Nghiên cứu xây dựng thuật toán điều khiển cho một lớp tên lửa đất đối đất phóng thẳng đứng

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

BỘ QUỐC PHÒNG

VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ

-------------------------------------

ĐẶNG VÕ CÔNG

NGHIÊN CỨU XÂY DỰNG THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN
CHO MỘT LỚP TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT PHÓNG THẲNG ĐỨNG

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

HÀ NỘI – 2019


BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

BỘ QUỐC PHÒNG

VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ

-------------------------------------

ĐẶNG VÕ CÔNG

NGHIÊN CỨU XÂY DỰNG THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN
CHO MỘT LỚP TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT PHÓNG THẲNG ĐỨNG
Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa

Mã số: 9 52 02 16

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:
1. GS.TSKH Nguyễn Đức Cương
2. TS. Nguyễn Đức Thành

HÀ NỘI – 2019


i
LỜI CAM ĐOAN
Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Các số
liệu, kết quả được trình bày trong luận án này là trung thực và chưa được ai
công bố ở bất kỳ công trình nào khác, các dữ liệu tham khảo được trích dẫn
đầy đủ.
Ngày … tháng … năm 2019
Tác giả luận án

Đặng Võ Công


ii
LỜI CẢM ƠN
Tôi xin bày tỏ sự biết ơn sâu sắc tới GS.TSKH Nguyễn Đức Cương và
TS Nguyễn Đức Thành, đã định hướng nghiên cứu và tận tình chỉ bảo, hướng
dẫn, giúp đỡ tôi thực hiện luận án.
Tôi xin trân trọng cảm ơn Thủ trưởng Viện Khoa học và Công nghệ
Quân sự, Phòng Đào tạo/ Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự đã luôn ủng

hộ, hướng dẫn, giúp đỡ tôi trong quá trình thực hiện và bảo vệ luận án.
Tôi xin trân trọng cảm ơn Thủ trưởng Viện Tên lửa, các Phòng nghiên
cứu của Viện Tên lửa đã quan tâm, giúp đỡ, tạo điều kiện thuận lợi cho tôi
hoàn thành bản luận án.
Tôi xin trân trọng cảm ơn Thủ trưởng Bộ Tư lệnh Phòng khôngKhông quân, Thủ trưởng Viện Kỹ thuật Phòng không-Không quân và các
cán bộ Phòng Nghiên cứu Vũ khí hàng không/ Viện Kỹ thuật Phòng khôngKhông quân đã quan tâm, giúp đỡ và tạo điều kiện thuận lợi cho tôi thực
hiện luận án này.
Tôi xin bày tỏ sự biết ơn sâu sắc đến gia đình, người thân cùng bạn bè
đã luôn quan tâm, cổ vũ, động viên và tạo điều kiện tốt nhất cho tôi thực hiện
tốt luận án này.

Tác giả

Đặng Võ Công


iii
MỤC LỤC
DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CHỮ VIẾT TẮT ............................................ vi
DANH MỤC CÁC BẢNG................................................................................ x
DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ .......................................................................... x
MỞ ĐẦU ........................................................................................................... 1
CHƯƠNG 1. TỔNG QUAN VỀ TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT VÀ BÀI TOÁN
ĐIỀU KHIỂN QUỸ ĐẠO CHO MỘT LỚP TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT ......... 8
1.1. Tổng quan về tên lửa đất đối đất ........................................................ 8
1.2. Tình hình nghiên cứu trong và ngoài nước ..................................... 11
1.2.1. Tình hình nghiên cứu trong nước.................................................. 11
1.2.2. Tình hình nghiên cứu ngoài nước ................................................. 13
1.3. Những vấn đề tồn tại và hướng tiếp cận của luận án ..................... 17
1.4. Đề xuất bài toán điều khiển quỹ đạo cho một lớp tên lửa đất đối

đất ............................................................................................................... 18
1.4.1. Bài toán điều khiển quỹ đạo cho TLĐĐ trong giai đoạn đầu ....... 19
1.4.2. Bài toán điều khiển quỹ đạo cho TLĐĐ trong giai đoạn cuối ...... 33
1.5. Giới hạn phạm vi, đối tượng của luận án ........................................ 36
1.6. Kết luận chương 1 .............................................................................. 39
CHƯƠNG 2. PHƯƠNG PHÁP XÂY DỰNG QUỸ ĐẠO THAM CHIẾU
CHO MỘT LỚP TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT ................................................. 41
2.1. Chuyển động của tên lửa đất đối đất có tính đến độ cong và sự
quay của Trái Đất quanh trục.................................................................. 41
2.1.1. Các hệ tọa độ và chuyển đổi giữa các hệ tọa độ ........................... 41
2.1.2. Hệ phương trình chuyển động của TLĐĐ khi có tính đến độ cong
và chuyển động quay của Trái Đất quanh trục ....................................... 45
2.2. Bù mặt phẳng bắn do sự ảnh hưởng của lực Coriolis .................... 52
2.3. Phương pháp xây dựng quỹ đạo tham chiếu cho một lớp TLĐĐ . 56


iv
2.3.1. Cơ sở toán học của phương pháp xây dựng quỹ đạo tham chiếu . 56
2.3.2. Phương pháp số để xây dựng quỹ đạo tham chiếu ....................... 58
2.3.3. Các vấn đề xung quanh bài toán xây dựng quỹ đạo tham chiếu... 59
2.4. Kết luận chương 2 .............................................................................. 64
CHƯƠNG 3. XÂY DỰNG THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN QUỸ ĐẠO CHO
MỘT LỚP TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT .......................................................... 65
3.1. Hạn chế của phương pháp tiếp cận giải tích ................................... 66
3.2. Xây dựng thuật toán bám quỹ đạo tham chiếu trong giai đoạn đầu
cho một lớp TLĐĐ..................................................................................... 69
3.2.1. Cơ sở hình thành thuật toán bám quỹ đạo tham chiếu .................. 76
3.2.2. Các chỉ tiêu đánh giá ..................................................................... 84
3.2.3. Xác định các tham số đầu vào trong luật điều khiển .................... 86
3.2.4. Phương pháp lựa chọn các hệ số trong luật điều khiển ................ 88

3.3. Xây dựng giải pháp điều khiển quỹ đạo trong giai đoạn cuối cho
một lớp TLĐĐ............................................................................................ 91
3.3.1. Xác định độ cao bắt đầu điều khiển giai đoạn cuối h0 ................. 92
3.3.2. Vấn đề tư thế của tên lửa khi bắt đầu vào điều khiển giai đoạn cuối
................................................................................................................. 94
3.3.3. Thuật toán bám quỹ đạo theo đoạn thẳng mong muốn ................. 96
3.3.4. Giải pháp đa dạng hóa các quỹ đạo tấn công trong giai đoạn cuối
cho một lớp TLĐĐ .................................................................................. 98
3.4. Kết luận chương 3 ............................................................................ 112
CHƯƠNG 4. MÔ PHỎNG KIỂM CHỨNG THUẬT TOÁN ĐIỀU KHIỂN
CỦA MỘT LỚP TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT ............................................... 114
4.1. Các nội dung cần kiểm chứng ......................................................... 114
4.2. Mô phỏng kiểm chứng thuật toán điều khiển của TLĐĐ trong giai
đoạn đầu dưới tác động của sai số véc tơ lực đẩy ................................ 117


v
4.2.1. Đánh giá chất lượng của thuật toán điều khiển ứng với các lượng
sai số véc tơ lực đẩy khác nhau ............................................................. 120
4.2.2. Khảo sát độ sai lệch quỹ đạo tại độ cao bắt đầu điều khiển giai
đoạn cuối ( h0 ) ứng với các lượng sai số véc tơ lực đẩy khác nhau ...... 126
4.3. Mô phỏng kiểm chứng thuật toán điều khiển của TLĐĐ trong giai
đoạn đầu với sự bất định của các tham số đối tượng điều khiển........ 129
4.3.1. Với độ bất định của m αz ............................................................... 129
4.3.2. Với độ bất định của mz ............................................................... 131
4.4. Mô phỏng kiểm chứng các giải pháp điều khiển trong giai đoạn
cuối của tên lửa đất đối đất .................................................................... 132
4.4.1. Trường hợp quỹ đạo trung gian .................................................. 133
4.4.2. Trường hợp quỹ đạo cao, tấn công thẳng đứng .......................... 135
4.4.3. Trường hợp quỹ đạo tấn công thấp ............................................. 136

4.4.4. Trường hợp mở rộng tầm bắn bằng quỹ đạo cao, vươn xa, tấn công
thẳng đứng ............................................................................................. 138
4.5. Kết luận chương 4 ............................................................................ 138
KẾT LUẬN ................................................................................................... 140
DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CÔNG BỐ .............. 142
TÀI LIỆU THAM KHẢO ............................................................................. 143
PHỤ LỤC .......................................................................................................P-1


vi
DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CHỮ VIẾT TẮT
gr

Thành phần gia tốc trọng trường hướng vào tâm Trái Đất

g

Thành phần gia tốc trọng trường hướng theo trục quay của
Trái Đất

Hc

Độ cao tham chiếu

h0

Độ cao bắt đầu vào điều khiển giai đoạn cuối

J xx , J yy , J zz

Mô men quán tính của tên lửa quanh các trục tương ứng của
hệ tọa độ liên kết

Jc

Gia tốc li tấm

J cor

Gia tốc Coriolis

Lc

Cự li tham chiếu

Mx, My, Mz

Mô men khí động trong hệ tọa độ liên kết

M x

Mô men gây ra bởi sai số chéo

M x cren 0

Mô men do sai số góc lệch cánh lái khí động ban đầu của
kênh cren

M y 0

Mô men do sai số góc trượt cạnh ban đầu của kênh ngang

M y

Mô men gây ra bởi sai số véc tơ lực đẩy trong mặt phẳng
ngang

M z

Mô men kênh đứng do góc tấn

M z 0

Mô men do sai số góc tấn ban đầu của kênh đứng

M z cly

Mô men kênh đứng do góc lệch cánh lái kênh đứng

M z z

Mô men kênh đứng do tốc độ góc z

M z

Mô men gây ra bởi sai số véc tơ lực đẩy trong mặt phẳng
đứng

m

Khối lượng của tên lửa


vii
mz

Đạo hàm mô men chúc ngóc theo góc tấn

m z

Đạo hàm mô men chúc ngóc theo góc quay cánh lái kênh
đứng

mz z

Đạo hàm mô men chúc ngóc theo tốc độ góc không thứ
nguyên

n yc

Quá tải pháp tuyến tham chiếu

Oxa ya za

Hệ tọa độ tốc độ

Oxk yk zk

Hệ tọa độ quỹ đạo

O0 xe ye ze

Hệ tọa độ địa lý

Ox0 y0 z0

Hệ tọa độ mặt đất

Oxg yg z g

Hệ tọa độ địa lý địa phương

O0 , r ,  ,

Hệ tọa độ cầu địa lý địa tâm

R

Bán kính Trái Đất

T0

Thời điểm bắt đầu điều khiển giai đoạn đầu

Tdk

Thời điểm kết thúc điều khiển giai đoạn đầu

V

Vận tốc của tên lửa

V1

Vận tốc của tên lửa tại thời điểm kết thúc điều khiển

Xa

Lực cản khí động

Y

Lực nâng do góc tấn

Y cly

Lực nâng do góc lệch cánh lái kênh đứng

Z

Lực dạt do góc trượt cạnh

Z clz

Lực dạt do góc lệch cánh lái kênh ngang



Góc tấn



Góc trượt



Góc liệng (cren, roll)

c

Góc giữa trục Oza của HTĐ tốc độ và mặt phẳng nằm


viii

ngang Oxg zg
 cly

Góc lệch cánh lái kênh đứng

 clz

Góc lệch cánh lái kênh ngang

 cren

Góc lệch cánh lái kênh cren

M

Góc nghiêng quỹ đạo tham chiếu



Góc nghiêng quỹ đạo tức thời

1

Góc nghiêng quỹ đạo tại thời điểm kết thúc điều khiển



Góc chúc ngóc tức thời

ct

Góc chúc ngóc chương trình



Góc cần sửa của véc tơ tốc độ



Mật độ không khí



Vĩ độ địa lý trong hệ tọa độ cầu địa lý địa tâm



Kinh độ địa lý trong hệ tọa độ cầu địa lý địa tâm



Góc hướng quỹ đạo

0

Góc hướng bắn ban đầu khi chưa hiệu chỉnh mặt phẳng bắn



Góc hướng

x ,  y , z

Tốc độ góc của tên lửa trong hệ tọa độ liên kết



Sai lệch quỹ đạo

BĐKBQĐ

Bộ điều khiển bám quỹ đạo

BĐKBG

Bộ điều khiển bám góc

BEIDU

Hệ thống định vị toàn cầu của Trung Quốc

CEP

Vòng tròn tản mát (Circular Error Probable)

EKF

Bộ lọc Kalman mở rộng (Extended Kalman Filter)

FOG

Con quay sợi quang (Fiber Optic Gyroscope)

GNSS

Hệ thống vệ tinh định vị toàn cầu (Global Navigation
Satellite System)


ix

GLONASS

Hệ thống vệ tinh định vị toàn cầu của Nga (Глобальная
Навигационная Спутниковая Система)

GPS

Hệ thống vệ tinh định vị toàn cầu của Mỹ (Global
Positioning System)

HDSD

Hướng dẫn sử dụng

HTDĐKH

Hệ thống dẫn đường kết hợp

HTĐ

Hệ tọa độ

IC

Vi mạch tích hợp (Intergrate Circuit)

IMU

Khối đo các tham số quán tính (Inertial Measurement Unit)

INS

Hệ thống dẫn đường quán tính (Inertial Navigation System)

KCB

Khí cụ bay

MEMS

Các hệ thống vi cơ điện tử (Micro Electro Mechanical
Systems)

MTMĐ

Máy tính mặt đất

MTTK

Máy tính trên khoang

RTK

Real-Time Kinematic

TLĐĐ

Tên lửa đất đối đất

TLGĐ

Tên lửa giả định

TLPK

Tên lửa phòng không

TLHTĐH

Tên lửa hành trình đối hải

TMKT

Thuyết minh kỹ thuật

UAV

Máy bay không người lái (Unmanned Aerial Vehicle)


x
DANH MỤC CÁC BẢNG
Trang
Bảng 4.1. Khảo sát sơ bộ giá trị của M z theo  y và  y .............................. 118
Bảng 4.2. Bảng khảo sát mức độ ảnh hưởng của sai số véc tơ lực đẩy ........ 128

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ
Trang
Hình 1.1. Tên lửa Scud-B đặt trên xe phóng .................................................... 9
Hình 1.2. Tên lửa Iskander-M đặt trên xe phóng .............................................. 9
Hình 1.3. Tên lửa Extra ................................................................................... 11
Hình 1.4. Một quỹ đạo điển hình cho một lớp TLĐĐ thế hệ mới .................. 18
Hình 1.5. Sơ đồ khối hệ thống điều khiển ô tô nôm của TLĐĐ ..................... 20
Hình 1.6. Sơ đồ quá trình hình thành các tham số chuẩn ............................... 23

Hình 1.7. Quỹ đạo giai đoạn đầu, phóng thẳng đứng và đổi hướng ............... 24
Hình 1.8. Thành phần

V 2
2

trong giai đoạn đầu của TLGĐ .......................... 26

Hình 1.9. Véc tơ lực đẩy P trong hệ toạ độ liên kết Ox1 y1 z1 ........................... 29
Hình 1.10. Sai số tâm khối so với trục đối xứng Ox1 (phóng đại) ................. 30
Hình 1.11. Quỹ đạo có điều khiển trong giai đoạn cuối của TLĐĐ ............... 33
Hình 1.12. Các quỹ đạo định hướng trong giai đoạn cuối .............................. 35
Hình 2.1. HTĐ mặt đất Ox0 y0 z0 ...................................................................... 42
Hình 2.2. HTĐ liên kết Ox1 y1 z1 ....................................................................... 43
Hình 2.3. HTĐ địa lý O0 xe ye ze , HTĐ địa lý địa phương Oxg yg zg và HTĐ cầu
địa lý địa tâm (O0 , r ,  , ) ................................................................................. 44
Hình 2.4. Biểu diễn gia tốc li tâm và gia tốc hấp dẫn ..................................... 49
Hình 2.5. Bù mặt phẳng bắn cho TLĐĐ ......................................................... 53


xi
Hình 2.6. Lưu đồ thuật toán xác định góc hiệu chỉnh hướng phóng .............. 55
Hình 2.7. Cự li điểm rơi phụ thuộc vào quá tải pháp tuyến ............................ 56
Hình 2.8. Xây dựng đường cong L = f (nyc ) bằng phương pháp số................ 58
Hình 2.9. Hai quỹ đạo tham chiếu ứng với cùng một cự li bắn L=100 [km] . 60
Hình 2.10. Mở rộng tầm bắn bằng quỹ đạo tấn công thẳng đứng .................. 61
Hình 2.11. Quỹ đạo tham chiếu (Hc,Lc) ......................................................... 63
Hình 2.12. Quỹ đạo tham chiếu giai đoạn phóng thẳng đứng ........................ 63
Hình 2.13. Quá tải pháp tuyến không đổi ....................................................... 63
Hình 2.14. Góc nghiêng quỹ đạo tham chiếu giai đoạn đầu ........................... 63

Hình 2.15. Độ cao tham chiếu giai đoạn đầu .................................................. 63
Hình 2.16. Cự li tham chiếu giai đoạn đầu ..................................................... 63
Hình 3.1. Quỹ đạo của tên lửa sau khi phóng sai lệch nhiều so với quỹ đạo
tham chiếu do tác động của sai số véc tơ lực đẩy ........................................... 70
Hình 3.2. Phương pháp bám quỹ đạo theo góc nghiêng quỹ đạo ................... 73
Hình 3.3. Sai lệch quỹ đạo  không được triệt tiêu mặc dù .......................... 76
Hình 3.4. Cơ sở hình thành thuật toán bám quỹ đạo tham chiếu .................... 78
Hình 3.5. Sơ đồ khối vòng điều khiển kín kênh điều khiển dọc của tên lửa .. 81
Hình 3.6. Thư viện công cụ của Simulink và công cụ tối ưu hóa ................... 89
Hình 3.7. Các hệ số được tuyến tính hóa từng khúc theo thời gian dưới dạng
các bảng “Lookup Tables” trong Simulink ..................................................... 90
Hình 3.8. Quá trình chạy công cụ “Signal Constraints” để tìm các hệ số trong
luật điều khiển ................................................................................................. 90
Hình 3.9. Tên lửa được điều khiển trong giai đoạn cuối ................................ 92
Hình 3.10. Giá trị thành phần

V 2
2

trong cả quỹ đạo bay .............................. 95

Hình 3.11. Sự thay đổi của góc chúc ngóc trong giai đoạn bay không điều
khiển (giai đoạn 2) .......................................................................................... 95


xii
Hình 3.12. Góc tấn khi TL bay trong giai đoạn không có điều khiển (giai đoạn
2)...................................................................................................................... 95
Hình 3.13. Cơ sở hình thành thuật toán bám theo đoạn thẳng mong muốn ... 97
Hình 3.14. Các phương án điều khiển quỹ đạo của TLĐĐ trong giai đoạn cuối

......................................................................................................................... 99
Hình 3.15. Một phương án sử dụng các quỹ đạo khác nhau tùy theo cự li của
mục tiêu ......................................................................................................... 100
Hình 3.16. Các đường cong quỹ đạo tham chiếu trong giới hạn quá tải cho
phép của TLGĐ ............................................................................................. 102
Hình 3.17. Điều khiển giai đoạn cuối theo quỹ đạo trung gian .................... 103
Hình 3.18. Cơ sở hình thành quỹ đạo định hướng bay cao, tấn công thẳng
đứng ............................................................................................................... 104
Hình 3.19. Tên lửa được điều khiển theo quỹ đạo cao, tấn công thẳng đứng
....................................................................................................................... 106
Hình 3.20. Tên lửa được điều khiển theo quỹ đạo tấn công thấp ................. 111
Hình 4.1. Sai số véc tơ lực đẩy trong kênh đứng (phóng đại) ...................... 117
Hình 4.2. Quỹ đạo của tên lửa trong những thời điểm đầu dưới tác động của
sai số véc tơ lực đẩy khác nhau (trường hợp không được điều khiển) ......... 119
Hình 4.3. Quỹ đạo của tên lửa trong những thời điểm đầu mới phóng ứng với
M z =300 Nm ................................................................................................ 120

Hình 4.4. Sai lệch quỹ đạo  trong giai đoạn đầu ứng với M z =300 Nm... 120
Hình 4.5. Quỹ đạo bay của tên lửa trong giai đoạn đầu ( M z ≤300 Nm) .... 121
Hình 4.6. Sai số góc  khi M z ≤300 Nm................................................. 121
Hình 4.7. Sai lệch quỹ đạo  khi M z ≤300 Nm ......................................... 121
Hình 4.8. Góc tấn  khi M z ≤300 Nm ....................................................... 121
Hình 4.9. Quá tải pháp tuyến ny khi M z ≤300 Nm .................................... 121


xiii
Hình 4.10. Tốc độ góc z khi M z ≤300 Nm .............................................. 121
Hình 4.11. So sánh sai số góc  (thuật toán “PI” và thuật toán “ PI + ssΔ ”)
khi M z =300 Nm .......................................................................................... 123
Hình 4.12. So sánh sai lệch quỹ đạo  (thuật toán “PI” và thuật toán

“ PI + ssΔ ”) khi M z =300 Nm ...................................................................... 123
Hình 4.13. Sai số góc  khi M z =500 Nm .............................................. 123
Hình 4.14. Sai lệch quỹ đạo  khi M z =500 Nm....................................... 123
Hình 4.15. So sánh sai số góc  (thuật toán “PI” và thuật toán “ PI + ssΔ ”)
khi M z =500 Nm .......................................................................................... 124
Hình 4.16. So sánh sai lệch quỹ đạo  (thuật toán “PI” và thuật toán
“ PI + ssΔ ”) khi M z =500 Nm ...................................................................... 124
Hình 4.17. Sai số góc  khi M z = 700 Nm ............................................. 125
Hình 4.18. Sai lệch quỹ đạo  khi M z = 700 Nm...................................... 125
Hình 4.19. Một số đường cong quỹ đạo khi M z  500 Nm ........................ 127
Hình 4.20. Các kích thước định tâm của tên lửa ........................................... 130
Hình 4.21. Sai số góc  với các hệ số bất định của mz ............................ 131
Hình 4.22. Sai lệch quỹ đạo  với các hệ số bất định của mz ..................... 131
Hình 4.23. Sai số góc  với các hệ số bất định của mz ............................. 132
Hình 4.24. Sai lệch quỹ đạo  với các hệ số bất định của mz ..................... 132
Hình 4.25. Quỹ đạo trung gian của tên lửa giai đoạn cuối ........................... 133
Hình 4.26. Độ lệch quỹ đạo giai đoạn cuối (QĐ trung gian) ........................ 133
Hình 4.27. Quá tải pháp tuyến giai đoạn cuối (QĐ trung gian) .................... 133
Hình 4.28. Góc tấn giai đoạn cuối (QĐ trung gian)...................................... 133
Hình 4.29. Vận tốc trong giai đoạn cuối (QĐ trung gian) ............................ 134
Hình 4.30. Góc lệch cánh lái trong giai đoạn cuối (QĐ trung gian) ............. 134


xiv
Hình 4.31. Quỹ đạo cao, tấn công thẳng đứng giai đoạn cuối ...................... 135
Hình 4.32. Độ lệch quỹ đạo giai đoạn cuối (QĐ cao, tấn công thẳng đứng) 135
Hình 4.33. Quá tải pháp tuyến giai đoạn cuối (QĐ cao, tấn công thẳng đứng)
....................................................................................................................... 135
Hình 4.34. Góc tấn giai đoạn cuối (QĐ cao, tấn công thẳng đứng) ............. 135
Hình 4.35. Vận tốc trong giai đoạn cuối (QĐ cao, tấn công thẳng đứng) .... 135

Hình 4.36. Góc lệch cánh lái trong giai đoạn cuối (QĐ cao, tấn công thẳng
đứng) ............................................................................................................. 135
Hình 4.37. Quỹ đạo tấn công thấp giai đoạn cuối ......................................... 136
Hình 4.38. Độ lệch quỹ đạo giai đoạn cuối (QĐ tấn công thấp) .................. 136
Hình 4.39. Quá tải pháp tuyến giai đoạn cuối (QĐ tấn công thấp) .............. 137
Hình 4.40. Góc tấn giai đoạn cuối (QĐ tấn công thấp) ................................ 137
Hình 4.41. Vận tốc trong giai đoạn cuối (QĐ tấn công thấp) ....................... 137
Hình 4.42. Góc lệch cánh lái trong giai đoạn cuối (QĐ tấn công thấp) ....... 137
Hình 4.43. Quỹ đạo cao, vươn xa, tấn công thẳng đứng .............................. 138
Hình 4.44. Độ lệch QĐ giai đoạn cuối (QĐ vươn xa tấn công thẳng đứng) 138


1
MỞ ĐẦU
1. Tính cấp thiết của đề tài luận án
Hiện nay việc tranh chấp chủ quyền biên giới trên biển cũng như trên
đất liền đang là vấn đề nóng, các thế lực thù địch luôn muốn tạo các sự kiện
nhằm xâm lấn chủ quyền biển đảo nước ta. Chính vì lẽ đó chúng ta phải có
những phương án phòng vệ thích hợp. Do đặc điểm nước ta các quần đảo có
khoảng cách tương đối gần, vì vậy ngoài lực lượng pháo binh (sử dụng đạn
pháo phản lực), lực lượng không quân (sử dụng tên lửa không đối đất, không
đối hải) thì phương án sử dụng tên lửa đất đối đất (TLĐĐ) tầm ngắn độ chính
xác cao là một trong những lựa chọn thích hợp nhằm đối phó với đối phương
một cách hiệu quả. Chúng ta có thể sử dụng TLĐĐ tầm ngắn để tấn công các
cụm cứ điểm, các sở chỉ huy, đặc biệt sẽ hiệu quả khi chống địch đổ bộ trên
đất liền, trên đảo.. tạo các phương án đánh trả từ xa hiệu quả trước sự xâm
chiếm của đối phương;
Sử dụng các TLĐĐ tầm ngắn sẽ rất hiệu quả về chiến thuật bởi thời
gian bay ngắn cộng thêm việc có thể kết hợp nhiều phương án tấn công khác
nhau làm cho đối phương khó có thể đánh chặn. Hơn nữa với việc sử dụng

các loại TLĐĐ độ chính xác cao sẽ giảm thiểu được số lượng đạn cần sử dụng
mà vẫn đạt được mục đích yêu cầu;
Các TLĐĐ phóng thẳng đứng rất thích hợp với địa hình đồi núi ở nước
ta bởi chúng có thể được bố trí phóng ở đằng sau dãy núi vừa gây bất ngờ cho
đối phương lại đảm bảo an toàn trong công tác ngụy trang. Điều này phù hợp
với nghệ thuật quân sự của Quân đội ta, đó là tận dụng triệt để địa hình địa
vật, gây cho địch yếu tố bất ngờ, lấy ít thắng nhiều, hạn chế tối đa tổn thất về
khí tài cũng như con người trong chiến tranh bảo vệ tổ quốc;
Như vậy thực tiễn công tác xây dựng và bảo vệ tổ quốc, bảo vệ chủ
quyền lãnh thổ đã đặt ra yêu cầu, nhiệm vụ phải từng bước khai thác, làm chủ


2
và nhanh chóng tiến tới chế tạo được TLĐĐ. Về mặt khoa học, ở trong nước
bài toán điều khiển quỹ đạo cho TLĐĐ trải qua đủ cả 3 giai đoạn từ trước đến
nay vẫn chưa được làm sáng tỏ nhất là về thuật toán điều khiển. Các nước
xuất khẩu TLĐĐ thường chỉ cung cấp các phần mềm liên quan dưới dạng các
file *.exe, các thuật toán đã được cài đặt sẵn vào các máy tính trên khoang
(MTTK) hoặc các vi mạch tích hợp (IC), các tài liệu đi kèm chỉ là thuyết
minh kỹ thuật (TMKT) và hướng dẫn sử dụng (HDSD) với những lượng
thông tin vừa phải chỉ đủ cho công tác khai thác bảo quản mà không có hàm
lượng học thuật cao, do vậy việc tiếp cận làm chủ công nghệ để tự thiết kế chế
tạo TLĐĐ chỉ dựa trên các bộ tài liệu và phần mềm này là rất khó. Việc
nghiên cứu bài toán điều khiển quỹ đạo cho TLĐĐ để từng bước làm chủ
công nghệ nhất là làm chủ các thuật toán điều khiển để tự thiết kế chế tạo vẫn
là hướng đi song song và hết sức cần thiết;
Các TLĐĐ thường được điều khiển trong giai đoạn đầu. Trong giai
đoạn này có sự thay đổi đột ngột của hầu hết các tham số nhất là tham số vận
tốc. Khi tên lửa mới rời bệ vận tốc còn nhỏ nên hiệu quả điều khiển kém, đặc
biệt là chịu sự ảnh hưởng mạnh mẽ của sai số chế tạo nhất là sai số giữa véc

tơ lực đẩy so với trục đối xứng của nó. Các sai số này là nguyên nhân chính
làm sai lệch quỹ đạo bay của tên lửa, nó có thể làm tên lửa bay lệch khỏi quỹ
đạo mong muốn thậm chí mất ổn định ngay từ những thời điểm đầu. Nếu tên
lửa được trang bị hệ thống điều khiển véc tơ lực đẩy thì các sai số này sẽ dễ
dàng được bù khử, tuy nhiên với các TLĐĐ chỉ được trang bị các cặp cánh lái
khí động thì đây là vấn đề hết sức khó khăn. Thuật toán điều khiển trong giai
đoạn đầu phải hướng tới sự bền vững để giúp tên lửa bay ổn định trong điều
kiện chịu ảnh hưởng mạnh của sai số véc tơ lực đẩy so với trục đối xứng cũng
như sự bất định trong việc xác định các tham số của đối tượng điều khiển với
khả năng có hạn của các phần mềm hiện nay. Như vậy bài toán điều khiển
quỹ đạo trong giai đoạn đầu là một nội dung hết sức quan trọng nhất là đối
với lớp TLĐĐ chỉ có các cánh lái khí động mà không được trang bị hệ thống
điều khiển véc tơ lực đẩy;


3
Các TLĐĐ thế hệ cũ là các tên lửa không có điều khiển giai đoạn cuối.
Hầu hết các tên lửa này chỉ được trang bị hệ thống điều khiển để trong giai
đoạn đầu đảm bảo tên lửa ổn định tư thế và bay theo góc chương trình được
xác định trước như là một hàm của thời gian. Đây là một nhược điểm của nó
bởi cho dù có đảm bảo chỉ tiêu rất nhỏ sai số về góc thực tế so với góc
chương trình thì sai lệch về quỹ đạo cũng vẫn lớn, hơn nữa khi các lượng sai
số về góc quá nhỏ sẽ nằm trong vùng không nhạy của các cảm biến và cơ cấu
chấp hành (các máy lái), lúc này các cảm biến không cảm nhận được dẫn đến
không có tín hiệu điều khiển hoặc các máy lái có chấp hành nhưng không có
tác dụng, do đó sai lệch về quỹ đạo ngày một tăng. Chính vì vậy các tên lửa
cũ có độ tản mát điểm rơi rất lớn (đến hàng km, ví dụ như tên lửa SCUD [51],
[52]). Tuy nhiên việc chỉ được trang bị hệ thống điều khiển theo góc xuất phát
từ thực tế lịch sử phát triển công nghệ, thời điểm đó công nghệ vệ tinh định vị
toàn cầu chưa phát triển nên không thể xác định được các tham số quỹ đạo

với độ chính xác cao;
Khắc phục nhược điểm này, trong những thập niên gần đây trên thế
giới TLĐĐ phát triển theo hướng có thêm điều khiển giai đoạn cuối bằng
phương pháp dẫn kết hợp nên cho độ chính xác rất cao, đó là hệ thống dẫn
đường quán tính (INS) kết hợp với hệ thống vệ tinh định vị toàn cầu (GNSS).
Do đó, việc nghiên cứu làm rõ bài toán điều khiển giai đoạn cuối cho TLĐĐ
cũng là vấn đề cấp thiết.
Tóm lại, với các luận điểm được phân tích ở trên cho thấy đề tài luận án
“Nghiên cứu xây dựng thuật toán điều khiển cho một lớp tên lửa đất đối
đất phóng thẳng đứng” có tính thực tiễn và khoa học cao. Luận án sẽ tập
trung nghiên cứu đề xuất thuật toán điều khiển quỹ đạo trong giai đoạn đầu
(phóng thẳng đứng và tăng tốc) và giải pháp điều khiển quỹ đạo trong giai
đoạn cuối cho một lớp TLĐĐ có tính đến việc đa dạng hóa các quỹ đạo tấn
công nhằm gây khó khăn cho sự chống trả của các hỏa lực phòng không đối
phương, làm tăng hiệu quả tiêu diệt mục tiêu. Đây là nội dung mới có ý nghĩa
khoa học và thực tiễn. Với nội dung này, luận án sẽ có những đóng góp nhất


4
định về mặt học thuật góp phần tiến tới làm chủ việc chế tạo các TLĐĐ ở
trong nước.
2. Mục tiêu nghiên cứu
Nghiên cứu đề xuất thuật toán điều khiển quỹ đạo cho một lớp tên lửa
đất đối đất, thuật toán điều khiển phải đảm bảo độ chính xác cần thiết khi có
sai số chế tạo đáng kể và độ bất định khá cao của đặc tính khí động.
3. Nội dung nghiên cứu
Xây dựng bài toán điều khiển quỹ đạo và nghiên cứu phương pháp xây
dựng quỹ đạo tham chiếu của một lớp TLĐĐ;
Xây dựng thuật toán điều khiển bám quỹ đạo trong giai đoạn đầu cho
một lớp TLĐĐ;

Xây dựng giải pháp điều khiển quỹ đạo trong giai đoạn cuối cho một
lớp TLĐĐ có tính đến việc đa dạng hóa các quỹ đạo tấn công nhằm gây khó
khăn cho sự chống trả của hỏa lực phòng không đối phương;
Thử nghiệm bằng phương pháp số trên máy tính để kiểm chứng các
thuật toán và giải pháp điều khiển đã đề xuất.
4. Đối tượng và phạm vi nghiên cứu
Trong luận án chỉ xét lớp TLĐĐ bắn các mục tiêu cố định được xác định
trước. Đối tượng là lớp TLĐĐ chỉ được trang bị các cánh lái khí động với sơ
đồ khí động kiểu con vịt, phóng thẳng đứng và có điều khiển giai đoạn cuối.
Phạm vi là nghiên cứu xây dựng thuật toán điều khiển trong mặt phẳng
đứng với giả thiết TLĐĐ được trang bị hệ thống dẫn đường INS kết hợp với hệ
thống dẫn đường GNSS cùng các bộ đo cao khí áp lý tưởng để xác định các
tham số tọa độ (kinh độ, vĩ độ), vận tốc, độ cao, tư thế trong không gian, các
vận tốc góc, các quá tải, sau này gọi tắt là “hệ thống dẫn đường kết hợp”, ký
hiệu là HTDĐKH. Việc đặt ra một số giả thiết để giới hạn phạm vi nghiên
cứu của luận án sẽ được trình bày chi tiết tại mục 1.5.
5. Phương pháp nghiên cứu
Phương pháp nghiên cứu của luận án là phương pháp lý thuyết kết hợp
với thử nghiệm bằng phương pháp số. Việc kết hợp này mang tính biện chứng


5
hữu cơ, các thuật toán điều khiển đề xuất sẽ được phân tích đầy đủ về mặt lý
thuyết, sử dụng phần mềm MATLAB/SIMULINK để tính toán và mô phỏng
kiểm chứng. Ngược lại, các kết quả thử nghiệm số lại được sử dụng làm căn
cứ để quyết định về mặt phương pháp luận cho các hướng nghiên cứu lý
thuyết sẽ được lựa chọn. Ngoài ra trong luận án cũng sẽ sử dụng các công cụ
tiên tiến trong bộ công cụ tối ưu hóa “Optimazation Tool” của phần mềm
MATLAB/SIMULINK được xây dựng trên cơ sở lý thuyết tối ưu hóa hiện đại
để tối ưu hóa các hệ số của thuật toán điều khiển.

6. Ý nghĩa khoa học và thực tiễn của luận án
- Ý nghĩa khoa học:
Luận án đề xuất được thuật toán điều khiển trong giai đoạn đầu và giải
pháp điều khiển quỹ đạo trong giai đoạn cuối cho một lớp TLĐĐ chỉ được
trang bị các cặp cánh lái khí động, sử dụng phương án phóng thẳng đứng.
Thuật toán điều khiển có độ chính xác cao trong điều kiện có sự tác động mạnh
của sai số véc tơ lực đẩy so với trục đối xứng của tên lửa cũng như độ bất định
trong phạm vi rộng của các tham số đối tượng điều khiển.
- Ý nghĩa thực tiễn:
Có thể ứng dụng thuật toán điều khiển được xây dựng trong luận án để
thiết kế hệ thống điều khiển nhằm tiến tới cải tiến, chế tạo mới các TLĐĐ
trong nước. Ngoài ra phương án đa dạng hóa quỹ đạo tấn công và tấn công
mục tiêu theo phương thẳng đứng tuy mới được minh chứng bằng các kết quả
mô phỏng số nhưng cũng phần nào khẳng định được đây là những giải pháp
mới có thể ứng dụng để nâng cấp cải tiến vũ khí trang bị trong nước;
Thuật toán điều khiển mà luận án đề xuất cũng có thể áp dụng cho các
tên lửa không đối đất (trong giai đoạn bay tự lập) và các bom hàng không có
điều khiển.
7. Bố cục của luận án
Luận án gồm 148 trang in khổ A4 được trình bày trong 4 chương bao
gồm: 91 hình vẽ và đồ thị minh họa; 02 bảng biểu; 56 đầu tài liệu tham khảo


6
trên ba thứ tiếng (Việt, Anh và Nga) và phần phụ lục. Luận án có kết cấu gồm:
mở đầu, 4 chương, kết luận, tài liệu tham khảo và các phụ lục.
Chương 1. Trình bày tổng quan về TLĐĐ và đề xuất bài toán điều khiển
quỹ đạo cho TLĐĐ trong luận án. Nêu và phân tích các vấn đề khó khăn gặp
phải trong bài toán điều khiển quỹ đạo của TLĐĐ như: sự biến đổi mạnh của
các tham số nhất là trong giai đoạn đầu (phóng thẳng đứng, đổi hướng, tăng

tốc); ảnh hưởng của sai số chế tạo đặc biệt là sai số giữa véc tơ lực đẩy so với
trục dọc của tên lửa làm sai lệch quỹ đạo bay của nó; ảnh hưởng của hiệu ứng
Coriolis do sự quay của Trái Đất quanh trục gây nên độ dạt ngang dẫn đến
phải bù mặt phẳng bắn.
Chương 2. Nghiên cứu các vấn đề liên quan đến chuyển động của
TLĐĐ trong HTĐ cầu địa lý địa tâm như ảnh hưởng của độ cong và sự quay
của Trái Đất quanh trục để từ đó đi xây dựng quỹ đạo tham chiếu, đây là quỹ
đạo được sử dụng làm cơ sở để xây dựng thuật toán điều khiển trong giai
đoạn đầu. Quỹ đạo tham chiếu được xây dựng bằng phương pháp bắn thử trên
máy tính kết hợp với phép nội suy tuyến tính. Phương pháp xây dựng quỹ đạo
tham chiếu cũng chỉ ra cơ sở khoa học để tính toán sơ bộ các đặc trưng kỹ
thuật điển hình cho mỗi loại TLĐĐ như tầm bắn tối đa, cự li bắn tối thiểu...
Chương 3. Nội dung thứ nhất của chương là trình bày việc xây dựng
thuật toán điều khiển bám quỹ đạo cho TLĐĐ trong giai đoạn đầu. Thuật toán
điều khiển trong giai đoạn đầu được xây dựng trên cơ sở so sánh quỹ đạo thực
và quỹ đạo tham chiếu để lập lệnh điều khiển. Theo đó phương pháp điều
khiển là vừa triệt tiêu sai lệch về góc nghiêng quỹ đạo vừa triệt tiêu sai lệch
về vị trí của tên lửa trên quỹ đạo.
Nội dung thứ hai của chương là xây dựng giải pháp điều khiển quỹ đạo
trong giai đoạn cuối của TLĐĐ. Giải pháp điều khiển quỹ đạo trong giai đoạn
cuối được xây dựng có tính đến sự đa dạng hóa quỹ đạo tấn công nhằm gây
khó khăn cho các hỏa lực phòng không của đối phương để tăng khả năng tiêu
diệt mục tiêu cho tên lửa.


7
Chương 4. Là chương thử nghiệm bằng phương pháp số trên máy tính.
Phần thứ nhất của chương trình bày các kết quả mô phỏng để kiểm chứng độ
chính xác của thuật toán điều khiển bám quỹ đạo trong giai đoạn đầu với sự tác
động của sai số véc tơ lực đẩy và sự bất định của các tham số đối tượng điều

khiển. Phần thứ hai của chương trình bày các kết quả kiểm chứng giải pháp
điều khiển giai đoạn cuối của TLĐĐ trong các trường hợp quỹ đạo tấn công
khác nhau. Tiêu chí để kiểm chứng là độ chính xác trúng mục tiêu, góc tiếp cận
mục tiêu theo yêu cầu chiến thuật, giới hạn của góc tấn và quá tải pháp tuyến.
Nội dung chính của luận án đã được công bố trong 04 bài báo khoa học
trên các tạp chí Khoa học và kỹ thuật chuyên ngành.


8
CHƯƠNG 1. TỔNG QUAN VỀ TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT VÀ BÀI TOÁN
ĐIỀU KHIỂN QUỸ ĐẠO CHO MỘT LỚP TÊN LỬA ĐẤT ĐỐI ĐẤT
1.1. Tổng quan về tên lửa đất đối đất
Tên lửa đất đối đất (surface-to-surface hay ground-to-ground) là loại
tên lửa được phóng từ mặt đất hoặc mặt biển để tấn công các mục tiêu trên đất
liền hoặc trên biển. Chúng cũng có thể được phóng từ các hầm phóng, các xe
phóng cố định, từ tàu, từ các ống phóng vác vai hoặc từ xe gắn máy. Các
TLĐĐ hiện nay thường được dẫn đường-điều khiển, các loại không được điều
khiển được gọi là rocket. Tên lửa đất đối đất có thể chia ra 2 loại [27], [53],
loại thứ nhất gọi là tên lửa hành trình (Cruise Missile), cũng có một số tác giả
sử dụng thuật ngữ “tên lửa có cánh”. Với loại tên lửa này quỹ đạo được duy
trì nhờ lực nâng của cánh (như tên lửa Yakhont của Nga, tên lửa Tomahawk
của Mỹ hoặc tên lửa Brahmos của Ấn độ). Loại thứ hai là tên lửa mà quỹ đạo
bay phần lớn là quỹ đạo “đạn đạo”, người ta còn gọi là tên lửa đạn đạo
(Ballistic Missile). Với loại tên lửa này sử dụng động cơ đẩy để phóng lên
theo một quỹ đạo được tính toán trước sau đó tên lửa bay theo quán tính trong
tầng khí quyển rất loãng, lực cản không khí không đáng kể, giai đoạn cuối tên
lửa lao xuống mục tiêu có thể không được điều khiển (thế hệ cũ) hoặc được
điều khiển giai đoạn cuối (thế hệ mới).
Tên lửa đất đối đất thế hệ đầu tiên phải kể đến là tên lửa R-17E (còn
gọi là Scud) [36] và Tochka [51], [52] của Liên Xô cũ. Đặc điểm chung của

thế hệ tên lửa này là sử dụng hệ thống dẫn đường quán tính, phương pháp
điều khiển theo góc và chỉ điều khiển trong giai đoạn tích cực (khi động cơ
đẩy còn làm việc) do đó độ chính xác không cao, ví dụ R-17E có bán kính
vòng tròn tản mát (CEP-Circular Error Probable) khoảng 900m [51]. Các
phiên bản cải tiến sau được trang bị thêm hệ thống dẫn đường dựa trên công
nghệ GNSS nên độ chính xác được cải thiện hơn, phiên bản cuối cùng của R17E là R-17 Aerofon hay còn gọi là Scud-D có CEP khoảng 50m.


9

Hình 1.1. Tên lửa Scud-B đặt trên xe phóng
Các thế hệ tên lửa mới được trang bị hệ thống dẫn đường trên cơ sở
kết hợp cả hệ thống dẫn đường quán tính (INS) và hệ thống vệ tinh định vị
toàn cầu (GNSS) đồng thời được bổ sung thêm điều khiển giai đoạn cuối
nên độ chính xác rất cao. Trong số đó điển hình là Iskander-M của Nga
[51], [52].

Hình 1.2. Tên lửa Iskander-M đặt trên xe phóng