Phân tích, khảo sát và đánh giá sự hạn chế tính cơ động của tên lửa cánh lái khí động

Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 36, 04 - 2015 9 PHÂN TÍCH, KHẢO SÁT VÀ ĐÁNH GIÁ SỰ HẠN CHẾ TÍNH CƠ ĐỘNG CỦA TÊN LỬA CÁNH LÁI KHÍ ĐỘNG VŨ HỎA TIỄN*, NGUYỄN NGỌC HƯNG*, NGUYỄN CÔNG THỨC** Tóm tắt: Vấn đề được đề cập trong bài báo là tập trung phân tích và chứng minh bằng tính toán về những giới hạn khả năng cơ động của tên lửa với hệ cánh lái khí động truyền thống. Từ đó làm rõ những yếu tố hạn chế đối tượng trong điều kiện chiến tranh hiện đại, khi mục tiêu có khả năng cơ động cao, hoạt động ở độ cao lớn. Từ khóa: Tên lửa phòng không, Cánh lái khí động, Khả năng cơ động, Hệ thống tự động ổn định trên khoang. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Những đặc trưng cơ bản, đánh giá tính cơ động của tên lửa [1], là khả năng tác động nhanh τp, khả năng tạo quá tải npmax (gia tốc pháp tuyến Wpmax) cực đại và trang bị cơ động W α (đạo hàm riêng gia tốc pháp tuyến theo góc tấn công). Những đặc trưng trên được xác định thông qua những tham số của hệ thống tự động ổn định trên khoang (Automatic System Stabilization - ASS) và máy lái. Những đặc trưng động lực học ảnh hưởng tới tính cơ động của tên lửa là vận tốc trung bình tbV và xung lực đẩy riêng 0J . Những đặc trưng phân bố trên khoang có ảnh hưởng tới những tham số như: khối lượng; mômen; vị trí trọng tâm và sự dịch chuyển của nó; độ dự trữ ổn định tĩnh của tên lửa và thay đổi của nó trong khi bay. Những đặc trưng khí động có ảnh hưởng tới tính cơ động của tên lửa là: các hệ số lực nâng Cy, Cz; đạo hàm riêng của chúng УC (  ZC ) theo góc tấn công  và góc trượt β; diện tích đặc trưng của bề mặt nâng 0S . Từ những vấn đề nêu trên, đặt ra bài toán cần xác định giới hạn về khả năng cơ động của tên lửa cánh lái khí động trong mối ràng buộc giữa các đặc trưng, tham số đã chỉ ra. 2. MÔ HÌNH TOÁN HỌC ĐÁNH GIÁ TÍNH CƠ DỘNG CỦA TÊN LỬA Điều khiển tên lửa theo phương pháp khí động dựa trên cơ sở của phương pháp tạo lực - mômen khí động [2] về bản chất được thể hiện theo logic hình 1. Kết quả là tên lửa tiếp cận mục tiêu dưới tác động của gia tốc pháp tuyến W(t) làm giảm độ trượt h(t) theo thời gian. Đối với tất cả các loại sơ đồ khí động đều có một nguyên lý hoạt động chung được xác định bởi bản chất của phương pháp tạo lực và mômen điều khiển, liên quan tới lệnh điều khiển đầu vào hệ ASS tỷ lệ với độ trượt ban đầu h0. Hình 1. Nguyên lý điều khiển khí động của tên lửa để khử độ trượt ban đầu (h=h0-hkh). Bản chất của sự điều khiển bao hàm việc khử độ trượt ban đầu h0 (tại thời điểm nào đó) giữa tên lửa và mục tiêu, quá trình có thể biểu diễn dưới dạng phương trình tổng quát sau:    0 ., , ( ) ( ), ( ), ( ), ( ), ( ),...       p mt khh h D t h t t t t w t (1) Phương trình (1) tổng quát hóa mối liên kết tác động đầu vào với phản ứng đầu ra của một vòng điều khiển (VĐK) kín tên lửa từ thời điểm t=0 tới thời điểm khử hoàn toàn độ trượt ban đầu h0 (t=d), như hình 2. Về toán học, mô hình tổng quát (1) khá tổng hợp và phức tạp vì là hàm nhiều biến. Các biến của nó có thể lại là hàm của các đại lượng khác. Bởi vậy ta phải “đóng băng” một số biến ít liên quan tới những đặc trưng cơ động của tên lửa. Phân tích tính cơ động của tên lửa được bắt đầu từ việc xem Tên lửa & Thiết bị bay V.H. Tiễn, N. N. Hưng, N.C.Thức, “Phân tích, khảo sát và đánh giá ... cánh lái khí động.” 10 xét mối liên hệ giữa khả năng tác động nhanh р của tên lửa với các tham số của hệ ASS, thành phần chính của cả hệ thống điều khiển, có ảnh hưởng đáng kể tới sự hình thành những đặc trưng cơ động. Hình 2. Sự hình thành các đặc trưng điều khiển của tên lửa khi thực hiện lệnh. 2.1. Bài toán điều khiển của hệ ASS trên khoang tên lửa Điều khiển tên lửa, theo hình 2, trải qua hai giai đoạn sau: giai đoạn (t0 – t2) khử độ trượt ban đầu h0 và giai đoạn (t2 – t4) thiết lập lại vị trí cân bằng của tên lửa. Trong cả hai giai đoạn, hệ ASS trên khoang đều đóng vai trò chính, điều khiển chuyển động và ổn định tên lửa. Bản thân hệ ASS cũng là VĐK kín, bao gồm: tên lửa là đối tượng điều khiển; các cảm biến vận tốc góc (VTG), gia tốc thẳng (GTT) tạo nên các mạch hồi tiếp; máy lái và cánh lái khí động. Những yêu cầu cơ bản đối với một hệ ASS là phải đảm bảo: khả năng cơ động cho trước (quá tải tạo được, thời gian phản ứng và quá chỉnh); ổn định góc hay vận tốc góc xoắn; ổn định VĐK kín theo các dao động đàn hồi thân tên lửa. Để có thể đáp ứng những yêu cầu trên, hệ ASS trên khoang cần được xây dựng ở dạng hệ tự động điều khiển ba kênh (gật, hướng và liệng). Trong đó kênh gật và hướng có cấu trúc giống nhau, sử dụng để ổn định chuyển động ngang tên lửa, nên ta chỉ xét việc lựa chọn tham số và đặc trưng cho hệ ASS kênh điều khiển ổn định góc gật làm đại diện. 1. Sơ đồ cấu trúc và các đặc trưng của hệ ASS với hồi tiếp theo VTG và GTT Hệ ASS trên khoang với hồi tiếp theo VTG và GTT là hệ kín phổ biến, được sử dụng để điểu khiển và ổn định tên lửa trong điều kiện tên lửa có (hoặc không có) dự trữ ổn định tĩnh. Sơ đồ cấu trúc điển hình của một kênh ASS theo [1,4] được dẫn ra trên hình 3, có chỉ rõ những mối liên hệ xuất hiện khi tên lửa chuyển động như vật thể cứng có tính tới tính chất đàn hồi của thân. Mạch hồi tiếp theo GTT bảo đảm tính ổn định của hệ điều khiển kín khi dự trữ ổn định tĩnh (a2<0) bị hạn chế và làm giảm độ nhạy của hệ trước những tác động thăng giáng. Ở những tần số, đặc trưng cho chuyển động theo quỹ đạo tính toán của phương pháp dẫn, xác định các tính chất động của VĐK kín, hàm truyền của hệ kín ASS được thể hiện dưới dạng: 2 2 ( ) ( ) ( ) 1 2       ss ss ss ss ss W p к Y P p T p T p (2) trong đó, кss là hệ số truyền của hệ tự động ổn định: 3 4 3 4 2 . . . . . .   tb GTT ss tb GTT V a a к к V a a к a ; (2а) Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 36, 04 - 2015 11 ss là tần số cộng hưởng của hệ: 3 4 2 1 . . .   ss tb GTT ss V a a к a T và 2    ss ssf ; (2b) ss là hệ số tắt dần các dao động trong hệ thống: 3 . 2  VTGss ss a к   ; (2c) Hình 3. Sơ đồ cấu trúc của một hệ ASS với hai vòng hồi tiếp theo VTG và GTT có tính tới yếu tố đàn hồi uốn thân tên lửa. λ – lệnh điều khiển đầu vào; Wmax, σmax – tương ứng ngưỡng hạn chế lệnh và tín hiệu điều khiển cực đại; LUT - bộ lọc dao động uốn thân; Wp, Wp(xgtt) – tương ứng các gia tốc pháp tuyến của tên lửa “cứng” và “đàn hồi”; ω, ω(xvtg) – tương ứng các vận tốc góc của tên lửa “cứng” và “đàn hồi”; Yk1, Yk2 – các thuật toán biến đổi động hình học; Kvtg, Kgtt – hệ số khuếch đại mạch hồi tiếp theo VTG và GTT tương ứng; xvtg, xgtt, xm – tương ứng với các tọa độ đặt cảm biến VTG, cảm biến GTT và trọng tâm tên lửa; Lgtt=(xm–xgtt) – khoảng cách đặt cảm biến GTT tới trọng tâm tên lửa. а2, а3, а4 là các hệ số động học, tương ứng với tính ổn định tĩnh, hiệu quả cánh lái khí động và lực nâng. Với mục đích đi tìm hạn chế khả năng cơ động của TL, thì những tham số đáng quan tâm hơn cả là: tần số cộng hưởng của hệ thống ss ; chỉ số tắt dần ss ; khả năng tác động nhanh của tên lửa р và độ quá chỉnh ban đầu 1 , tức là các đặc trưng động của tên lửa cần được ổn định. Giá trị của những tham số trên, về cơ bản, sẽ hạn chế những yêu cầu về tính ổn định của hệ ASS. Biết rằng, tính ổn định của một hệ ASS kín được xác định trên cơ sở phân tích tính ổn định của VĐK hở, mà đặc trưng tần số của nó theo VTG (không tính đến tính đàn hồi của TL) và giả thiết rằng ( ) ( )VTG GTTY p Y p đối với vùng tần số 2 a có dạng [1] 1 3 2 2 2 . . . .         TB j vtg ho TB a к Y M e a      , (3) trong đó:  hoY là hàm truyền hệ hở theo vận tốc góc ω; vtgк là hệ số khuếch đại mạch hồi tiếp theo vận tốc góc; TBM là biên độ tín hiệu tạo bởi phần thiết bị điều khiển; TB là tần số cộng hưởng riêng phần thiết bị điều khiển. Lưu ý tới những khảo sát của V. YA. Mizrokhy [1,3] ta tiến hành phương pháp lựa chọn những tham số cơ bản của hệ tự động ổn định trên khoang. 2. Lựa chọn những tham số cơ bản của hệ ASS ổn định chuyển động ngang tên lửa với các mạch hồi tiếp theo VTG và GTT. Lựa chọn những tham số cơ bản của hệ ASS của TL được thực hiện theo trình tự sau: Bước 1. Đặt ra những yêu cầu đối với tính cơ động của TL dưới dạng dữ liệu sau: - Thời gian đạt tới 0,85 giá trị thiết lập 85,0x   (theo đồ thị hình 5); Tên lửa & Thiết bị bay V.H. Tiễn, N. N. Hưng, N.C.Thức, “Phân tích, khảo sát và đánh giá ... cánh lái khí động.” 12 - Giá trị tương đối của quá chỉnh đầu tiên 1 (theo hình 4, thông thường yêu cầu Δ1≥0,1) - Vận tốc trung bình tbV ; Trang bị cơ động 4tb a.V ; Dự trữ ổn định tĩnh 2a ; - Hiệu quả của cánh lái khí động 3a ; - Khoảng cách đặt cảm biến GTT gttL tới trọng tâm; - Tần số hài bậc nhất của những dao động uốn thân TL - 1U ; - Những hệ số khuếch đại TL như vật thể đàn hồi theo hài bậc nhất những dao động uốn thân 11к , w 1к và hệ số tắt dần những dao động đó 1U . x Bước 2. Yêu cầu trước về những hạn chế trong dải ổn định của hệ thống: - Dự trữ ổn định của hệ theo biên độ vtgM và pha vtg với hồi tiếp theo VTG; - Dự trữ ổn định của hệ theo biên độ gttM ở tần số cao và ở tần số thấp LFM và dự trữ ổn định theo pha gtt với khung hồi tiếp theo GTT; - Biên độ tín hiệu TBM phần thiết bị của hệ thống ở những tần số gần với TB . Bước 3. Xác định những tham số ss và ss của hệ ASS có tính đến phụ thuộc trên hình 4 và 5. Bước 4. Xác định sự cần phải có các mạch hồi tiếp theo GTT và VTG: - Nếu 2 2ss a thì cần phải có hồi tiếp theo GTT; - Nếu 2 2ss a thì chỉ cần mạch hồi tiếp theo VTG là đủ. Bước 5. Xác định những giá trị cần có của tần số phần thiết bị hệ thống: - Khi bảo đảm đủ dự trữ ổn định theo biên độ với mạch hồi tiếp theo VTG thì 2 3 1 2 1 . .. 2                vtg TBss TB TB vtg vtg a к MM a a M M   (4) - Khi đảm bảo đủ dự trữ ổn định theo pha với mạch hồi tiếp theo VTG thì 2 2 2 1 2 1      ss ss TB vtg a      . (5) Hình 4. Sự phụ thuộc quá chỉnh đầu tiên vào hệ số tắt dần. Hình 5. Sự phụ thuộc của thời gian tương đối vào mức xác lập tương đối. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 36, 04 - 2015 13 Bước 6. Chọn giá trị cực đại từ hai tần số xác định theo (4) và (5): 1 2max( , )TB TB TB   . (6) Bước 7. Xác định hệ số khuếch đại theo mạch hồi tiếp VTG: 2 2 3 1 . .   vtgTBvtg ап TB Ma к a M   , nếu 1 2TB TB  ; (7а) 3 1 2 . 1 .         vtg TB vtgк a    , nếu 1 2TB TB  . (7b) Trường hợp cần có hồi tiếp theo GTT trong cấu trúc hệ ASS thì trình tự được tiếp tục: Bước 8. Xác định hệ số khuếch đại trong mạch hồi tiếp theo GTT: - từ điều kiện thỏa mãn bất đẳng 2 2ss a , 2 2 3 1 4 ( . ) .   ssgtt tb a a к V a  , (8а) - từ điều kiện của dự trữ ổn định biên độ LFM ở dải tần thấp, đối với TL không có ổn định tĩnh, tức là ( 2 0a ), 23 2 4 2 ( . ) . gtt tb a a к V a , (8b) sau đó lựa chọn: 3 3 1 3 2. max ( . ) ,( . )   gtt gtt gtta к a к a к . (8) Bước 9. Tính toán các hệ số trung gian С1, С2, С3: 1 3. . . 2   vtg gtt gtt TB M C a к L M  ; 2 1 2    gtt C   ; 2 2 1 3 2 2 2 1 1 (1 ) 1 (1 )      С С С С С . (9) Bước 10. Xác định sự tồn tại tần số cắt hệ hở với mạch hồi tiếp theo GTT: Nếu điều kiện 2 22ss a (khi 0a2  ) thỏa mãn, thì 2 2 2 2 2 2 2 ст 2 2323C a.C)a()a.C(a.C ~   . (10) Bước 11. Xác định giá trị hệ số khuếch đại theo mạch hồi tiếp VTG: - từ điều kiện bảo đảm đủ dự trữ ổn định pha vtg  212C C 2 1vtg3 a)C1( ~ ~ C )к.a(    (11а) - từ điều kiện bảo đảm dự trữ ổn định biên độ gttM và hệ số tắt dần ss cho trước gtt gtt2 2 ss 12vtg3 M )M1.(a )C1( 2 )к.a(      (11b) ssss3vtg3 .2)к.a(  ; (11c) chọn:  3vtg32vtg31vtg3vtg3 )к.a(,)к.a(,)к.a(maxк.a  . (11) Bước 12. Xác định tần số làm việc phần thiết bị TB để đảm bảo dự trữ ổn định trong các vòng hồi tiếp theo GTT và VTG: - tính tới việc bảo đảm dự trữ ổn định biên độ vtgM trong hệ chỉ có hồi tiếp theo VTG, ta có vtg TBvtg3 1TB M M.к.a    ; (12а) - tính tới biểu thức (11b) xác định yêu cầu đối với đặc trưng tần số của phần thiết bị hệ thống từ sự hạn chế dự trữ ổn định theo biên độ, ta có Tên lửa & Thiết bị bay V.H. Tiễn, N. N. Hưng, N.C.Thức, “Phân tích, khảo sát và đánh giá ... cánh lái khí động.” 14                  2 2 vtg3vtg3 vtg 2TB a 2 к.a 2 к.a 2 1 1    . (12b) - tính tới biểu thức (2.11a) xác định yêu cầu đối với đặc trưng tần số của phần thiết bị hệ thống từ sự hạn chế dự trữ ổn định theo pha дус và xét trong các điều kiện sau: 0a2  hoặc 0a2  và 2vtg3 a2к.a  (12c) Tần số làm việc của phần thiết bị hệ thống được lựa chọn như sau: ),max( 2TB1TBTB   . (12) Bước 13. Xác định các tham số của hệ ASS trên khoang TL: 3 vtg3 vtg a к.a к  ; 3 gtt3 gtt a к.a к  ; vtg gttgtt 1 к L.к T  (13) Bước 14. Xác định tần số làm việc riêng của tuyến truyền động lái TrD : 1UTBTrD 111   (14) Bước 15. Xác định dự trữ ổn định theo hài bậc nhất dao động uốn thân TL: - đối với hệ tự động ổn định với một vòng hồi tiếp theo VTG 1U 1U11vtg 1UUT 2 .к.к )(M     (15а) - đối với hệ tự động ổn định đủ cả hai vòng hồi tiếp theo VTG và GTT 2 1U w 1vtg 2 11vtg 11U 1UUT ).к.к()к.к(. T2 1 )(M     (15b) - dự trữ ổn định theo tác động uốn thân TL sẽ là )(M.).(MM 1UTrD11UUTUT   (16) trong đó 15,01  . Biên độ tuyến lái ở tần số hài bậc nhất dao động uốn thân, thỏa mãn điều kiện )( TrD1U   6 1U TrD 2 1U TrD 3 1U TrD 1UTrD .21 .2 )(M                            . (17) Sự lựa chọn những tham số của hệ ASS trên khoang theo phương pháp trên cho phép ta không chỉ xây dựng được một hệ ASS cụ thể, thỏa mãn những yêu cầu cho trước theo khả năng cơ động của TL, mà còn cho phép khảo sát hàng loạt phương án phụ thuộc vào các yêu cầu sau: hệ số dự trữ ổn định tĩnh - 2a ; thời gian phản ứng 85,0 ; độ lớn của quá chỉnh đầu tiên 1 ; tần số làm việc ss và chỉ số tắt dần ss của hệ ASS. Nhờ khảo sát này, ta có thể làm rõ những hạn chế riêng của phương pháp điều khiển khí động, đó cũng là mục đích chính mà ta cần phân tích trong bài báo này. 2.2. Khảo sát những hạn chế khả năng cơ động của tên lửa khi lựa chọn những tham số cơ bản của hệ ASS trên khoang Trên cơ sở của phương pháp tính toán các tham số cơ bản của hệ ASS trên khoang, ta có thể khảo sát những hạn chế về tham số và phân tích hệ ASS. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 36, 04 - 2015 15 Khảo sát được tiến hành trên cơ sở bộ dữ liệu ban đầu thuộc về một loại tên lửa nào đó. Ví dụ như dữ liệu trong bảng 1 là của một loại TLPK tầm trung. Thuật toán tính các tham số của hệ ASS trên khoang thể hiện trên hình 6. Tính toán khảo sát được thực hiện tự động trên máy tính với phần mềm MathCad. Kết quả được giới thiệu trong bảng 2 và tổng quát hóa trên hình 7. Bảng 1. Những yêu cầu cơ bản và dữ liệu ban đầu cho hệ ASS trên khoang TLPK № Tên, ký hiệu của các tham số Đơn vị Giá trị Ghi chú 1 mức tương đối x xác định phản ứng x - 0.85 không thứ nguyên 2 thời gian đạt mức tương đối x s 0.05 0.15 thay đổi rời rạc 3 quá chỉnh tương đối đầu tiên, 1 - 0.1 không thứ nguyên 4 vận tốc trung bình của TL, Vtb m/s 1000 5 trang bị cơ động, Vtb.а4 m/s 2 1500 2.65 [đv/rad] 6 hệ số động học xác định ổn định tĩnh, а2 1/ s 2 -3001000 thay đổi rời rạc 7 hệ số động - hiệu quả cánh lái khí động, а3 1/ s 2 500 8 khoảng cách đặt CBGTT tới tr.tâm TL, Lgtt m 0.75  1.0 tùy chọn 9 tần số hài bậc 1 dao động uốn thân, U1 rad/s 500 10 hệ số KĐ theo hài bậc 1 của TL đàn hồi,к11,к w 1 dBm 0.0032 11 hệ số dập dao động uốn thân, U1 - 0.025 không thứ nguyên 12 dự trữ biên độ trong vòng VTG, Мvtg dB -6 không lớn hơn 13 dự trữ về pha trong vòng VTG, vtg rad 0.5 không dưới 14 dự trữ biên độ vòng GTT ở t/số cao, Мgtt dB -6 không lớn hơn 15 dự trữ biên độ vòng GTT ở t/số thấp, МLF dB +6 16 dự trữ về pha trong vòng GTT, gtt rad 0.5 không dưới 17 biên độ phần thiết bị ở t/số TB, МTB dB +3 không lớn hơn 18 MT - TLĐĐ, đường kính khoang c/đ, Dcđ m 0.76 R=0.38м 19 tốc độ của mục tiêu, Vmt m/s 2400 20 độ cao bay của m/tiêu, Нmt km 0.5 – 25 21 cự ly hoạt động của m/tiêu, Dmt km 5 – 80 22 dạng cơ động “Con rắn” với quá tải nmt - 5 đơn vị 23 tần số lặp vòng cơ động của m/tiêu, mt 1/s 2 3. NHỮNG NHẬN XÉT RÚT RA TỪ KẾT QUẢ TÍNH VÀ KHẢO SÁT Nhận xét thứ nhất: Khi thời gian phản ứng là s05.085.0  đối với mọi hệ số ổn định tĩnh a2 và có đồng thời hai vòng hồi tiếp theo VTG và GTT nhưng vẫn không đủ để tên lửa ổn định, do tần số riêng của tuyến truyền động lái cần rất cao (từ 76Hz đến 168Hz). Hệ truyền động như vậy trong thực tế là không thể thực tế hóa được. Trong các trường hợp tên lửa có độ ổn định tĩnh lớn tương ứng với các thời gian phản ứng khác nhau: s07,085,0  ; s15,0s1,0 85,0   ; s15,085,0  những yêu cầu về tính cơ động của tên lửa được thỏa mãn, trong hệ ASS chỉ cần duy nhất một vòng hồi tiếp theo VTG. Tần số làm việc của tuyến truyền động lái cần thiết nằm trong dải Hz7,23fHz3,10 TrD  điều này có thể thực tế hóa. Khi độ ổn định tĩnh tên lửa a2=0 và s1,085,0  yêu cầu hệ ASS phải có đủ cả hai vòng hồi tiếp. Tần số tuyến truyền động lái trong dải Hz8,20fHz7,11 п.р  thực tế có thể đáp ứng. Khi TL không có dự trữ ổn định tĩnh nhưng s1.085.0  và ( 0a300 2  ), hệ ASS phải có đủ 2 vòng hồi tiếp theo VTG và GTT. Tần số làm việc tuyến truyền động lái phải nằm trong Tên lửa & Thiết bị bay V.H. Tiễn, N. N. Hưng, N.C.Thức, “Phân tích, khảo sát và đánh giá ... cánh lái khí động.” 16 dải Hz4,30fHz7,11 п.р  , điều này về mặt thực tế có thể đáp ứng (hình 7). Nhận xét thứ 2: Tập hợp các đặc trưng thời gian phản ứng của tên lửa trên hình 7 giúp ta hình dung một cách rõ ràng hơn tính quy luật của phương pháp, thể hiện đường hạn chế tần số của tuyến truyền động lái Hz35f maxTrD  , thỏa mãn Hz39 2 f f UTmaxTrD  có tính đến tần số uốn thân ]s/rad[5001U  . Nhận xét thứ ba: Lưu ý là tần số làm việc riêng của tuyến lái xác định công suất làm việc của nó. Vì vậy, khi cùng một khả năng tác động nhanh như nhau, thì tên lửa không có ổn định tĩnh đòi hỏi tuyến truyền động lái phải khỏe hơn so với tuyến lái của tên lửa có độ ổn định tĩnh. Tăng công suất tuyến lái sẽ kéo theo một loạt vấn đề và làm tăng khối lượng ban đầu của tên lửa. Nhận xét thứ tư: Đại lượng mong muốn của tần số tuyến truyền động lái cần phải nằm trong dải Hz35fTrD  , sao cho bảo đảm thỏa mãn điều kiện 2 f f UTTrD  . Hình 6. Thuật toán xác định các đặc trưng cơ động của tên lửa phụ thuộc vào các tham số của hệ ASS. Nhận xét thứ năm: Như ta biết, độ ổn định tĩnh của bất kỳ tên lửa nào cũng không thể ổn định trong toàn bộ thời gian bay, nó phụ thuộc vào tiêu hao nhiên liệu trên khoang và thay đổi trọng tâm. Vì thế có thể nói rằng, giá trị giới hạn nhỏ nhất tác động nhanh của tên lửa cánh lái khí động cần thỏa mãn bất đẳng thức cp 05,0 . Đó chính là sự hạn chế đáng kể của tên lửa có cánh lái khí động. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 36, 04 - 2015 17 Hình 7. Hạn chế tác động nhanh tên lửa theo tần số của tuyến lái và dự trữ ổn định tĩnh. KẾT LUẬN Xác định cấu trúc cần thiết của hệ ASS trong sự phụ thuộc vào: dự trữ ổn định tĩnh; các tham số khí động, động lực, phân bố trên khoang của tên lửa; mối ràng buộc của bốn phương án cơ động ( max; W ; Wp p  ); các đặc trưng tham số của mục tiêu; bài báo đã mô tả cách giải một bài toán thiết kế hệ ASS trên khoang tên lửa cánh lái khí động theo yêu cầu cơ động cho trước. Qua tính toán, khảo sát 24 phương án cơ động (τp=0,05s, 0,07s, 0,1s và 0,15s và sáu phương án dự trữ ổn định tĩnh a2=-300÷1000), ta nhận thấy tên lửa cánh lái khí động có giới hạn dưới về thời gian phản ứng là τp≥0,05s và giới hạn trên đối với tần số làm việc của máy lái là fTrĐ≤35Hz. Điều này rất có ý nghĩa đối với những nhà nghiên cứu và thiết kế. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. Голубев И.С., Светлов В.Г., и др. Проектирование зенитных управляемых ракет. – М.: Из-во. МАИ, 2001. – 730 с. [2]. Чернобровкин Л.С. Аэродинамическая компоновка ЛА. Баллистическое проектирование – М.: Из-во. МАИ, 1988. – 73 с. [3]. Мизрохи В.Я. Сборник задач по проектированию газодинамического управления зенитных ракет. – М.: Из-во. МАИ, 2000. – 46 с. [4]. Vũ Hỏa Tiễn. Cơ sở thiết kế hệ tự động ổn định tên lửa, NXB Quân đội nhân dân, Hà Nội, 2011. ABSTRACT ANALYSIS, RESEARCH AND EVALUATION OF THE LIMITS IN MANEUVERABILITY MISSILES WITH THE AERODYNAMIC CONTROL SURFACES Problems in the article are aimed at the analysis and proof calculated by limits maneuverability anti-aircraft missiles with traditional aerodynamic control surfaces. Hence it will identify the limiting factors for a given subject in a modern air war, in which the goals are high maneuverability and fly at high altitude. Keywords: Air Defense Missile, Aerodynamic Rudders, Maneuverability, Automatic System Stabilization. Nhận bài ngày 10 tháng 12 năm 2014 Hoàn thiện ngày 10 tháng 4 năm 2015 Chấp nhận đăng ngày 15 tháng 4 năm 2015 Địa chỉ: * Học viện KTQS; ** Học viện Hải quân.