Tổng quan luận án

Công trình khoa học mang tên "Nghiên cứu nâng cao độ ổn định của tên lửa không điều khiển bằng lựa chọn tham số cánh hợp lý" là luận án tiến sĩ kỹ thuật thuộc chuyên ngành Cơ kỹ thuật (mã số 62.01), được thực hiện bởi nghiên cứu sinh Nguyễn Thanh Hải dưới sự hướng dẫn khoa học của TS. Nguyễn Lạc Hồng và TS. Võ Ngọc Anh tại Học viện Kỹ thuật Quân sự (Hà Nội, năm 2014).

Tính cấp thiết và khoảng trống nghiên cứu

Tên lửa không điều khiển (đạn phản lực không điều khiển) là loại vũ khí được trang bị phổ biến cho lực lượng lục quân nhằm phục vụ nhiệm vụ chiến đấu ở cự ly gần và tầm trung nhờ các ưu điểm: kết cấu đơn giản, độ tin cậy vận hành cao, hệ thống phóng cơ động, phần chiến đấu đa dạng và tầm bắn không bị giới hạn bởi cỡ nòng hay áp suất khí thuốc như đạn pháo thông thường. Tuy nhiên, nhược điểm kỹ thuật cơ bản của loại đạn này là độ phân tán lớn và độ chính xác bắn bị suy giảm do sự tồn tại của độ lệch tâm lực đẩy, sự mất cân bằng tĩnh, mất cân bằng động và các yếu tố khí động phức tạp trên quỹ đạo bay.

Tại Việt Nam, ngành công nghiệp quốc phòng đã từng bước chế tạo được một số loại vũ khí cho bộ binh, trong đó có các loại tên lửa không điều khiển. Dù vậy, việc thiếu cơ sở lý thuyết hoàn chỉnh và nguồn số liệu thiết kế tin cậy khiến các loại đạn chế tạo thực tế đôi khi có quỹ đạo bay chưa đạt mức ổn định mong muốn. Việc nghiên cứu có hệ thống và định lượng về tác động của các tham số kết cấu cánh đến độ ổn định chuyển động là khoảng trống kỹ thuật cần được giải quyết nhằm nâng cao chất lượng thiết kế và sản xuất vũ khí phản lực.

Mục tiêu và nhiệm vụ nghiên cứu

  1. Xây dựng cơ sở định lượng để lựa chọn các thông số hình học và cơ học của hệ thống cánh phục vụ công tác thiết kế các loại tên lửa nói chung và tên lửa không điều khiển nói riêng.
  2. Thiết lập hệ phương trình vi phân mô tả chuyển động không gian của tên lửa không điều khiển có cánh (xét cả trường hợp cánh không quay và cánh quay chậm).
  3. Tiến hành khảo sát định lượng ảnh hưởng của nhóm thông số kết cấu cánh đến các đặc trưng chuyển động và độ dự trữ ổn định trên quỹ đạo của một loại đạn phản lực cụ thể.
  4. Triển khai thử nghiệm thực tế trên trường bắn để đo đạc các tham số chuyển động của các mẫu đạn hiệu chỉnh, từ đó kiểm chứng và đánh giá mức độ tin cậy của mô hình lý thuyết.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu

  • Đối tượng khảo sát: Đạn phản lực chống tăng B41-M (mã hiệu PG-7), một loại đạn phản lực không điều khiển điển hình sử dụng hệ thống cánh bung mở được trang bị phổ biến trong quân đội.
  • Phạm vi nghiên cứu:
    • Về lý thuyết: Khảo sát chuyển động của đạn phản lực trong không gian dựa trên bài toán thuật phóng ngoài kết hợp thuật phóng trong, tập trung vào ảnh hưởng của các thông số cánh (diện tích mặt nghiêng, góc nghiêng, vị trí trọng tâm cánh, lực lò xo mở cánh, sơ tốc, số lượng cánh).
    • Về thực nghiệm: Đo đạc quang học tốc độ cao đối với góc trương động ($\delta$) và vận tốc bay ($V$) của các mẫu đạn B41-M nguyên bản và hiệu chỉnh trên đường bay tại trường bắn.

Tổng quan tài liệu và vị trí của luận án

Trong quá trình phát triển lý thuyết thuật phóng và cơ học thiết bị bay, vấn đề đảm bảo độ ổn định cho đạn tên lửa không điều khiển được giải quyết qua hai phương pháp chính:

Phương pháp ổn định bằng quay nhanh nhờ góc nghiêng loa phụt

Phương pháp này khai thác hiệu ứng con quay bằng cách bố trí các loa phụt của động cơ phản lực nghiêng một góc $\alpha$ so với trục đối xứng của đạn, tạo ra tốc độ quay quanh trục thân đạt khoảng $20.000\text{ rad/phút}$ hoặc tương đương. Các nghiên cứu lý thuyết chỉ ra rằng góc nghiêng loa phụt phải thỏa mãn điều kiện biên $\alpha_{min} \le \alpha \le \alpha_{max}$, trong đó:

  • $\alpha_{min}$ đảm bảo tính ổn định con quay trên đoạn thẳng quỹ đạo (dập tắt dao động của góc trương động $\delta$).
  • $\alpha_{max}$ đảm bảo tính ổn định định hướng trên đoạn cong quỹ đạo (hạn chế góc cân bằng động $\delta_{cb}$ tại đỉnh quỹ đạo không vượt quá giá trị cho phép $[\delta_{cb}] = 2^\circ \div 4^\circ$, hoặc $12^\circ \div 15^\circ$ đối với trường hợp yêu cầu độ chụm không cao).

Phương pháp ổn định bằng cánh kết hợp quay chậm

Đối với đạn phản lực chống tăng và các loại tên lửa cần duy trì hiệu quả của đầu nổ lõm (luồng xuyên), việc tạo tốc độ quay quá lớn sẽ phá vỡ cấu trúc luồng xuyên. Do đó, phương pháp sử dụng cánh ổn định ở đuôi được áp dụng để đưa tâm cản ($O'$) lùi về sau khối tâm ($O$), hình thành mô men khí động phục hồi ($M_R$). Đồng thời, hệ thống cánh được tạo góc nghiêng nhỏ để tạo chuyển động quay chậm quanh trục nhằm khử ảnh hưởng của mô men lực đẩy lệch tâm.

Vị trí học thuật của luận án

Luận án kế thừa các kết quả nghiên cứu kinh điển về khí động học và thuật phóng đạn đạo, đồng thời tập trung giải quyết bài toán cụ thể: thiết lập thuật toán tích hợp thuật phóng trong - thuật phóng ngoài để khảo sát tương tác đa tham số của hệ thống cánh đạn B41-M, kết hợp phương pháp đo đạc thực nghiệm quang học hiện đại bằng camera tốc độ cao, từ đó đề xuất giải pháp lựa chọn bộ tham số cánh tối ưu.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp nghiên cứu

Khung lý thuyết và mô hình toán học

Luận án xây dựng mô hình toán học dựa trên hệ phương trình vi phân chuyển động của vật rắn 6 bậc tự do trong không gian dưới tác dụng của hệ lực và mô men:

  • Hệ tọa độ nghiên cứu: Hệ tọa độ giữ hướng ($Oxyz$), hệ tọa độ liên kết gắn với thân đạn ($Ox_1y_1z_1$), hệ tọa độ vận tốc ($Ox_2y_2z_2$) và hệ tọa độ quỹ đạo ($Ox_3y_3z_3$).
  • Hệ lực và mô men tác dụng: Lực cản chính diện ($R_X$), lực nâng ($R_Y$), mô men khí động phục hồi ($M_R$), mô men cản dịu ($M_D$), lực đẩy động cơ phản lực ($P$), mô men lực đẩy lệch tâm ($M_P$) và mô men quay do cánh nghiêng/loa phụt ($M_l$).
  • Độ dự trữ ổn định ($\xi_{od}$): Xác định theo tỷ lệ giữa khoảng cách tâm cản - khối tâm ($h = x_{TC} - x_{TL}$) với chiều dài thân đạn ($x_K$): $$\xi_{od} = \frac{x_{TC} - x_{TL}}{x_K} \times 100%$$ Tiêu chuẩn kỹ thuật yêu cầu độ dự trữ ổn định nằm trong dải $\xi_{od} = 20% \div 60%$.
Bảng: Các đại lượng khí động và hình học chính của hệ thống cánh đạn
Ký hiệu Tên gọi đại lượng Đơn vị đo Ý nghĩa trong mô hình
$S_C$ Diện tích cánh $\text{m}^2$ $S_C = b_{tb} \cdot l_C$, tạo lực nâng khí động
$b_{tb}$ Chiều dài trung bình cánh $\text{m}$ $b_{tb} = 0,5(b_1 + b_2)$
$l_C$ Bề rộng cánh $\text{m}$ $l_C = 0,5(d_C - d)$
$\lambda_C$ Độ kéo dài của cánh Không thứ nguyên $\lambda_C = 2l_C^2 / (2S_C) = l_C^2 / S_C$
$\beta_{tr}, \beta_s$ Góc vát trước, góc vát sau $\text{rad}$ hoặc độ Giảm lực cản sóng và dịch tâm cản
$C_X, C_Y$ Hệ số lực cản, hệ số lực nâng Không thứ nguyên Xác định theo số Mach ($M < 1$ và $M > 1$)
$C_{XCS}, C_{Xf}, C_{Xg}$ Thành phần cản sóng, ma sát, đáy Không thứ nguyên Cấu thành hệ số lực cản toàn phần

Phương pháp nghiên cứu thực tế

  1. Phương pháp lý thuyết - số:
    • Giải hệ phương trình vi phân chuyển động không gian phi tuyến bằng phương pháp tích phân số.
    • Xây dựng chương trình tính toán tích hợp bài toán thuật phóng ngoài (TPN) và thuật phóng trong (TPT) bằng ngôn ngữ lập trình Turbo Pascal 7.
  2. Phương pháp thực nghiệm:
    • Sử dụng hệ thống camera quang học chuyên dụng ghi hình tốc độ cao FASTCAM SA1.2 để theo dõi quỹ đạo, xác định góc trương động ($\delta$) và vận tốc chuyển động ($V$) của đạn ở các giai đoạn bay (giai đoạn rời nòng và giai đoạn động cơ hành trình hoạt động).

Nội dung chính theo từng chương

Chương 1 – Tổng quan về ổn định cho đạn tên lửa không điều khiển

Chương 1 hệ thống hóa cơ sở lý thuyết về chuyển động ổn định của đạn trên quỹ đạo danh nghĩa và quỹ đạo bị nhiễu loạn. Nội dung chương phân tích sâu hai cơ chế ổn định chính:

  • Ổn định bằng góc nghiêng loa phụt: Luận giải điều kiện dập tắt dao động của góc trương động trên đoạn thẳng quỹ đạo thông qua biểu thức mô men ổn định và hệ số khí động của mô men lật $K_M(V/a)$. Dải vận tốc và giá trị hệ số được tổng hợp cụ thể:
Bảng 1.1: Quan hệ giữa hệ số mô men lật KM(V/a) với tốc độ chuyển động của tên lửa
Vận tốc $V$ (m/s) $10^3 \cdot K_M(V/a)$ Vận tốc $V$ (m/s) $10^3 \cdot K_M(V/a)$ Vận tốc $V$ (m/s) $10^3 \cdot K_M(V/a)$
0 – 200 0,97 400 1,39 750 1,33
250 1,00 450 1,39 800 1,32
275 1,05 500 1,38 850 1,31
300 1,13 550 1,37 900 1,31
325 1,24 600 1,35 950 1,31
350 1,32 650 1,34 1000 1,30
375 1,36 700 1,33 1100 1,30
  • Ổn định bằng cánh: Phân tích quy luật chọn hình dáng mặt bằng (cánh hình thang có góc vát trước $\beta_{tr} = 35^\circ \div 60^\circ$, góc vát sau $\beta_s = 15^\circ \div 30^\circ$), hình dáng mặt cắt (hình thoi, lục giác đối xứng, cung tròn, parabol) và bề dày lớn nhất $e = (0,105 \div 0,106)d$. Xác định phương pháp tính toán giải tích hệ số lực nâng ($C_Y$), hệ số lực cản chính diện ($C_X$) cho thân và cánh ở dải tốc độ dưới âm ($M < 1$) và vượt âm ($1 < M \le 6$), cũng như công thức xác định tọa độ tâm cản tổng hợp ($x_{TC}$).

Chương 2 – Chuyển động của tên lửa không điều khiển ổn định bằng cánh trong không gian

Chương 2 tập trung thiết lập mô hình chuyển động của tên lửa có cánh:

  • Thiết lập các điều kiện tiêu chuẩn về khí tượng, thuật phóng và chuyển động nhằm chuẩn hóa bài toán động lực học.
  • Xác định hệ vector lực và mô men khí động học, lực đẩy động cơ phản lực tác dụng lên đạn trong suốt thời gian hoạt động của thuốc phóng và giai đoạn bay theo quán tính.
  • Xây dựng hệ phương trình vi phân chuyển động 6 bậc tự do trong các hệ trục tọa độ không gian.
  • Khảo sát chi tiết hiện tượng chuyển động lắc của tên lửa: thiết lập hệ phương trình vi phân trong mặt phẳng lắc cho hai trường hợp đạn có cánh đuôi không quay và tên lửa có cánh quay chậm, làm rõ ảnh hưởng của tần số lắc và độ giảm chấn khí động đến sự hội tụ của góc trương động.

Chương 3 – Khảo sát nâng cao độ ổn định cho đạn phản lực bằng lựa chọn tham số cánh hợp lý

Chương 3 áp dụng mô hình toán để giải số bài toán TPN kết hợp TPT cho đạn chống tăng B41-M (PG-7) bằng phần mềm Turbo Pascal 7. Các thông số đầu vào bao gồm đặc tính hình học đạn, thông số buồng đốt thuốc phóng, khối lượng và mô men quán tính.

Bảng: Các thông số khảo sát ảnh hưởng của hệ thống cánh đến chuyển động đạn B41-M
Thông số khảo sát Phạm vi biến thiên khảo sát Ảnh hưởng chính đến đặc tính chuyển động
Diện tích mặt nghiêng cánh ($S_0$) Tăng / giảm diện tích Thay đổi mô men quay khí động và quy luật tăng tốc độ quay quanh trục
Góc nghiêng của cánh ($\alpha_C$) Biến thiên góc nghiêng (ví dụ: $13^\circ$) Điều chỉnh tốc độ quay chậm, giảm biên độ góc trương động $\delta$
Vị trí trọng tâm cánh ($\xi_c, \eta_c$) Dịch chuyển tọa độ trọng tâm Ảnh hưởng đến mô men quán tính cục bộ và quá trình mở cánh
Lực lò xo mở cánh ($M_0, C$) Thay đổi mô men ban đầu và độ cứng Ảnh hưởng đến thời gian bung mở và độ ổn định tại miệng nòng
Sơ tốc rời nòng ($V_0$) Khảo sát các mức sơ tốc khác nhau Giảm độ lệch bên và hạn chế hiện tượng gục đạn khi rời bệ
Số lượng cánh ($n$) Khảo sát số lượng cánh bố trí Ảnh hưởng đến diện tích cản chính diện và độ dự trữ ổn định tổng thể

Kết quả mô phỏng cho thấy việc tăng diện tích mặt nghiêng cánh và chọn góc nghiêng cánh hợp lý giúp rút ngắn thời gian dập tắt dao động của góc trương động, giữ cho quỹ đạo bay bám sát quỹ đạo danh nghĩa.

Chương 4 – Thực nghiệm xác định các tham số chuyển động

Chương 4 trình bày kết quả thực nghiệm bắn kiểm chứng tại trường bắn:

  • Phương tiện và phương pháp đo: Sử dụng camera thuật phóng FASTCAM SA1.2 bố trí tại các vị trí đo dọc tuyến bắn để ghi nhận chuỗi hình ảnh chuyển động của đạn tại hai giai đoạn: giai đoạn 1 (từ khi đạn rời nòng đến trước khi động cơ hành trình hoạt động) và giai đoạn 2 (khi động cơ hành trình đang hoạt động).
  • Mẫu thử nghiệm: 6 phát bắn được chia thành các nhóm cấu hình gồm đạn B41-M nguyên bản, đạn có cánh lắp góc nghiêng $13^\circ$, và đạn có diện tích mặt nghiêng cánh $700\text{ mm}^2$.
  • Kết quả đối sánh lý thuyết và thực nghiệm: Số liệu đo thực nghiệm về góc trương động ($\delta$) và tốc độ bay ($V$) ở các phát bắn (phát 1, 2, 3 và phát 4, 5, 6) có sự trùng khớp tốt về mặt xu hướng và định lượng so với kết quả giải số từ chương trình tính toán TPN, khẳng định tính đúng đắn của mô hình lý thuyết.

Kết quả và những đóng góp mới

Đóng góp về mặt lý luận

  1. Hoàn thiện hệ thống mô hình toán học và hệ phương trình vi phân mô tả chuyển động không gian của đạn phản lực không điều khiển ổn định bằng cánh có chuyển động quay chậm, tích hợp tương tác giữa bài toán thuật phóng trong và thuật phóng ngoài.
  2. Thiết lập quy trình tính toán giải tích và số trị để xác định chính xác các hệ số khí động ($C_X, C_Y$), tọa độ tâm cản ($x_{TC}$) và độ dự trữ ổn định ($\xi_{od}$) cho đạn có cánh trong dải tốc độ từ dưới âm đến vượt âm.
  3. Làm sáng tỏ bản chất cơ học và mức độ ảnh hưởng của từng thông số kết cấu cánh (diện tích mặt nghiêng, góc nghiêng, vị trí trọng tâm cánh, lực lò xo mở, số lượng cánh) đến quy luật tiêu tán dao động góc trương động.

Đóng góp về mặt thực tiễn

  1. Đưa ra các khuyến cáo kỹ thuật và cơ sở định lượng phục vụ công tác thiết kế, cải tiến hệ thống cánh bung mở cho đạn phản lực chống tăng B41-M nhằm nâng cao độ ổn định bay và độ chính xác bắn.
  2. Xây dựng chương trình phần mềm tính toán trên Turbo Pascal 7 có khả năng ứng dụng trực tiếp trong nghiên cứu thiết kế các loại đạn phản lực không điều khiển tương tự.
  3. Cung cấp bộ dữ liệu thực nghiệm đo đạc quang học tốc độ cao có độ tin cậy về các thông số chuyển động của đạn B41-M trên đường bay.

Kiến nghị của tác giả

  • Ứng dụng các kết quả tính toán thông số cánh tối ưu vào dây chuyền sản xuất, cải tiến đạn phản lực không điều khiển tại các cơ sở sản xuất vũ khí của ngành công nghiệp quốc phòng.
  • Tiếp tục mở rộng nghiên cứu bài toán ổn định khi có xét đến ảnh hưởng của sai số chế tạo hàng loạt và các yếu tố khí tượng phức tạp.

Hạn chế và hướng nghiên cứu tiếp

  • Hạn chế: Luận án tập trung khảo sát thực nghiệm chuyên sâu trên một đối tượng cụ thể là đạn B41-M với các điều kiện khí quyển tiêu chuẩn; mô hình tính toán số trị viết trên nền tảng ngôn ngữ Turbo Pascal 7 còn giới hạn về khả năng tương thích giao diện đồ họa hiện đại; chưa khảo sát toàn diện các trường hợp nhiễu loạn khí động phi tuyến phức tạp (như gió giật bất đối xứng đa chiều trên toàn quỹ đạo dài).
  • Hướng nghiên cứu phát triển: Mở rộng mô hình động lực học và thuật toán cho các loại đạn phản lực nhiều nòng cỡ lớn; nâng cấp phần mềm tính toán trên các ngôn ngữ lập trình hiện đại; nghiên cứu tối ưu hóa đa mục tiêu kết hợp độ bền kết cấu và đặc tính khí động học của cánh trong dải số Mach rộng hơn.

Giá trị tham khảo

Luận án là tài liệu chuyên khảo có giá trị chuyên môn cao đối với các đối tượng sau:

  • Kỹ sư thiết kế và cán bộ kỹ thuật: Làm việc tại các viện nghiên cứu, nhà máy thuộc Tổng cục Công nghiệp Quốc phòng trong công tác thiết kế mới, cải tiến hoặc chuẩn hóa quy trình sản xuất các loại đạn phản lực, tên lửa không điều khiển.
  • Nghiên cứu sinh, học viên cao học và giảng viên: Chuyên ngành Cơ kỹ thuật, Cơ học vật bay, Thuật phóng và Khí tài quân sự tại các học viện, trường đại học kỹ thuật quân sự.
  • Nội dung tham khảo trọng tâm:
    • Phương pháp xây dựng hệ phương trình vi phân chuyển động 6 bậc tự do và chuyển động lắc trong không gian (Chương 2).
    • Thuật toán xác định lực cản, lực nâng và phương pháp khảo sát ảnh hưởng tham số cánh (Chương 3).
    • Quy trình công nghệ và phương pháp bố trí đo đạc quang học tốc độ cao bằng camera thuật phóng FASTCAM SA1.2 trên trường bắn (Chương 4).

Câu hỏi thường gặp

1. Tại sao đối với đạn phản lực chống tăng B41-M lại sử dụng phương pháp ổn định cánh kết hợp quay chậm thay vì quay nhanh?

Đạn phản lực chống tăng B41-M sử dụng đầu đạn nổ lõm để xuyên giáp. Nếu tạo tốc độ quay quá lớn như phương pháp ổn định con quay (khoảng $20.000\text{ rad/phút}$), lực ly tâm sẽ làm phân tán chùm tia kim loại tích năng, làm suy giảm nghiêm trọng chiều sâu xuyên của luồng xuyên. Do đó, đạn sử dụng cánh đuôi để tạo mô men ổn định khí động, kết hợp tạo góc nghiêng cánh nhỏ để đạn quay chậm quanh trục nhằm triệt tiêu ảnh hưởng của lực đẩy lệch tâm mà không làm ảnh hưởng đến hiệu quả xuyên giáp.

2. Độ dự trữ ổn định $\xi_{od}$ được xác định như thế nào và tiêu chuẩn kỹ thuật yêu cầu bao nhiêu?

Độ dự trữ ổn định $\xi_{od}$ được tính bằng tỷ số phần trăm giữa khoảng cách từ tâm cản ($x_{TC}$) đến khối tâm đạn ($x_{TL}$) so với chiều dài thân đạn ($x_K$): $\xi_{od} = \frac{x_{TC} - x_{TL}}{x_K} \times 100%$. Để đạn bay ổn định, tâm cản phải nằm sau khối tâm và độ dự trữ ổn định thông thường phải đạt giá trị trong khoảng $\xi_{od} = 20% \div 60%$.

3. Tác dụng khí động của góc vát trước ($\beta_{tr}$) của cánh là gì?

Khi cánh có góc vát trước $\beta_{tr}$, vận tốc dòng khí tác dụng vuông góc lên mặt vát ($V_{tr} = V \cdot \cos\beta_{tr}$) sẽ nhỏ hơn vận tốc bay của đạn ($V$). Điều này làm tăng số Mach giới hạn xuất hiện sóng xung kích ($M_{gh.tr} > M_{gh.CN}$), giúp sóng xung kích xuất hiện muộn hơn, làm giảm hệ số lực cản sóng và dịch tâm cản lùi về phía sau, tăng cường tính ổn định khí động học.

4. Phương tiện đo đạc thực nghiệm nào được tác giả sử dụng để kiểm chứng mô hình lý thuyết?

Tác giả sử dụng hệ thống camera thuật phóng tốc độ cao FASTCAM SA1.2 tại trường bắn để ghi hình chuyển động của đạn ở các phát bắn thực tế, từ đó xác định trực tiếp các thông số động học gồm góc trương động ($\delta$) và vận tốc bay ($V$) qua từng giai đoạn chuyển động để so sánh với kết quả tính toán từ phần mềm mô phỏng.

Kết luận

Luận án tiến sĩ của tác giả Nguyễn Thanh Hải đã giải quyết trọn vẹn bài toán cơ học về nâng cao độ ổn định cho tên lửa không điều khiển thông qua việc tối ưu hóa các tham số của hệ thống cánh. Bằng việc kết hợp chặt chẽ giữa xây dựng mô hình toán học chuyển động không gian, lập trình giải số tích hợp thuật phóng trong - thuật phóng ngoài và kiểm chứng thực nghiệm quang học tốc độ cao trên đạn B41-M, công trình đã xác lập cơ sở khoa học định lượng vững chắc phục vụ công tác thiết kế, cải tiến vũ khí phản lực trong công nghiệp quốc phòng.