Tiến Sĩ Tổng hợp hệ thống tự động ổn định trên khoang tên lửa sử dụng kết hợp phương pháp điều khiển khí độn

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 CDM-
fuzzy . 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 Ý nghĩa
W m/s 2 Gia tốc pháp tuyến tên lửa
W mt m/s 2 Gia tốc pháp tuyến mục tiêu
V m/s Vận tốc tên lửa
V mt m/s Vận tốc mục tiêu
V tc m/s Vận tốc tiếp cận tên lửa – mục tiêu
H m Độ cao bay của tên lửa
1Z

rad/s Vận tốc góc gật của tên lửa
ω mt 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 
Số lượng ĐCPLX
 1 s Thời gian làm việc trung bình của một ĐCPLX
dk

 s Chu kỳ điều khiển của thiết bị ĐCPLX
Р IM N Lực đẩy của một ĐCPLX

vii
P N Lực đẩy động cơ hành trình
1Z
I kgm 2 Mô men quán tính tên lửa
m kg Khối lượng tên lửa
F
x

,
F
x

,
GD
x
m
Tọa độ tâm áp, tâm áp cánh lái, tâm khối thiết bị
ĐCPLX so với trọng tâm tên lửa
x L1 , x L2 m
Tọa độ miệng loa phụt, đáy buồng đốt động cơ
hành trình so với trọng tâm tên lửa
S m 2 Diện tích miden của tên lửa
q kg/ms 2 Áp lực tốc độ
m c kg/s Tốc độ tiêu hao khối lượng nhiên liệu
1
1
Z
Z
m


1/rad Đạo hàm hệ số mô men cản theo góc gật
y
C

1/rad Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc tấn công
y
C

1/rad
Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc quay cánh lái độ
cao
y


rad Góc quay cánh lái độ cao
yi
P N Lực đẩy gaz động tạo bởi một ĐCPLX thứ "i"
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
R 0 m Bán kính sát thương của phần chiến đấu
m cd 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 gain-
scheduling
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 20 0
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
20 0
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
30 0
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)m 2 đối với máy bay ném bom và trinh sát, xuống dải (0,051)m 2 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 45 o . 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 OY 1 và OZ 1 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 gain-
scheduling 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.