổi A/D 16 bít; + 16 đầu vào ra số, 4 bộ đếm, 2 timer,... + Hoạt động đồng bộ được với phần mềm DasyLab Các đầu vào/ra như trên hình vẽ: Hình 3. Các thành phần ở mặt trước và sau của card. Tên lửa & Thiết bị bay P. N. Quang, Đ. M. Lâm, “Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo động cơ tên lửa.” 176 Các đầu vào từ CH0-CH15 kiểu vi sai; đầu kết nối máy tính qua cổng USB, được nuôi bởi điện áp một chiều (6-16 VDC, dòng cực đại 1 A), các đầu ra số (DIVICE I/0); Sơ đồ khối chức năng của USB-1616HS-BNC như trên hình 4: Hình 4. Sơ đồ khối chức năng của card. 2.3.2. Xây dựng phần mềm điều khiển và hiển thị đo lường Card USB-1616HS-BNC được cấu hình trong phần mềm kết nối và được kết nối với máy tính qua cổng USB, giao diện điều khiển và hiển thị quá trình đo được viết trên phần mềm DasyLab, quá trình thu thập, xử lý và hiển thị kết quả như trên hình vẽ: Hình 5. Quá trình xử lý tín hiệu đo. Giao diện worksheet của chương trình như trên hình vẽ: Hình 6. Chương trình thu thập dữ liệu dạng worksheet. 2.4. Kết nối hệ thống đo và một số kết quả thử nghiệm Sử dụng 01 cảm biến đo lực đẩy động cơ tên lửa; 02 cảm biến đo áp suất dải đo đến 500 bar; Cáp đo chuyên dụng CAB 1 ÷ CAB 3, dài 200 mét; Cáp nối BNC 01 mét; CDV 700A, nguồn nuôi cầu 4 V, với hệ số G=200; Bộ lọc thông thấp LPT = 1k. Card ADC USB-1616HS-BNC. Đọc A/D Lọc nhiễu cao tần Vẽ biểu đồ đường cong Chỉnh “0” cho hệ thống Nội suy Hiển thị số Lưu số liệu Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 177 Cảm biến đo áp suấtCảm biến đo lực đẩy CDV Card A/DCáp đo Hình 7. Một số thiết bị chính của hệ thống đo đa năng. Hệ thống đo được hiệu chỉnh trong phòng thí nghiệm với máy chuẩn lực WP300 và máy tạo áp suất chuẩn. Một số kết quả như trong bảng 2. Bảng 2. Một số kết quả thử nghiệm. Thử nghiệm với máy tạo lực chuẩn WP300 Thử nghiệm với máy tạo áp suất chuẩn TT Fđặt (N) F đo được (N) TT Pđặt (bar) P đo được (bar) Lần 1 Lần 2 Lần 3 Lần 1 Lần 2 Lần 3 1 0 0,0 0,0 0,0 1 0 0,0 0,0 0,0 2 2000 2011 2008 2002 2 100 100,5 100,9 100,1 3 4000 4006 4009 4011 3 200 203,3 205,5 201,3 4 6000 6004 6001 6008 4 300 306,8 308,9 305,8 5 8000 8015 8012 8007 5 400 404,1 405,2 403,9 6 10000 10017 10022 10025 6 500 509,2 510,4 5011,9 Sau khi hiệu chuẩn, kiểm định hệ thống đo được sử dụng để đo lực đẩy, áp suất cho một số loại động cơ tên lửa đạt kết quả tốt (ví dụ như trên hình 8). Hình 8. Hệ thống đo được sử dụng trong thí nghiệm thực tế. Kết quả đo được phân tích theo từng kênh: Tên lửa & Thiết bị bay P. N. Quang, Đ. M. Lâm, “Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo động cơ tên lửa.” 178 Hình 9. Đường cong lực đẩy và áp suất trên từng kênh đo. Có thể hiển thị đồng thời các đường cong để so sánh như trên hình 10. Hình 10. Đường cong lực đẩy, áp suất trên cùng một Layout. 3. KẾT LUẬN Xuất phát từ những nhu cầu thực tế trong thử nghiệm vũ khí nói chung và động cơ tên lửa nói riêng để phát triển và hiện đại hóa phương tiện đo dùng trong thử nghiệm. Bài báo đã nghiên cứu, chế tạo hệ thống đo đa năng sử dụng trong thử nghiệm để đo các tham số lực đẩy, áp suất động cơ tên lửa. Hệ thống được chế tạo hoàn chỉnh, đồng bộ từ các cảm biến, bộ xử lý đến hiển thị các kết quả đo được và đã được ứng dụng trong thực tế thử nghiệm đạt kết quả tốt. N 12500 10000 7500 5000 2500 0 s 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5 §å THÞ lùc ®Èy §éNG C¥ T£N LöA LUC DAY HÖ THèNG §O §A N¡NG §éC LùC T£N LöA bar 100 75 50 25 0 s 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5 §å THÞ ¸p suÊt 1 AP SUAT 1 bar 100 75 50 25 0 s 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5 §å THÞ ¸p suÊt 2 AP SUAT 2 N 12500 10000 7500 5000 2500 0 s 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5 §å THÞ lùc ®Èy §éNG C¥ T£N LöA LUC DAY HÖ THèNG §O §A N¡NG §éC LùC T£N LöA bar 100 75 50 25 0 s 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5 §å THÞ ¸p suÊt 1 AP SUAT 1 bar 100 75 50 25 0 s 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5 §å THÞ ¸p suÊt 2 AP SUAT 2 STOPSTARTSET 0 Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 179 TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. Đào Mộng Lâm, Phạm Quang Minh, Phạm Nhật Quang, Đo lường các tham số động cơ phản lực với phần mềm DasyLab. NXB QĐND, 2010. [2]. Đào Mộng Lâm, Báo cáo tổng hợp đề tài cấp Nhà nước, Nghiên cứu thiết kế, chế tạo các cảm biến đo và hệ thống đo các thông số động lực học của thiết bị bay, Viện KH&CNQS, 2011. [3]. Phan Bá, Đào Mộng Lâm, Sen- xơ và kỹ đo lường, NXB Quân đội nhân dân 2001. [4]. Đào Mộng Lâm, Lê Vĩnh Hà, Phạm Quang Minh, Phạm Nhật Quang, Cảm biến áp điện và các hệ thống đo lường động học vũ khí, NXB QĐND, 2015; [5]. To Jane, Nicola and Julia,“Measurement and Instrumentation Principles” , Reed Educational and Professional Publishing Ltd, 2001. [6]. Alan S. Morris Reza Langari, “Measurement and Instrumentation Theory and Application ” Joe Hayton, 2016. [7]. Chen, Weinong WSong, Bo, “Split Hopkinson (Kolsky) bar: design, testing and applications” Springer Science & Business Media, 2010. [8]. Dharma Prakash Agrawal, “Embedded Sensor Systems”, Springer, Singapore, 2017. [9]. Arno Lenk, Rüdiger G. Ballas, Roland Werthschützky, Günther Pfeifer, “Microtechnology and mems”, Verlag Berlin Heidelberg, 2011. [10]. Ptak, Pawel, “Application of computer programmes in research projects and teaching”, Proceedings of the International Scientific Conference. Volume III, 2017. ABSTRACT RESEARCH DESIGN, MANUFACTURING MULTI-MEASUREMENT SYSTEM FOR USING THE ROCKET ENGINE TESTING The paper presents the method of researching and manufacturing multipurpose measuring system used in testing rocket engines. Using design calculation method, build a measuring and testing system by experiment. Research results are used to measure thrust and pressure parameters of rocket engines to ensure high accuracy. Keyword: Testing system of weapons; Multi-function rocket measuring system. Nhận bài ngày 15 tháng 01 năm 2019 Hoàn thiện ngày 08 tháng 3 năm 2019 Chấp nhận đăng ngày 15 tháng 3 năm 2019 Địa chỉ: Viện Khoa học và Công nghệ quân sự. * Email: quangnhatbkhn@gmail.com.