Toàn bộ nội dung chương 4 tập trung cho việc khảo sát, đánh giá hiệu quả của PPD tiếp cận tỷ lệ mới được tổng hợp ở chương 3. Phương pháp khảo sát được lựa chọn là phương pháp mô phỏng động học VĐK kín tự dẫn (hình 4.1) trên MatLaB với hai phương án của PPD tiếp cận tỷ lệ trước và sau hoàn thiện trong cùng một điều kiện của tên lửa và mục tiêu.
Kết quả khảo sát được lựa chọn trên cơ sở những tiêu chí để có thể đánh giá định tính và định lượng hiệu quả của các PPD. Đó là độ cong quỹ đạo, đặc trưng quá tải của tên lửa, mục tiêu và độ trượt tại lân cận điểm gặp.
Từ những nhận xét về kết quả khảo sát, có thể rút ra những kết luận sau: Quỹ đạo tên lửa điều khiển bằng PPD tiếp cận tỷ lệ có bù các sai số động được nắn thẳng hơn so với quỹ đạo PPD truyền thống trong mọi trường hợp thử nghiệm, ngay cả khi mục tiêu cơ động với cường độ và thời gian cơ động lớn.
Quá tải đòi hỏi đối với tên lửa tại lân cận điểm gặp, khi dẫn bằng PPD tiếp cận tỷ lệ có bù các sai số động giảm về không, trong khi quá tải đòi hỏi của PPD truyền thống tăng cực đại. Trong những trường hợp mục tiêu cơ động mạnh, quá tải yêu cầu của PPD mới luôn nhỏ hơn PPD truyền thống, điều đó cho phép đảm bảo giảm sai số động vòng điều khiển tự dẫn.
Độ trượt tại điểm gặp TL-MT khi sử dụng PPD tiếp cận tỷ lệ có bù các sai số động trong mọi điều kiện thử nghiệm luôn nhỏ hơn so với PPD tiếp cận tỉ lệ truyền thống.
Với những kết luận đã nêu, có thể thấy rằng cả ba kết luận đều có chung một logic khi đánh giá về độ chính xác của hệ thống điều khiển tên lửa nói chung và tự dẫn nói riêng. Tức là để có độ chính xác cao thì độ trượt (hay sai số dẫn) ở lân cận điểm gặp TL-MT phải nhỏ. Muốn vậy, quỹ đạo tên lửa ở giai đoạn cuối phải thẳng, đồng nghĩa với yêu cầu tạo quá tải đối với tên lửa cũng nhỏ.
Kết quả thực nghiệm trong chương 4 đã chứng minh được hiệu quả, tác dụng của PPD tiếp cận tỷ lệ có bù các sai số động so với PPD truyền thống. PPD mới hoàn thiện theo biểu thức (3.108) khác với PPD truyền thống là có đưa thêm những lượng bù sai số động học do ba yếu tố động gây ra, đó là gia tốc pháp tuyến của mục tiêu, gia tốc dọc trục của tên lửa khi cơ động và gia tốc trọng trường tác động lên tên lửa. Trong đó để thực tế hóa được PPD mới, vấn đề đánh giá được gia tốc mục tiêu bằng thuật toán lọc tối ưu đóng vai trò quyết định.
KẾT LUẬN VÀ KHUYẾN NGHỊ
1. KẾT LUẬN
Xuất phát từ những thông tin trong những công bố khoa học trong và ngoài nước về một hướng nghiên cứu cơ bản thuộc lĩnh vực điều khiển tên lửa, đó là tổng hợp các PPD, luận án đã lựa chọn hướng hoàn thiện PPD tiếp cận tỷ lệ đối với TLPK làm cơ sở. Lý giải cho sự lựa chọn này là:
- Sự phát triển không ngừng của các phương tiện tập kích đường không của đối phương, tập trung vào cải thiện khả năng cơ động, dẫn đến sự suy giảm hiệu quả của PPD tiếp cận tỷ lệ truyền thống và mong muốn cải thiện hiệu quả của PPD này;
- Có thể tổng hợp được một PPD tiếp cận tỷ lệ mới, hoàn thiện hơn, trong điều kiện rất thiếu thông tin cụ thể về: mô tả toán học; mô tả ĐHH; những giải pháp kỹ thuật để thực tế hóa PPD đã được giới thiệu trong một số tài liệu tham khảo.
Luận án đã đạt được những mục đích khoa học quan trọng là:
Đã phân tích, biện luận để làm sáng tỏ sự hạn chế của PPD tiếp cận tỷ lệ truyền thống trước những yêu cầu mới của chiến tranh phòng không hiện đại.
Đã đặt ra những bài toán cụ thể, cần giải quyết khi nghiên cứu tổng hợp một PPD mới hoàn thiện hơn. Trong đó điều khác biệt đáng kể so với những công trình khoa học đã công bố là ở phương pháp tiếp cận bài toán tổng hợp PPD. Phương pháp được sử dụng trong luận án là kết hợp phương pháp nghiên cứu ĐHH tên lửa và lý thuyết điều khiển tối ưu, kết quả là đã tổng hợp được luật dẫn mới với biểu thức giải tích (3.108).
Đã đề xuất được mô hình thuật toán lọc tối ưu đánh giá các yếu tố tác động gây sai số dẫn để đưa vào luật dẫn mới. Bộ lọc Kalman mà luận án đề xuất chứng minh cho khả năng hiện thực hóa PPD mới trên cơ sở sử dụng
máy tính trên khoang tên lửa.
Đã thực hiện khảo sát PPD mới trong VĐK kín tự dẫn nhằm đánh giá hiệu quả. Kết quả khảo sát đã chứng minh được sự hoàn thiện hơn của PPD tiếp cận tỉ lệ có bù các sai số động so với PPD truyền thống.
Bản chất của PPD mới là hoàn thiện PPD tiếp cận tỷ lệ, được thể hiện rõ trong phương trình PPD với sự bổ sung thêm ba thành phần bù SSĐ theo gia tốc mục tiêu, gia tốc dọc trục tên lửa và gia tốc trọng trường.
Những đóng góp mới về khoa học của luận án
Căn cứ vào những nội dung và kết quả nghiên cứu đã thực hiện, có thể xác định được một số đóng góp mới về khoa học trong luận án, đó là:
1. Phân tích những hạn chế của phương pháp dẫn tỉ lệ truyền thống về mức độ ảnh hưởng của gia tốc mục tiêu, gia tốc dọc trục tên lửa và gia tốc trọng trường đến hiệu quả của phương pháp dẫn.
2. Dùng công cụ điều khiển tối ưu đưa ra biểu thức đầy đủ về các lượng bù gia tốc mục tiêu, gia tốc dọc trục tên lửa và gia tốc trọng trường.
3. Đề xuất một phương án tổng hợp bộ lọc đánh giá các tham số chuyển động của đường ngắm và gia tốc pháp tuyến của mục tiêu. Kiểm chứng hiệu quả của phương pháp dẫn thông qua mô phỏng.
Kết quả nghiên cứu của luận án chỉ ra rằng:
1. Đối với các loại mục tiêu hàng không hiện đại PPD tiếp cận tỉ lệ có bù SSĐ mới là PPD cần áp dụng.
2. Để hiện thực hóa PPD tiếp cận tỷ lệ có bù SSĐ, điều kiện cần và đủ là hiện thực hóa bộ lọc gia tốc mục tiêu trên cơ sở bộ lọc Kalman tối ưu, rời rạc. 2. KHUYẾN NGHỊ
Trong khuôn khổ của một luận án (theo tên đề tài) định hướng nghiên cứu về PPD tên lửa, việc đi sâu vào bài toán xử lý tín hiệu không được đặt ra, nên những nghiên cứu sâu về vấn đề tổng hợp bộ lọc đánh giá trạng thái gia
Để có thể ứng dụng được các kết quả của luận án vào thực tế, cần có những nghiên cứu sâu hơn về xây dựng bộ đánh giá trạng thái gia tốc của mục tiêu. Đây cũng là hướng phát triển tiếp theo của đề tài luận án mà NCS sẽ theo đuổi. Rất mong các nhà khoa học, các thầy và cơ quan phụ trách NCS tạo mọi điều kiện giúp đỡ.
DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH CỦA TÁC GIẢ
1. Đoàn Thế Tuấn, Doãn Văn Minh, Đỗ Chí Độ, Lê Tuấn Hải (2010), “Tổng hợp hệ bám sát mục tiêu cơ động trên cơ sở thuật toán thích nghi đa mô hình tương tác”, tạp chí “Khoa học và Kỹ thuật”, số 134 (06/2010), Học viện KTQS.
2. Đoàn Thế Tuấn, Nguyễn Thanh Tùng, Doãn Văn Minh (2011), “Xây dựng thuật toán dẫn tiếp cận tỉ lệ trên cơ sở bài toán điều khiển tối ưu”, tạp chí “Khoa học và Kỹ thuật”, số 142 (7/2011), Học viện KTQS.
3. Bùi Ngọc Mỹ, Doãn Văn Minh, Phương Hữu Long (2013), “Ứng dụng lý thuyết điều khiển tối ưu xây dựng bài toán dẫn tiếp cận tỉ lệ”, tạp chí “Nghiên cứu khoa học và công nghệ Quân sự”, số 26 (08/2013).
4. Doãn Văn Minh, Nguyễn Vĩ Thuận, Lê Hồng Quốc Tiệp, Phạm Đức Khánh (2014), “Nâng cao hiệu quả phương pháp dẫn tiếp cận tỉ lệ bằng việc bù sai số động do sự cơ động của mục tiêu và gia tốc dọc trục tên lửa”, tạp chí “ Khoa học và Kỹ thuật số” 161(04/2014), Học viện KTQS.
5. Doãn Văn Minh, Vũ Hỏa Tiễn, Bùi Ngọc Mỹ (2014), “Khảo sát sự ảnh hưởng của các gia tốc: mục tiêu, dọc trục tên lửa và trọng trường đến hiệu quả phương pháp dẫn tiếp cận tỉ lệ”, tạp chí “Nghiên cứu khoa học và công nghệ Quân sự”, số 31 (06/2014).
TÀI LIỆU THAM KHẢO Tiếng Việt
1. Lê Chung (1999), Xây dựng chương trình máy tính phục vụ khảo sát tính toán động học điều khiển tên lửa cánh phẳng với kiểu thường (quyển 1,2), Học viện Kỹ thuật Quân sự.
2. Lê Anh Dũng, Nguyễn Hữu Độ, Nguyễn Xuân Căn, Huỳnh Lương Nghĩa (1999), Lý thuyết bay và hệ thống điều khiển tên lửa phòng không (tập 1,2,3), Học viện Kỹ thuật Quân sự. Hà nội.
3. Nguyễn Công Định (2002), Phân tích và tổng hợp các hệ thống điều khiển bằng máy tính, NXB Khoa học và kỹ thuật.
4. Nguyễn Ngọc Khoa (2002), Nghiên cứu xây dựng và thử nghiệm một phương pháp dẫn tên lửa điều khiển từ xa chống lại các mục tiêu bay thấp,
Luận án Tiến sĩ Kỹ thuật.
5. Nguyễn Thượng Ngô (2005), Lý thuyết điều khiển tự động thông thường và hiện đại, NXB Khoa học và Kỹ thuật.
6. Đàm Hữu Nghị, Nguyễn Văn Quảng (2001), Động học các hệ thống điều khiển tên lửa tập 1,2), NXB Quân đội nhân dân. Hà nội.
7. Nguyễn Doãn Phước, Phan Xuân Minh (2005), Điều khiển tối ưu và bền vững, NXB Khoa học và Kỹ thuật.
8. Nguyễn Doãn Phước (2005), Lý thuyết điều khiển tuyến tính, NXB Khoa học và Kỹ thuật.
9. Nguyễn Doãn Phước (2005), Lý thuyết điều khiển nâng cao, NXB Khoa học và Kỹ thuật.
10. Đoàn Thế Tuấn (2008), Tổng hợp hệ bám góc trong đài ra đa trên cơ sở sử dụng các phương pháp xử lý tín hiệu hiện đại, Luận án Tiến sĩ Kỹ thuật.
tọa độ số, Học viện Kỹ thuật Quân sự. Tiếng Anh
12. Blackman S., Popoli R. (1999), Design and analysis of modern tracking systems,Artech House.
13. Berglund, E, Guidance and Control Technology, RTO SCI Lecture
14. BÜLENT ÖZKAN (2005), Dynamic modeling guidance, and control of homing missile, Thesis
15. John H. Blakelock (1991), Automatic control of Aircraft and Missiles, Air Force Institute of Technology-Colonel USAF.
16. Garber V (1968), Optimum Intercept Laws for Accelerating Targets, AIAA Journal, Vol.6, No. 11.
17. Garnell, P. (1980), Guided Weapon Control Systems, second edition,
Pergamon Press, Oxford, New York, NY.
18. George M. Siouris (2004), Missile Guidance and Control Systems, Springer Verlag, New York.
19. Gustafson F. (2000), Adaptive Filtering and Change Detection, John Wiley & Sons LTD Baffins Lane, Chichester, West Sussex, PO 19 IUD, England.
20. Han, D., Balakrishnan, S. N. and Ohlmeyer, E. J. (2002), Optimal Midcourse Guidance Law with Neural Networks, Proceedings of the IFAC 15th Triennial World Congress, Barcelona, Spain.
21. Haykin S. (2001), Kalman Filtering and Neural Networks, John Wiley & Sons.
22. Lin, C. L. and Chen, Y. Y. (1991), Design of Advanced Guidance Law against High Speed Attacking Targe, Proceeding of National Science
23. Lee., G.T., Lee., J.G. (1995), Improved Command to Line-of-Sight for Homing Guidance, IEEE Transactions on Aerospace and Electonic Systems.
24. Lee, R.G, Garlan-Collin,T.K,Johnson, D.E, Arche,E, Sparker, C.,Moss, G.M., and Mowat, A.W. (1998), Guided Weapons, third editions, Brassey’s London, Washington.
25. Li X.R., Jilkov V.P. (2003), A survey of maneuvering target tracking-part I: dynamic models, IEEE transaction on aerospace and electronic systems, 39 (4), pp. 1333-1364.
26. Lin, C. F. (1991), Modern Navigation, Guidance and Control Processing, Prentice Hall Publication, Englewood Cliffs, New Jersey.
27. Neryahu A. Shneydor (1998), Missile Guidance and Pursuit Kinematics, Dynamics and Control, Haifa, Israel.
28. Neil F. Palumbo, Ross A. Blauwkamp, and Justin M. Lloyd (2010):
Modern Homing Missile Guidance Theory and Techniques, JOHNS HOPKINS APL TECHNICAL DIGEST, VOLUME 29, NUMBER 1. 29. Özgören, M. K. (1991), Seminar Notes on Dynamics and Control of
Guided Missiles, Middle East Technical University Continuing Education Center.
30. Pastrick, H. L. (1981), Seltzer, S. M. and Warren, M. E., Guidance Laws for Short- Range Tactical Missiles, Journal of Guidance and Control, Vol. 4, No. 2, March- April.
31. Zarchan, P.( 2012), Tactical and Strategic Missile Guidance, six edition, Vol.2, Progress in Astronautics and Aeronautics, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Washington, D.C.
32. S. N. Balakrishnan, A. Tsourdos, and B. A. White (2013), Advances in Missile Guidance, Control, and Estimation, CRC Press Taylor & Francis
Group
33. Siouris. G.M., and Leros, A.P (1988), Minimum-Time Intercept Guidance for Tectical Missiles, MITA Press, Tokio, Japan, June.
34. Serakos, D. and Lin, C. F., Linearized Kappa Guidance, Proceedings 35. Thomson, W.T. (1963), Introdution to Space Dynamics, Jonh Wiley $
Sons, Inc., second printing, New York.
36. Rovisco Pais Av., (2004), Kalman and Extended Kalman Filters: Concept, Derivation and Properties, M. Isabel Ribeiro.
37. Skolnik, M.I. (1980), Introduction Radar Systems, McGraw-Hill, New York, second editor.
38. Wang, Q., Lin, C. F. and D’Souza, C. N. (1993), Optimality-Based Midcourse Guidance, Proceedings of the American Institute of Aeronautics and Astronautics, pp. 1734-1737.
39. Yanushevsky, R. and Boord, W. (2005), New approach to guidance law design, Journal of Guidance, Control, and Dynamics,162–166.
40. Yanushevsky (2008), Modern missile guidance, Taylor & Francis Group New York. Tiếng Nga. 41. И.И. Архангельский, П.П. Афанасьев, Е.Г. Болотов, И.С. Голубев, А.М. Матвеенко, В.Я. Мизрохи, В.Н. Новиков, В.Г. Светлов (1999), Проектирование Зенитных Управляемых Ракет, Москва Издателство МАИ. 42.Бухман А.А., Корневич Г.Б., Шокальский А.А (1977). Вычислительные машины, их ремонт и обслуживание, Москва : Высшая школа. 43. Волжин А. Н. Сизов Ю. Г (1983), Борьба с самонаводящимися ракетами, Москва: Военнздат.
44. Гитис Э.И., Данилович Г.А. (1968), Самойленко В.И. Техническая кибернетика, – Москва: Сов. радио. 45. Гречинский Д.А., Рыгалин В.Г (1970). Приборы приема обработки информации в оптическом диапазоне, Москва: Знание. 46. Гуткин Л. С, Пестряков В. Б. (1970), Типугин В. Н. Радиоуправление, Москва: Сов. радио. 47. Демидов В. П. Кутыев Н. Ш (1978), Аппаратура управления полетом ЗУР, Москва: Воениздат. 48. Дмитревский А.А., Лысенко Л.Н (1978). Прикладные задачи теории оптимального управления движением беспилотных летательных аппаратов, Москва: Машиностроение. 49. И.Н. Xуторcкой, C.B.Жарков, П.П.Беpkc, А.Н. Елисеев, C.H Финогенов (2006), Сисмтема Самонаведения Зенитных Ракет, Смоленск 50. Каган Б. М. (1979), Электронные вычислительные машины и системы, Москва: Энергия. 51. Канащенкова. А.И и Меркулова. В.И (2003), Авиационные системы радиоуправления (том 2), Радиотехника, Москва. 52. Кисель С.П. (1976) Физические основы аэродинамики ракет, Москва: Воениздат. 53. Климович Е.С. (1973), Радиопомехи зенитным комплексам, Москва: Воениздат. 54. Колесников И.С.( 1980), Движение ракет, Москва: Машиностроение. 55. Лебедев А.А., Карабанов В.А. (1965), Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами, Москва; Машиностроение.
56. Леонов А. И., Фомичев К. И. (1984), Моноимпульсная радиолокация, Москва: Радио и связь. 57. Макcимов M.B., Меркулов B.У. (1990), Pадиоэлектронные следящие системы. Cинтез Методами теории oптимaльного управления, Радио и связь. 58. Максимов M. В, Горгонов Г. И (1982), Радиоэлектронные Системы Самонаведения, Москва “ радио и связь”. 59. Под ред. В.А. Венцеля и В.Н. Типугина (1973),Основы радиоуправления , Москва: Сов. радио. 60. Чембровский О.А., Топчиев Ю.И, Самойлович Г.А (1972), Общие принципы проектирования систем управления, Москва: Машиностроение. 61. Лебедев А.А., Карабанов В.А (1965), Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами, Москва: Машиностроение. 62. Неупокоев Ф.К (1980), Стрельба зенитными ракетами, Москва: Воениздат. 63. Афинов В. (1998), Тенденции развития средств РЭБ авиации Вооруженных сил США на пороге ХХI век, /Зарубежное военное обозрение. 64. Афинов В. (1998), Направления совершенствования средств РЭП индивидуальной защиты самолетов, Зарубежное военное обозрение. 65. Голубев И.С., Светлов В.Г., и др (2001), Проектирование зенитных управляемых ракет, М.: Из-во. МАИ.
PHỤ LỤC LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT
HOÀN THIỆN PHƯƠNG PHÁP DẪN TIẾP CẬN TỈ LỆ THEO HƯỚNG BÙ CÁC SAI SỐ ĐỘNG
PHỤ LỤC 1
CÁC KẾT QUẢ MÔ PHỎNG
P1.1. Đánh giá ảnh hưởng của các sai số động đến hiệu quả PPD TCTL.
P1.1.1. Ảnh hưởng của sự cơ động mục tiêu.
a. Khi GTMT thay đổi (0 - 3)g b. Khi GTMT thay đổi (0 - 6)g Hình P1.1. QĐ TL – MT khi MT cơ động với gia tốc không đổi
a. Khi GTMT thay đổi (0 - 3)g b. Khi GTMT thay đổi (0 - 6)g Hình P1.2. Quá tải tên lửa khi mục tiêu cơ động với gia tốc không đổi
a. MTCĐ MP với gia tốc (0 - 6)g b. MTCĐ MP với gia tốc (0 6)g Hình P1.3. QĐ TL – MT khi MT cơ động một phía.
a. MTCĐ MP với gia tốc (0 - 6)g b. MTCĐ MPvới gia tốc (0 6)g Hình P1.4. Quá tải tên lửa khi mục tiêu cơ động dạng một phía.
a. Khi GTMT thay đổi (0 - 3)g b. Khi GTMT thay đổi (0 - 6)g Hình P1.5. Quá tải tên lửa khi mục tiêu cơ động kiểu con rắn. P1.1.2. Ảnh hưởng của sự thay đổi gia tốc dọc trục tên lửa.
Hình P1.7. Quá tải TL khi gia tốc dọc trục thay đổi-(0 - 3)g
Hình P1.9. Quá tải TL khi gia tốc dọc trục thay đổi (0 - 6)g