Tổng hợp hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa sử dụng kết hợp phương pháp điều khiển khí động và động cơ phản lực xung mô men

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

BỘ QUỐC PHÒNG

HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ

CAO HỮU TÌNH

TỔNG HỢP HỆ THỐNG TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA
SỬ DỤNG KẾT HỢP PHƯƠNG PHÁP ĐIỀU KHIỂN KHÍ ĐỘNG
VÀ ĐỘNG CƠ PHẢN LỰC XUNG MÔ MEN

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

HÀ NỘI – NĂM 2015


BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

BỘ QUỐC PHÒNG

HỌC VIỆN KỸ THUẬT QUÂN SỰ

CAO HỮU TÌNH

TỔNG HỢP HỆ THỐNG TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA
SỬ DỤNG KẾT HỢP PHƯƠNG PHÁP ĐIỀU KHIỂN KHÍ ĐỘNG
VÀ ĐỘNG CƠ PHẢN LỰC XUNG MÔ MEN

Chuyên ngành: Kỹ thuật Điều khiển và Tự động hóa
Mã số: 62 52 02 16

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:
1. GS.TSKH NGUYỄN CÔNG ĐỊNH
2. PGS.TS VŨ HỎA TIỄN

HÀ NỘI – NĂM 2015


i

LỜI CAM ĐOAN
Tôi cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Các số liệu, kết
quả nêu trong luận án là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ
một công trình nào khác.
Tác giả

Cao Hữu Tình


ii

LỜI CẢM ƠN
Trước hết, tôi xin bày tỏ lòng biết ơn chân thành đến thầy giáo hướng
dẫn khoa học, GS.TSKH Nguyễn Công Định và PGS.TS Vũ Hỏa Tiễn, đã
định hướng, kiểm tra kết quả nghiên cứu, giúp đỡ và khuyến khích tôi hoàn
thành luận án.
Tôi cũng xin cảm ơn các nhà khoa học và tập thể cán bộ giáo viên Bộ
môn Tên lửa / Khoa Kỹ thuật điều khiển đã quan tâm đóng góp ý kiến giúp

tôi hoàn thiện nội dung nghiên cứu.
Tôi chân thành cảm ơn các đồng nghiệp trong Viện Công nghệ mô
phỏng / Học viện Kỹ thuật quân sự đã chia sẻ công việc giúp tôi có thời gian
tập trung thực hiện luận án.
Cuối cùng, tôi xin cảm ơn gia đình, bạn bè và các đồng nghiệp đã luôn
động viên khuyến khích giúp tôi có thêm nghị lực để hoàn thành nội dung
luận án.


iii

MỤC LỤC
LỜI CAM ĐOAN ............................................................................................... i
LỜI CẢM ƠN .................................................................................................... ii
MỤC LỤC ........................................................................................................ iii
DANH MỤC CÁC CHỮ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU ......................................... vi
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ .......................................................... viii
MỞ ĐẦU ........................................................................................................... 1
Chương 1 TỔNG QUAN VỀ VẤN ĐỀ TỔNG HỢP HỆ THỐNG TỰ ĐỘNG
ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA ĐIỀU KHIỂN KẾT HỢP ................. 10
1.1. Tổng quan tình hình nghiên cứu của nước ngoài ..................................... 10
1.1.1. Các phương pháp tổng hợp phi tuyến hệ tự động ổn định trên
khoang tên lửa ............................................................................................ 10
1.1.2. Tính rời rạc của thiết bị động cơ phản lực xung trong hệ tự động ổn
định trên khoang ......................................................................................... 15
1.1.3. Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp tạo lực –
mô men kết hợp .......................................................................................... 16
1.2. Tình hình nghiên cứu trong nước ............................................................ 18
1.3. Đặt vấn đề nghiên cứu ............................................................................ 20
1.4. Kết luận chương ..................................................................................... 21

Chương 2 TỔNG HỢP HỆ TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN
LỬA ĐIỀU KHIỂN BẰNG CÁNH LÁI KHÍ ĐỘNG VÀ ĐỘNG CƠ PHẢN
LỰC DẠNG XUNG......................................................................................... 22
2.1. Một số phương pháp tạo lực và mô men điều khiển tên lửa .................... 22
2.2. Mô hình động lực học của tên lửa với phương pháp tạo lực điều khiển
kết hợp khí động và động cơ phản lực xung mô men ..................................... 24
2.2.1. Lực và mô men tạo bởi cánh lái khí động.......................................... 25
2.2.2. Lực và mô men tạo bởi thiết bị động cơ phản lực xung ..................... 26


iv

2.2.3. Mô hình động lực học tên lửa sử dụng kết hợp cánh lái khí động và
động cơ phản lực ........................................................................................ 27
2.3. Chức năng của hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa ........................... 28
2.4. Cấu trúc của hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa .............................. 30
2.4.1. Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp tạo lực –
mô men khí động ........................................................................................ 30
2.4.2. Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp tạo lực –
mô men phản lực dạng xung ....................................................................... 32
2.5. Tổng hợp bộ điều khiển gain – scheduling cho hệ ASS của tên lửa theo
phương pháp biểu đồ hệ số ............................................................................ 33
2.5.1. Phương pháp biểu đồ hệ số và nguyên lý điều khiển gain scheduling .................................................................................................. 33
2.5.2. Tổng hợp bộ điều khiển CDM cho hệ ASS của tên cánh lái khí động 37
2.5.3. Tổng hợp bộ điều khiển CDM gain-scheduling cho hệ ASS của tên
lửa điều khiển bằng động cơ phản lực dạng xung ....................................... 42
2.6. Kết luận chương ..................................................................................... 46
Chương 3 TỔNG HỢP HỆ TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN
LỬA ĐIỀU KHIỂN KẾT HỢP ........................................................................ 47
3.1. Giới thiệu ................................................................................................ 47

3.2. Tổng hợp bộ điều khiển mờ Takagi-Sugeno cho hệ tự động ổn định trên
khoang tên lửa điều khiển kết hợp ................................................................. 49
3.2.1. Điều khiển mờ Takagi-Sugeno .......................................................... 49
3.2.2. Xây dựng mô hình mờ Takagi-Sugeno cho mô hình phi tuyến của
tên lửa ......................................................................................................... 51
3.2.3. Tổng hợp bộ điều khiển mờ kết hợp .................................................. 54
3.3. Khảo sát, đánh giá chất lượng hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp
dùng bộ điều khiển CDM-fuzzy..................................................................... 62


v

3.3.1. Mô hình và tham số tên lửa ............................................................... 62
3.3.2. Thiết lập mô hình khảo sát hệ ASS trên máy tính.............................. 64
3.3.3. Khảo sát và đánh giá chất lượng hệ ASS với bộ điều khiển CDMfuzzy ......................................................................................................... 66
3.4. Hoàn thiện thuật toán kích hoạt thiết bị động cơ phản lực xung .............. 72
3.5. Kết luận chương ..................................................................................... 79
Chương 4 ĐÁNH GIÁ HIỆU QUẢ CỦA TÊN LỬA PHÒNG KHÔNG SỬ
DỤNG HỆ TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG KẾT HỢP ......................... 80
4.1. Mô hình toán học xác định hiệu quả tiêu diệt mục tiêu của tên lửa
phòng không .................................................................................................. 80
4.2. Một số dạng cơ động điển hình của mục tiêu .......................................... 83
4.2.1. Phương trình chuyển động của mục tiêu ........................................... 83
4.2.2. Các dạng cơ động của mục tiêu ......................................................... 85
4.3. Cấu trúc động học vòng điều khiển tự dẫn với phương pháp dẫn tỷ lệ .... 86
4.4. Đánh giá hiệu quả của tên lửa sử dụng hệ tự động ổn định trên khoang
kết hợp........................................................................................................... 89
4.4.1. Mô hình và điều kiện khảo sát........................................................... 89
4.4.2. Kết quả đánh giá độ trượt tức thời ..................................................... 91
4.4.3. Đánh giá hiệu quả tiêu diệt mục tiêu ................................................. 94

4.5. Kết luận chương ..................................................................................... 97
KẾT LUẬN CHUNG ....................................................................................... 98
DANH MỤC CÔNG TRÌNH CỦA TÁC GIẢ ............................................... 102
TÀI LIỆU THAM KHẢO .............................................................................. 104


vi

DANH MỤC CÁC CHỮ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU
1. Chữ viết tắt:
ASS

Tự động ổn định trên khoang

CDM

Phương pháp biểu đồ hệ số (Coefficient Diagram Method)

ĐCPLX Động cơ phản lực xung
LMI

Bất phương trình ma trận tuyến tính (Linear Matrix Inequality)

TLPK

Tên lửa phòng không

T-S

Takagi-Sugeno

2. Ký hiệu:
Ký hiệu

Đơn vị

W

m/s2
2

Ý nghĩa
Gia tốc pháp tuyến tên lửa

Wmt

m/s

V

m/s

Vận tốc tên lửa

Vmt

m/s

Vận tốc mục tiêu

Vtc

m/s

Vận tốc tiếp cận tên lửa – mục tiêu

H

m

Độ cao bay của tên lửa

 Z1

rad/s

Vận tốc góc gật của tên lửa

ωmt

rad/s

Tần số cơ động của mục tiêu

α

rad

Góc tấn công của tên lửa

θ

rad

Góc nghiêng quỹ đạo của tên lửa

D

m

Cự ly tên lửa – mục tiêu

n

Gia tốc pháp tuyến mục tiêu

Số lượng ĐCPLX

1

s

Thời gian làm việc trung bình của một ĐCPLX

dk

s

Chu kỳ điều khiển của thiết bị ĐCPLX

РIM

N

Lực đẩy của một ĐCPLX


vii

P

N

Lực đẩy động cơ hành trình

I Z1

kgm2

Mô men quán tính tên lửa

m

kg

Khối lượng tên lửa

xF , x F  ,
xGD

m

Tọa độ tâm áp, tâm áp cánh lái, tâm khối thiết bị
ĐCPLX so với trọng tâm tên lửa

xL1, xL2

m

Tọa độ miệng loa phụt, đáy buồng đốt động cơ
hành trình so với trọng tâm tên lửa

S

m2

Diện tích miden của tên lửa

q

kg/ms2 Áp lực tốc độ

mc

kg/s

Tốc độ tiêu hao khối lượng nhiên liệu

m Z1Z1

1/rad

Đạo hàm hệ số mô men cản theo góc gật

Cy

1/rad

Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc tấn công

Cy

1/rad

Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc quay cánh lái độ
cao



rad

Góc quay cánh lái độ cao

N

Lực đẩy gaz động tạo bởi một ĐCPLX thứ "i"



y

Pyi
g



Tín hiệu điều khiển thiết bị ĐCPLX

a

Tín hiệu điều khiển cánh lái khí động



rad

Góc quay đường ngắm

h

m

Sai số trung bình bình phương của độ trượt

h

m

Độ trượt tức thời của tên lửa

R0

m

Bán kính sát thương của phần chiến đấu

mcd

kg

Khối lượng của phần chiến đấu

 
.

Phép biến đổi z

E[.]

Phép làm tròn số thập phân


viii

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ
STT

Tên hình vẽ, đồ thị

Trang

1

Hình 1.1: Các phương pháp tổng hợp điều khiển phi tuyến hệ
ASS của tên lửa

12

2

Hình 2.1: Tên lửa PAC-3 trong hệ thống phòng không Patriot

23

3

Hình 2.2: Mô hình tên lửa điều khiển bằng khí động và động
cơ phản lực xung tác động kiểu mô men

24

4

Hình 2.3: Sơ đồ cấu trúc của hệ tự động ổn định chuyển động
ngang của tên lửa với một vòng hồi tiếp theo vận tốc góc

30

5

Hình 2.4: Sơ đồ cấu trúc hệ tự động ổn định chuyển động
ngang của tên lửa với vòng hồi tiếp theo vận tốc góc và gia
tốc pháp

31

6

Hình 2.5: Phản ứng của tên lửa trước đột biến lệnh đầu vào

31

7

Hình 2.6: Sơ đồ cấu trúc hệ tự động ổn định chuyển động
ngang của tên lửa khi điều khiển bằng động cơ phản lực xung

32

8

Hình 2.7: Sơ đồ khối dạng chuẩn tắc của hệ thống điều khiển
sử dụng phương pháp CDM

35

9

Hình 2.8: Một số dạng sơ đồ điều khiển gain-scheduling

37

10

Hình 2.9: Sơ đồ hệ ASS của tên lửa cánh lái khí động
sử dụng bộ điều khiển CDM

38

11

Hình 2.10: Đồ thị góc tấn công và góc quay cánh lái tên lửa
của 3 phương án khảo sát

40

12

Hình 2.11: Khảo sát ảnh hưởng của sự thay đổi tham số

41

13

Hình 2.12: Sơ đồ hệ ASS của tên lửa điều khiển bằng động
cơ phản lực dạng xung sử dụng bộ điều khiển gainscheduling

42

14

Hình 2.13: Đồ thị góc tấn công tên lửa

44

15

Hình 2.14: Quá trình hình thành và duy trì góc tấn công xác
lập

45


ix

16

Hình 3.1: Mô hình kết hợp cánh lái khí động và thiết bị
ĐCPLX

48

17

Hình 3.2: Sơ đồ cấu trúc hệ tự động ổn định trên khoang tên
lửa dùng điều khiển CDM-fuzzy

55

18

Hình 3.3: Hàm liên thuộc của các biến đầu vào bộ điều khiển
mờ

57

19

Hình 3.4: Tham số hình học của mẫu tên lửa

62

20

Hình 3.5: Quy trình tính toán và xử lý số liệu hệ số khí động
của tên lửa

63

21

Hình 3.6: Đồ thị hệ số lực nâng theo góc tấn công

64

22

Hình 3.7: Thiết lập mô hình mô phỏng khảo sát hệ ASS

65

23

Hình 3.8: Hàm liên thuộc của biến đầu vào α

65

24

Hình 3.9: Hàm liên thuộc của biến đầu vào 

66

25

Hình 3.10: Đồ thị góc tấn công đầu ra khi lệnh đầu vào
tương ứng với góc tấn công yêu cầu là 200

67

26

Hình 3.11: Số lượng ĐCPLX được sử dụng khi hai kênh kết
hợp

68

27

Hình 3.12: Số lượng ĐCPLX được sử dụng khi kênh phản lực

hoạt động độc lập

68

28

Hình 3.13: Đồ thị khảo sát hệ ASS sử dụng bộ điều khiển kết
hợp theo cơ chế chuyển mạch nối tiếp

69

29

Hình 3.14: Đồ thị khảo sát hệ ASS sử dụng bộ điều khiển mờ
khi lệnh điều khiển tương ứng với góc tấn công yêu cầu bằng
200

70

30

Hình 3.15: Đồ thị khảo sát hệ ASS sử dụng bộ điều khiển mờ
khi lệnh điều khiển tương ứng với góc tấn công yêu cầu bằng
300

71

31

Hình 3.16: Sơ đồ bố trí các ĐCPLX trên thiết bị ĐCPLX

73

32

Hình 3.17: Phân bố ĐCPLX theo ma trận hàng - cột

73


x

33

Hình 3.18: Quan hệ hình học giữa các vector phản lực trên
các hàng

74

34

Hình 3.19: Thuật toán chọn kích hoạt ĐCPLX trong một chu
kỳ điều khiển

78

35

Hình 4.1: Sơ đồ cấu trúc hệ thống điều khiển tên lửa tự dẫn
khi dẫn tỷ lệ

86

36

Hình 4.2: Động hình học tự dẫn

88

37

Hình 4.3:Mô hình khảo sát đánh giá hiệu quả tiêu diệt mục
tiêu của tên lửa

91

38

Hình 4.4: Độ trượt tức thời của tên lửa khi mục tiêu cơ động
một phía với gia tốc pháp tuyến 5g

92

39

Hình 4.5: Độ trượt tức thời của tên lửa khi mục tiêu cơ động
một phía với gia tốc pháp tuyến 7g

92

40

Hình 4.6: Quỹ đạo tên lửa và mục tiêu khi mục tiêu cơ động
kiểu “con rắn” với gia tốc pháp tuyến 15g

93


1

MỞ ĐẦU
Tính cấp thiết của vấn đề và mục tiêu nghiên cứu:
Trong chiến tranh phòng không hiện đại, các phương tiện tấn công
đường không của đối phương phát triển không ngừng về khả năng chiến thuật
và khả năng kỹ thuật. Về khả năng chiến thuật, hướng phát triển của phương
tiện tấn công đường không có thể khái quát như sau:
- Mở rộng, tăng cường trinh sát điện tử, thu thập dữ liệu của các loại mục
tiêu cần tấn công bằng mọi phương tiện hiện đại. Phân tích dữ liệu tự động để
hình thành phương án tấn công bảo đảm yếu tố bí mật, bất ngờ;
- Tác chiến đồng thời với cường độ cao ở mọi độ cao và cự ly bằng các
loại vũ khí công nghệ cao, độ chính xác cao;
- Tác chiến trong mọi điều kiện thời tiết, thời gian.
Về khả năng kỹ thuật, trong những năm gần đây các phương tiện tấn
công đường không phát triển nổi bật trong một số lĩnh vực:
- Động lực và động lực học làm tăng vận tốc bay (1,5M3M đối với loại
máy bay có người lái và trên 3M đối với loại không người lái); tăng khả năng
cơ động, khả năng tạo quá tải (5g8g đối với loại có người lái và 15g20g đối
với loại không người lái);
- Tăng trần bay, tác chiến ở độ cao lên tới 18km20km, hoặc giảm trần
bay thấp giới hạn dưới 100m;

- Giảm diện tích phản xạ hiệu dụng đối với các đài radar phát hiện từ dải
(0,85)m2 đối với máy bay ném bom và trinh sát, xuống dải (0,051)m2 bằng
công nghệ tàng hình;
- Trang bị vũ khí công nghệ cao như các loại tên lửa có điều khiển, bom


2

có điều khiển bằng radar tích cực, radar thụ động, laze, quang nhiệt kèm theo
các hệ thống điều khiển hoàn toàn tự động;
- Tăng cường số lượng và chủng loại vũ khí, trang bị trên khoang.
Đối với vũ khí tấn công là những tên lửa chiến thuật (đặc biệt là những
tên lửa mang vũ khí hạt nhân, vũ khí hoá học hay sinh học) thì cần phải tiêu
diệt không những phương tiện mang, mà còn phải tiêu diệt cả phần chiến đấu
của chúng ngay ở trên không. Phần chiến đấu của những mục tiêu như trên
nếu không bị phá hủy trên không thì vẫn tiếp tục chuyển động theo quỹ đạo
xuống đất và gây thiệt hại cho mục tiêu cần bảo vệ. Để tiêu diệt được phần
chiến đấu của những mục tiêu này đòi hỏi phải đảm bảo sao cho tên lửa
phòng không (TLPK) có thể tiêu diệt mục tiêu bằng phương pháp chạm nổ
(hit-to-kill).
Khả năng cơ động cao là một trong những yếu tố quyết định đến độ
chính xác dẫn cần thiết cho TLPK tự dẫn tại phần cuối quỹ đạo bay. Khả năng
cơ động cao của tên lửa được hiện thực hoá nhờ phương pháp tạo lực và mô
men điều khiển bằng động cơ phản lực, tạo ra phản lực vuông góc với trục
dọc. Sự thay đổi về phương pháp tạo lực và mô men điều khiển dẫn đến hàng
loạt các thay đổi thiết kế trong hệ thống điều khiển tên lửa, trong đó có sự
thay đổi về thiết kế hệ thống ổn định trên khoang nhằm đáp ứng những yêu
cầu và hình thành các đặc trưng mới của hệ thống.
Mục tiêu của luận án nhằm giải quyết một trong những vấn đề cấp thiết
đặt ra đối với loại TLPK tự dẫn thế hệ mới được trang bị thêm hệ thống tạo

lực và mô men điều khiển bằng động cơ phản lực. Đó là bài toán tổng hợp hệ
tự động ổn định trên khoang (ASS) của tên lửa điều khiển kết hợp giữa cánh
lái khí động và động cơ phản lực. Luận án cũng xác định sử dụng những chỉ
tiêu chất lượng của hệ ASS nói riêng và toàn bộ vòng điều khiển tự dẫn nói


3

chung để nghiên cứu đánh giá khả năng nâng cao hiệu quả tiêu diệt mục tiêu
của tên lửa được trang bị phương pháp tạo lực và mô men điều khiển mới.
Thực hiện nội dung luận án này sẽ góp phần bổ sung các nghiên cứu về
lý thuyết, thông qua mô phỏng trên máy tính làm sáng tỏ bản chất, đặc tính kỹ
thuật mới của một số loại tên lửa hiện đại đã và sẽ được sử dụng trong quân
đội ta. Kết quả nghiên cứu sẽ tạo cơ sở khoa học cho việc thiết kế mới hoặc
cải tiến nâng cao hiệu quả tiêu diệt mục tiêu của tên lửa hiện có trong quân
đội, đồng thời góp phần khai thác sử dụng hiệu quả và làm chủ vũ khí khí tài
quân sự hiện đại.
Đối tượng nghiên cứu của luận án:
Đối tượng nghiên cứu của luận án giới hạn ở lớp TLPK tầm trung điều
khiển từ xa kết hợp tự dẫn sử dụng kết hợp phương pháp tạo lực bằng khí
động và động cơ phản lực dạng xung tác động kiểu mô men. Những loại
TLPK tầm trung hiện đại hầu hết được điều khiển từ xa kết hợp với tự dẫn
hoặc hoàn toàn tự dẫn, đáp ứng yêu cầu chiến thuật và đối phó hiệu quả với
các phương tiện tập kích đường không hiện đại của đối phương. Hơn nữa,
hiện tại và tương lai của kế hoạch mua sắm các tổ hợp TLPK thế hệ mới cũng
sẽ hướng tới các tổ hợp cơ động, đa kênh với TLPK điều khiển tự dẫn khi tiếp
cận mục tiêu như đạn 9M96E của tổ hợp S-300PMU2 hoặc tên lửa PAC-3
trong hệ thống phòng không Patriot. Các tổ hợp tên lửa thế hệ mới này được
trang bị tên lửa với phương pháp tạo lực và mô men điều khiển bằng phản lực
trong giai đoạn tự dẫn để nâng cao độ chính xác tiêu diệt mục tiêu.

Phạm vi nghiên cứu:
Luận án giới hạn trong những nghiên cứu tìm lời giải cho bài toán tổng
hợp hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa với cả hai phương pháp tạo
lực – mômen điều khiển là khí động và phản lực (hay còn gọi là phương pháp


4

kết hợp). Trên cơ sở của phương pháp thiết kế hệ ASS đã nhận được, luận án
đi sâu lựa chọn quy luật kết hợp hai phương pháp tạo lực – mômen, bảo đảm
tính cơ động cao cho tên lửa theo yêu cầu và sự tối ưu sử dụng năng lượng
của thiết bị động cơ phản lực.
Kiểm chứng cho hiệu quả tổng hợp hệ điều khiển ASS, hệ sẽ được ghép
vào vòng điều khiển kín tự dẫn để khảo sát các đặc trưng động học, đánh giá
độ chính xác khi tiếp cận mục tiêu. Thông qua các kết quả thử nghiệm và đặc
trưng thống kê, luận án sẽ rút ra kết luận quan trọng về xác suất tiêu diệt mục
tiêu của đối tượng nghiên cứu, đó cũng là ý nghĩa thực tế của đề tài.
Một số giới hạn khi nghiên cứu:
TLPK thông thường có sơ đồ khí động với hệ cánh nâng, cánh ổn định
và cánh lái đối xứng qua trục kiểu chữ thập (+) hay dấu nhân (×). Các cặp
cánh nâng và cánh lái có thể được bố trí tương ứng trong cùng một mặt phẳng
hay lệch nhau một góc 45o. Từ cách đặt vấn đề là tên lửa có hệ cánh đối xứng
qua trục, có thể suy ra sự đối xứng của các lực và mô men khi chiếu chúng lên
các trục OY1 và OZ1 của hệ tọa độ liên kết. Kết quả mô tả toán học các
chuyển động của tên lửa trong các mặt phẳng điều khiển sẽ cơ bản giống
nhau. Luận án cũng sử dụng thêm điều kiện là xem xét các phương trình
chuyển động khi tên lửa bị lệch khỏi quỹ đạo động của phương pháp dẫn.
Điều đó cho phép không cần xét tác động thường xuyên của lực trọng trường.
Luận án cũng coi tên lửa đã được ổn định quanh trục dọc (rãnh liệng) và tên
lửa không có dao động uốn thân.

Xuất phát từ những giới hạn trên đây, luận án tập trung giải quyết bài
toán thiết kế hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa trong mặt phẳng thẳng
đứng (rãnh gật) và quá trình điều khiển chỉ xét trong giai đoạn tự dẫn đến mục


5

tiêu, là giai đoạn thể hiện tính chất quyết định của phương pháp tạo lực – mô
men điều khiển đối với hiệu quả bắn.
Nội dung và phương pháp nghiên cứu của luận án:
Căn cứ trên những định hướng nghiên cứu cơ bản, nội dung của luận án
tập trung vào những vấn đề chính sau đây:
1. Nghiên cứu, đánh giá tổng quan các công trình nghiên cứu thiết kế bộ
điều khiển cho hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa với phương pháp điều
khiển kết hợp khí động và phản lực. Nghiên cứu cấu trúc và động học hệ ASS và
hệ thống điều khiển trên khoang của tên lửa tự dẫn làm cơ sở chính để khảo sát,
thử nghiệm và đánh giá chất lượng toàn bộ vòng điều khiển để có thể xác định
hiệu quả chiến đấu của đối tượng.
2. Xây dựng phương pháp để tổng hợp hệ thống tự động ổn định trên
khoang tên lửa bảo đảm chất lượng và các đặc trưng động học. Khảo sát, đánh
giá và đề xuất luật ổn định tên lửa với phương pháp tạo lực và mô men điều
khiển mới, bảo đảm chất lượng điều khiển cao; tối thiểu hóa về năng lượng,
khối lượng và kích thước thiết bị.
3. Hoàn thiện thuật toán kích hoạt thiết bị ĐCPLX.
4. Khảo sát đánh giá chất lượng, hiệu quả điều khiển của TLPK trong
vòng điều khiển kín tự dẫn với các dạng cơ động và điều kiện bay của mục
tiêu hiện đại.
Phương pháp nghiên cứu trong luận án là:
- Phương pháp nghiên cứu lý thuyết phân tích – tổng hợp hệ thống điều
khiển thiết bị bay trên cơ sở lý thuyết điều khiển hiện đại;

- Phương pháp mô hình hóa hệ thống và mô phỏng trên máy tính;
- Phương pháp mô phỏng thống kê để đánh giá kết quả.


6

Kết quả nghiên cứu của luận án
- Đã nghiên cứu sử dụng phương pháp biểu đồ hệ số và gain-scheduling
để tổng hợp bộ điều khiển cho hệ ASS của 2 mô hình tên lửa với cánh lái khí
động và động cơ phản lực dạng xung.
- Đã nghiên cứu hoàn thiện thuật toán kích hoạt ĐCPLX, khắc phục
được các điểm hạn chế trong thuật toán đã có trong một nghiên cứu trước đây.
- Đề xuất sử dụng điều khiển mờ Takagi-Sugeno trong tổng hợp bộ điều
khiển cho hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp khí động và ĐCPLX. Bộ
điều khiển đảm bảo tính ổn định của hệ mờ thông qua việc kiểm tra điều kiện
thỏa mãn hàm Lyapunov, đáp ứng về chỉ tiêu chất lượng của hệ ASS. Bộ điều
khiển có cấu trúc đơn giản, được thiết kế dạng rời rạc, phù hợp với xu hướng
sử dụng máy tính số trên khoang và có khả năng áp dụng vào thực tế.
- Đề xuất cơ chế sử dụng kết hợp hoạt động của kênh điều khiển ĐCPLX
và kênh điều khiển khí động trong bộ điều khiển mờ. Cơ chế kết hợp này đã
cho phép giảm thiểu số lượng ĐCPLX cần sử dụng trong quá trình điều khiển,
cho phép giảm tối đa các tham số kích thước, khối lượng và năng lượng của
thiết bị ĐCPLX.
- Đã khảo sát đánh giá độ chính xác dẫn của tên lửa điều khiển kết hợp
ĐCPLX và khí động so với tên lửa khí động với số lượng mẫu thử nghiệm đủ
lớn để có thể xác định được xác suất tiêu diệt mục tiêu bằng một quả đạn. Đây
cũng là chỉ tiêu định lượng tổng quát cuối cùng để kết luận về kết quả nghiên
cứu trong luận án.
Các kết quả nghiên cứu của luận án đã được đăng trên 5 bài báo của các
tạp chí chuyên ngành, trong đó có 2 bài báo đăng tại Liên bang Nga. Luận án

cũng đã có 4 báo cáo tại các Hội nghị khoa học, trong đó có 2 báo cáo khoa
học tại 2 hội nghị quốc tế.


7

Bố cục của luận án
Ngoài phần Mở đầu và Kết luận chung, nội dung chính của luận án
được trình bày trong 4 chương, gồm:
Chương 1: Tổng quan về vấn đề tổng hợp hệ thống tự động ổn định
trên khoang tên lửa điều khiển kết hợp.
Qua phân tích đánh giá tổng quan các công trình nghiên cứu trong nước
và nước ngoài, luận án đã chỉ ra rằng, đồng thời với việc đáp ứng các yêu cầu
chung của hệ ASS của tên lửa, các nghiên cứu hệ ASS của tên lửa điều khiển
kết hợp còn giải quyết các vấn đề sau. Thứ nhất là giải quyết cơ chế sử dụng
kết hợp phương pháp tạo lực – mô men để khai thác tối đa ưu điểm và hạn
chế các nhược điểm của mỗi phương pháp. Thứ hai là nghiên cứu giảm thiểu
năng lượng điều khiển của thiết bị ĐCPLX trong khi vẫn bảo đảm yêu cầu
tính cơ động cao của tên lửa.
Các công cụ điều khiển phi tuyến được nghiên cứu áp dụng để tổng hợp
bộ điều khiển cho hệ ASS cũng được trình bày một cách khái quát trong
chương này.
Chương 2: Tổng hợp hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa điều
khiển bằng cánh lái khí động và động cơ phản lực dạng xung.
Chương này trình bày kết quả tổng hợp bộ điều khiển phản hồi tuyến
tính sử dụng phương pháp biểu đồ hệ số (CDM) kết hợp với kỹ thuật gainscheduling cho mô hình tên lửa điều khiển riêng biệt khí động và phản lực
dạng xung. Những kết luận rút ra từ kết quả khảo sát trong chương này cho
thấy sự cần thiết phải có cơ chế điều khiển kết hợp cả hai mô hình tạo lực –
mô men điều khiển nhằm phát huy các ưu điểm và hạn chế nhược điểm của
mỗi phương pháp tạo lực. Vấn đề này được giải quyết trong chương 3.

8

Chương 3: Tổng hợp hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa điều
khiển kết hợp.
Nội dung chính của chương 3 là kết quả nghiên cứu tổng hợp bộ điều
khiển cho hệ ASS của tên lửa điều khiển kết hợp cánh lái khí động và thiết bị
động cơ phản lực xung sử dụng điều khiển mờ Takagi-Sugeno (T-S) và
phương pháp biểu đồ hệ số. Hàm liên thuộc của bộ điều khiển mờ được hiệu
chỉnh để đạt được yêu cầu giảm số lượng ĐCPLX trong khi vẫn bảo đảm yêu
cầu tác động nhanh của tên lửa và tối thiểu hóa sai số của hệ ASS ở chế độ
xác lập. Hệ ASS của tên lửa đã được khảo sát và khẳng định được những ưu
điểm của việc sử dụng điều khiển mờ để giải quyết bài toán điều khiển kết
hợp.
Chương 4: Đánh giá hiệu quả của tên lửa phòng không sử dụng hệ
tự động ổn định trên khoang kết hợp.
Minh chứng cho hiệu quả của tên lửa sử dụng phương pháp điều khiển
kết hợp, chương 4 trình bày kết quả khảo sát độ chính xác của tên lửa khi
ghép hệ ASS đã tổng hợp trong chương 3 vào trong cấu trúc điển hình của
một vòng điều khiển kín tự dẫn với mô hình đầu vào là tham số mục tiêu cơ
động các dạng khác nhau. Để làm cơ sở thực hiện khảo sát đánh giá, phần đầu
của chương trình bày mô hình toán học xác định hiệu quả tiêu diệt mục tiêu
(xác suất tiêu diệt mục tiêu bằng 1 quả đạn) của TLPK, một số dạng cơ động
đặc trưng của mục tiêu, và cấu trúc động học của vòng điều khiển tự dẫn.
Phần cuối của chương là kết quả mô phỏng cho một số trường hợp cơ động
khác nhau của mục tiêu, so sánh hiệu quả của tên lửa điều khiển kết hợp với
tên lửa cánh lái khí động, từ đó làm nổi bật nên ưu điểm của tên lửa điều
khiển kết hợp khí động và phản lực dùng điều khiển CDM-fuzzy do luận án
đề xuất.

9

Như vậy, luận án đã nghiên cứu các mặt liên quan tới vấn đề tổng hợp
một hệ ASS có chất lượng cao cho TLPK. Các phân tích cho thấy, phương
pháp tạo lực - mômen điều khiển quyết định tới khả năng cơ động của TLPK
trong những điều kiện bay phức tạp. Luận án đã lựa chọn đối tượng nghiên
cứu là TLPK tầm trung điều khiển từ xa kết hợp tự dẫn sử dụng phương pháp
tạo lực – mômen điều khiển dạng kết hợp cánh lái khí động và thiết bị
ĐCPLX tác động kiểu mô men.
Với lựa chọn trên, luận án đã xác định rõ phương pháp, công cụ để tổng
hợp được một hệ ASS đáp ứng các yêu cầu chất lượng chung, đồng thời tối
ưu những yêu cầu về chất lượng làm việc, về kích thước, khối lượng và năng
lượng tiêu thụ. Những phương pháp và công cụ được sử dụng trong tổng hợp,
thiết kế đều là mới, hiện đại.
Hiệu quả của phương pháp tạo lực điều khiển kết hợp đã lựa chọn cùng
hệ ASS đã tổng hợp với các thuật toán điều khiển - ổn định đã được kiểm tra,
đánh giá trong cấu trúc một vòng điều khiển kín tự dẫn. Kết quả đánh giá định
tính thông qua các đặc trưng của quỹ đạo, độ trượt tức thời của tên lửa. Đã
chứng minh được định tính và định lượng hiệu quả của việc lựa chọn phương
pháp tạo lực – mô men kết hợp và chất lượng hệ ASS đã tổng hợp.


10

Chương 1
TỔNG QUAN VỀ VẤN ĐỀ TỔNG HỢP HỆ THỐNG
TỰ ĐỘNG ỔN ĐỊNH TRÊN KHOANG TÊN LỬA ĐIỀU KHIỂN KẾT HỢP

1.1. Tổng quan tình hình nghiên cứu của nước ngoài
Các phân tích tính chất động học của TLPK cho thấy, TLPK có hệ số
suy giảm dao động riêng rất nhỏ trên các độ cao lớn [2]. Ngoài ra, trong quá
trình bay, giá trị này có thể thay đổi trong khoảng rất rộng. Do hệ số suy giảm
nhỏ nên tên lửa có tính chất dao động rõ rệt và điều đó dẫn đến một loạt các
hiện tượng không mong muốn như: khả năng kích động hệ thống điều khiển
trên tần số dao động riêng của tên lửa, tăng sức cản cho chuyển động của tên
lửa, tăng sai số dẫn, hoặc trong một số trường hợp làm tên lửa mất ổn định.
Hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa giúp khắc phục các hiện tượng trên.
Các nghiên cứu tổng hợp hệ tự động ổn định của tên lửa điều khiển kết
hợp khí động và phản lực dạng xung tập trung giải quyết các vấn đề sau:
- Tính phi tuyến của mô hình động lực học tên lửa;
- Tính rời rạc của thiết bị ĐCPLX;
- Yêu cầu kết hợp hoạt động của cánh lái khí động với hoạt động của
thiết bị ĐCPLX để đáp ứng các yêu cầu chất lượng chung của hệ
ASS.
Các phân tích đánh giá dưới đây sẽ làm rõ các vấn đề này.
1.1.1. Các phương pháp tổng hợp phi tuyến hệ tự động ổn định trên
khoang tên lửa
Trong vòng điều khiển của hệ tự động ổn định trên khoang, tên lửa là đối
tượng điều khiển có tính phi tuyến, tham số biến đổi theo thời gian. Cách tiếp
cận truyền thống để thiết kế ASS trên khoang tên lửa là tuyến tính hóa mô


11

hình động học của tên lửa ở lân cận một điều kiện hoạt động. Để tuyến tính
hóa hệ phương trình phi tuyến này, các giả thiết gần đúng đã được đưa ra.
Giả thiết thứ nhất, điều khiển chuyển động trong mặt phẳng thẳng đứng
bỏ qua sự ảnh hưởng của thành phần trọng lực. Giả thiết thứ hai là coi góc tấn

công α, góc trượt β nhỏ để có thể tuyến tính hóa được các hàm sin, cos liên
quan. Ngoài ra, do sự thay đổi chậm của các hệ số trong các phương trình
theo quỹ đạo bay, chúng có thể xem như không đổi trên mỗi đoạn của quỹ
đạo (phương pháp đóng băng các hệ số).
Với các giả thiết trên đây, mô hình động học tên lửa được biểu diễn đơn
giản thành dạng mô hình tuyến tính, không phụ thuộc thời gian. Sau khi tuyến
tính hóa mô hình động lực học tên lửa, áp dụng lý thuyết điều khiển tuyến
tính tổng hợp một bộ điều khiển phản hồi. Quá trình này được lặp đi lặp lại ở
nhiều điều kiện hoạt động và tham số các bộ điều khiển này sau đó được lưu
trữ để sử dụng tương ứng với các điều kiện bay. Các thông số để lựa chọn sử
dụng tham số bộ điều khiển trong quá trình bay bao gồm số Mach (M), áp
suất động ( q  V 2 / 2 ), góc tấn công α và góc trượt β. Trong một số tên lửa
có khả năng hoạt động trên phạm vi độ cao lớn, bộ điều khiển cũng được tính
toán trước và lưu trữ thông số theo độ cao.
Trong khi lý thuyết điều khiển tuyến tính cung cấp các thuật toán đơn
giản để tổng hợp bộ điều khiển, nhưng để có được tham số đầy đủ của bộ điều
khiển bảo đảm tên lửa hoạt động được trong toàn bộ hành trình bay là một
công việc không đơn giản và thường phải đòi hỏi rất nhiều tính toán.
Trong những năm gần đây, các phương pháp thiết kế hệ điều khiển phi
tuyến đã được nghiên cứu áp dụng và mang lại hiệu quả nâng cao độ chính
xác điều khiển cho hệ tự động ổn định trên khoang tên lửa [48], [63], [64],
[65], [67]. Menon P.K và cộng sự đã đưa ra các phương pháp thiết kế hệ


12

thống điều khiển áp dụng cho mô hình phi tuyến của tên lửa nhằm tìm cách
loại bỏ quá trình gain scheduling mà không ảnh hưởng đến chất lượng và độ
ổn định của hệ thống kín [40], [43]. Những kỹ thuật này cũng có khả năng áp
dụng trong quá trình thiết kế cho cả khâu phi tuyến có đặc tính bão hòa như

góc quay cánh lái. Theo Menon P.K, kỹ thuật thiết kế phi tuyến hệ ASS được
phân thành 2 phương pháp: phương pháp dựa trên biến đổi và phương pháp
trực tiếp (xem hình 1.1).

Hình 1.1: Các phương pháp tổng hợp điều khiển phi tuyến hệ ASS của tên lửa
Trong phương pháp dựa trên biến đổi mô hình, mô hình động học được
biến đổi về dạng Brunovsky chính tắc hoặc dạng hệ số phụ thuộc trạng thái.
Mô hình chuyển đổi này sau đó được sử dụng để thiết kế hệ ASS tuyến tính
hóa phản hồi [16], [46] hoặc phương trình Riccati phụ thuộc trạng thái [51].
Trong phương pháp tuyến tính phản hồi, động học hệ thống được biến đổi về
dạng Brunovsky chính tắc. Nhờ việc đặt các biến điều khiển giả lập, hệ phi
tuyến ban đầu được chuyển thành mô hình tuyến tính, bất biến thời gian đối


13

với các biến điều khiển giả lập. Khi đó ta có thể áp dụng các phương pháp
thiết kế điều khiển tuyến tính đối với mô hình tuyến tính này, như phương
pháp đặt điểm cực, LQR, H∞, điều khiển trượt ([16], [46]).
Phương pháp phương trình Riccati phụ thuộc trạng thái (SDRE) là một
kỹ thuật khác sử dụng biến đổi mô hình động học. Phương pháp này đòi hỏi
khối lượng tính toán lớn do phải giải hệ phương trình đại số Riccati [43], [51].
Khác với phương pháp dựa trên biến đổi mô hình, phương pháp trực tiếp
không yêu cầu bất kỳ biến đổi nào của mô hình hệ thống phi tuyến. Các kỹ
thuật của phương pháp này sử dụng trực tiếp mô hình phi tuyến của hệ để
tổng hợp bộ điều khiển. Ba kỹ thuật điển hình của phương pháp trực tiếp
gồm: Quickest Descent, Recursive Back-Stepping, và Predictive Control [43].
Các ví dụ được trình bày trong [40] và [43] cho thấy các phương pháp điều
khiển phi tuyến đã trình bày có thể sử dụng trong thiết kế, tổng hợp hệ ASS,
và có thể được thực hiện với một mức độ tin cậy cao như đối với các kỹ thuật

thiết kế tuyến tính.
Điều khiển mờ được đánh giá là một trong những công cụ hữu hiệu đối
với hệ phi tuyến và hệ có tham số bất định. Trong lĩnh vực hàng không và tên
lửa, điều khiển mờ đã được đề xuất áp dụng [22], [57], [58], [81], [83]. Trong
tài liệu [22], các tác giả dùng kỹ thuật tuyến tính hóa phản hồi và điều khiển
mờ để thiết kế bộ điều khiển cho hệ ASS phi tuyến. Giải quyết nhiệm vụ đáp
ứng chỉ tiêu chất lượng của hệ ASS trong khi vẫn bảo đảm yêu cầu không có
độ quá điều chỉnh được chuyển về bài toán tối ưu đa mục tiêu, gồm sai số xác
lập, thời gian quá độ, thời gian phản ứng, và độ quá chỉnh cực đại. Các mục
tiêu trên có tính mâu thuẫn nhau. Để dung hòa các mục tiêu thiết kế đó, giải
thuật tiến hóa đã được áp dụng. Trong tài liệu tham khảo [58], Screenuch và
cộng sự đã sử dụng bộ điều khiển mờ và điều khiển gain-scheduling. Điều