Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo đa năng động lực sử dụng trong thử nghiệm động cơ tên lửa

Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> NGHIÊN CỨU THIẾT KẾ, CHẾ TẠO HỆ THỐNG ĐO ĐA NĂNG<br /> ĐỘNG LỰC SỬ DỤNG TRONG THỬ NGHIỆM<br /> ĐỘNG CƠ TÊN LỬA<br /> Phạm Nhật Quang*, Đào Mộng Lâm<br /> Tóm tắt: Bài báo trình bày phương pháp nghiên cứu, chế tạo hệ thống đo đa<br /> năng sử dụng trong thử nghiệm động cơ tên lửa. Sử dụng phương pháp tính toán<br /> thiết kế, xây dựng được hệ thống đo và kiểm tra bằng thực nghiệm. Kết quả nghiên<br /> cứu được sử dụng đo các tham số lực đẩy, áp suất các loại động cơ tên lửa đảm<br /> bảo độ chính xác cao.<br /> Từ khóa: Hệ thống thử nghiệm vũ khí; Hệ thống đo đa năng động lực tên lửa.<br /> <br /> 1. MỞ ĐẦU<br /> Thử nghiệm động cơ tên lửa để đánh giá, so sánh các chỉ tiêu giữa thực tế và lý<br /> thuyết cần phải đạt. Thiết bị đo của các hãng như Dewetron, Dasim , v.v. có nhiều<br /> kênh đầu vào, sử dụng đa dạng các cảm biến đo của các hãng như: Kyowa, Zemic,<br /> Gantner, HBM, Hansford. Hệ thống đo được chế tạo đưới dạng tích hợp như một<br /> máy tính với các mô đun xử lý, card giao tiếp, phần mềm [1], [3] .Các hệ đo này<br /> được sử dụng nhiều trong các trung tâm kiểm định, phòng thí nghiệm, thử nghiệm<br /> ít có sự di chuyển thiết bị đo, không có nhiều rủi ro trong quá trình thử nghiệm.<br /> Quá trình thử nghiệm động cơ tên lửa gồm nhiều đợt khác nhau, với các rủi ro<br /> như: cháy nổ động cơ, đầu đo bị quá tải và nhiều nguyên nhân dẫn đến mất an toàn<br /> khác. Thiết bị đo phải cơ động trong quá trình triển khai, hoạt động ổn định, chính<br /> xác, dễ dàng phân tích, đánh giá dữ liệu, có khả năng xuất kết quả đo ngay sau khi<br /> thử nghiệm. Khi xảy ra hỏng hóc, có thể xác định, xử lý kịp thời, nhanh chóng.<br /> Bài báo trình bày phương pháp nghiên cứu, chế tạo hệ thống đo đa năng sử<br /> dụng trong thử nghiệm động cơ tên lửa [2], [4]. Hệ thống gồm bốn kênh đo với đầu<br /> vào là các cảm biến lực đẩy, áp suất, ngoài ra còn có thể xác định được thời gian<br /> điểm hỏa, thời gian tên lửa rời bệ (ví dụ thời điểm vũ khí FMV dời bệ khi bắn thử<br /> nghiệm, thời gian điểm hỏa động cơ tên lửa,…). Hệ thống đo sau khi chế tạo sẽ<br /> được hiệu chỉnh đồng bộ với các cảm biến lực đẩy, áp suất trong phòng thí nghiệm<br /> và được hiệu chuẩn, kiểm định để đảm bảo độ tin cậy, độ chính xác, đáp ứng được<br /> các yêu cầu về thử nghiệm.<br /> Hệ thống đo được sử dụng các cảm biến lực có đầu vào đến 15 kN, với 02 đầu<br /> vào cảm biến áp suất đến 500 bar, thời gian hoạt động của động cơ đo được từ mili<br /> giây (ms) do đó hoàn toàn sử dụng được trong thử nghiệm hầu hết các loại động cơ<br /> tên lửa. Hệ số khuếch đại được hiệu chỉnh với từng cảm biến đảm bảo độ chính xác<br /> của phép đo. Hệ thống đo được phát triển và tùy chỉnh theo từng thành phần cấu<br /> thành, do đó khi xảy ra lỗi hoặc hỏng hóc, rất dễ dàng kiểm tra, xác định và khắc<br /> phục trong thời gian ngắn nhất. Với việc sử dụng card ADC 1616HS-BNC nhỏ gọn<br /> kết nối với máy tính xách tay qua cổng USB, phần mềm dễ dàng cấu hình, thiết lập<br /> các giao diện điều khiển và hiển thị phù hợp với từng loại động cơ tên lửa. Kết quả<br /> đo được phân tích dưới dạng đồ thị, hiển thị các thông số cần thiết (tổng xung, giá<br /> <br /> <br /> <br /> 172 P. N. Quang, Đ. M. Lâm, “Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo … động cơ tên lửa.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> trị cực đại, giá trị trung bình, thời gian của từng giai đoạn hoạt động của động cơ<br /> tên lửa,…), kết quả này được lưu trữ hoặc in ấn ngay sau khi thử nghiệm.<br /> 2. NỘI DUNG<br /> 2.1. Cấu trúc hệ thống đo đa năng động lực tên lửa<br /> Hệ thống đo đa năng sử dụng trong thử nghiệm tên lửa có cấu trúc như trên<br /> hình vẽ;<br /> CẢM BIẾN CAB 1-200m CH 0<br /> CDV-F<br /> ĐO LỰC<br /> <br /> CẢM BIẾN CAB 2-200m CDV-AS 1 CH 1<br /> ÁP SUẤT 1 CARD<br /> ADC USB-<br /> MÁY TÍNH<br /> CẢM BIẾN CAB 3-200m CH 2 1616HS-<br /> CDV-AS 2 BNC<br /> ÁP SUẤT 2<br /> <br /> BỘ PHẬN CAB CH 3<br /> TRIGER<br /> ĐIỂM HỎA4<br /> ĐỘNG CƠ TÊN LỬA ĐIỀU KHIỂN ĐO<br /> <br /> Hình 1. Sơ đồ hệ thống đo đa năng động lực tên lửa.<br /> Hình 1 là sơ đồ hệ thống đo đa năng động lực tên lửa với 04 kênh đo (01 kênh<br /> lực đẩy động cơ, 02 kênh áp suất buồng đốt, 01 kênh xác định thời gian điểm hỏa).<br /> Các cảm biến đo lực đẩy, áp suất được thiết kế, chế tạo theo đặc trưng của hệ bậc<br /> hai, phù hợp với động cơ tên lửa cần thử nghiệm [1]. Cáp đo chuyên dụng khoảng<br /> 200 mét (CAB) được sử dụng đồng bộ với các đầu đo, loại bọc kim chống nhiễu và<br /> đảm bảo các yêu cầu về nội trở, độ bền cơ học. Các loại cáp được thử nghiệm đồng<br /> bộ về độ ổn định, chính xác, khối lượng cuộn cáp để đảm bảo quá trình triển khai<br /> ngoài hiện trường và trong suốt quá trình đo;<br /> Bộ phận xử lý tín hiệu (CDV): Được cấu hình phù hợp với từng loại cảm biến<br /> khác nhau (hệ số khuếch đại, bộ lọc nhiễu, điện áp nuôi cầu,…). Các CDV được<br /> cấu hình riêng cho các cảm biến đầu vào về hệ số khuếch đại, tần số bộ lọc, nguồn<br /> nuôi cầu đo, sơ đồ kết nối đầu vào. Card ADC 16 bit (USB-1616 HS-BNC), với<br /> khả năng cấu hình tần số lấy mẫu cao, phù hợp với cả những loại động cơ phóng<br /> với thời gian hoạt động mỡ mili giây (ms), giúp nâng cao đáng kể độ chính xác của<br /> các tham số đo được. Ngoài ra việc sử dụng cùng với máy tính xách tay để hiển thị<br /> kết quả, hệ thống đo tương đối nhỏ gọn, khả năng cơ động cao.<br /> 2.2. Các cảm biến sử dụng trong hệ thống đo đa năng động lực tên lửa<br /> Các cảm biến lực đẩy và áp suất sử dụng trong hệ thống đo động lực tên lửa có<br /> cấu trúc phần tử nhạy cảm là hình trụ đặc [6], [7]. Các cảm biến này được gá trên<br /> giá đo, tiếp xúc với đối tượng đo là động cơ tên lửa theo những nguyên tắc nhất<br /> định. Cảm biến là phẩn tử hệ bậc hai, hoạt động theo nguyên lý biến dạng đàn hồi.<br /> Phương trình tổng quát dưới dạng:<br /> F – kx - cx’ = mx” (1)<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 173<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> hay là mx” + cx’ + kx = F (2)<br /> Biểu diễn dưới dạng phương trình vi phân bậc 2:<br /> m d 2 x c dx 1<br /> 2<br />   x  F (3)<br /> k dt k dt k<br /> c Nsm 1<br /> Với:   k / m (rad/sec);   [ ]<br /> 2 k m Ns<br /> m<br /> Phương trình vi phân bậc hai dưới dạng chuẩn là:<br /> 1 d 2 x 2 dx 1<br /> 2 2<br />   x  F (4)<br />  n dt  n dt k<br /> 1<br /> Hàm truyền: G(s)  (5)<br /> 1 2 2<br /> s  s 1<br /> 2n n<br /> Trong đó: F (Lực tác động); x (dịch chuyển tính từ trạng thái bền vững ban<br /> đầu); F (độ lệch lực F); x (độ lệch của dịch chuyển); ω (tần số tự nhiên không<br /> tắt); ξ (hệ số tắt dần); 1/k (độ nhạy);<br /> Phần tử nhạy cảm của cảm biến được thiết kế dưới dạng hình trụ đặc (thuần<br /> kéo hoặc thuần nén) với mạch cầu đủ (full bridge) [9], [10] với 2 tem đo và 2 tem<br /> bù trừ nhiệt độ [3].<br /> 4F<br /> Giá trị biến dạng dọc: d  (6)<br />  Es 2<br /> 4F <br /> Giá trị biến dạng ngang:  n   (7)<br />  Es 2<br /> Với  là hằng số poisson của vật liệu<br /> Độ nhạy của cảm biến được tính theo công thức:<br /> UR  4F 4F  <br /> S  0,5g(  d   n )  0,5g  2<br />  2 <br /> [mV/V] (8)<br /> UN   Es  Es <br /> R1 R2<br /> <br /> UR<br /> R4 R3<br /> R3 R1<br /> <br /> R2 R 4<br /> UN<br /> <br /> <br /> Hình 2. Vị trí các tem đo và cầu Wheatstone trên phần tử nhạy cảm.<br /> <br /> <br /> 174 P. N. Quang, Đ. M. Lâm, “Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo … động cơ tên lửa.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> Mạch cầu được cấp nguồn nuôi thông qua cáp truyền tín hiệu theo các chế độ<br /> (từ các CDV), tín hiệu đầu ra được CDV khuếch đại phù hợp với dải đo sử dụng.<br /> 2.3. Nghiên cứu, xây dựng phần cứng của hệ thống<br /> 2.3.1. Tính toán hệ số khuếch đại cho bộ gia công tín hiệu<br /> Công thức (8) cho ta thấy điện áp đầu ra UR của cầu đo khi có tải cỡ mV,<br /> sử dụng CDV-700A để khuếch tại tín hiệu đo để bộ thu thập tín hiệu có thể nhận<br /> biết và xử lý. Với khả năng số khuếch đại tín hiệu một chiều đầu vào lên đến<br /> 10000 lần tín hiệu đầu vào, độ chính xác điện áp hiển thị là 4 chữ số, có lựa chọn<br /> tần số bộ lọc thông thấp, hoàn toàn phù hợp khi sử dụng với các cảm biên đo lực<br /> đẩy, áp suất động cơ tên lửa. Hệ số được chọn theo công thức:<br /> U = K Đ ∗ U , suy ra: Đ = (9)<br /> UICmin ≤ UIC ≤ UICmax; Với UICmin = - 10 V; UICmax=+10 V;<br /> KKĐ ≤ 10000;<br /> Với UIC: Điện áp đầu vào USB1616 HS; KKĐ: Hệ số khuếch đại<br /> UICmax; UIcmin: Điện áp lớn nhất, nhỏ nhất mà USB 1616 HS có thể nhận biết;<br /> Bảng 1. Chế độ chọn điện áp nuôi cầu cho bộ gia công tín hiệu.<br /> Chọn điện áp nuôi cầu Wheastone Chế độ khuếch<br /> Công tắc số<br /> 1V 2V 4V 10 V đại DC<br /> 1 OFF ON OFF ON OFF<br /> 2 OFF OFF ON ON OFF<br /> 3 OFF OFF OFF OFF ON<br /> Điện áp nuôi cầu được chọn dựa trên cách bố trí cầu Wheastone trên phần<br /> tử nhạy cảm. Đối với các cảm biến sử dụng trong thử nghiệm động cơ tên lửa cầu<br /> Wheastone được nuôi bởi điện áp một chiều 4 V, tần số bộ lọc thông thấp được<br /> chọn 1 kHz, hoặc 10 kHz tùy thuộc vào thời gian cháy của từng loại động cơ tên<br /> lửa;<br /> Tín hiệu một chiều sau khi được gia công xử lý được kết nối với bộ USB-<br /> 1616HS-BNC với các thông số như:<br /> + 16 đầu vào tương tự dạng vi sai, dải điện áp đầu vào từ ±100mV đến ±<br /> 10V;<br /> + Tần số lấy mẫu 1MS/s, bộ chuyển đổi A/D 16 bít;<br /> + 16 đầu vào ra số, 4 bộ đếm, 2 timer,...<br /> + Hoạt động đồng bộ được với phần mềm DasyLab<br /> Các đầu vào/ra như trên hình vẽ:<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 3. Các thành phần ở mặt trước và sau của card.<br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 175<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> <br /> Các đầu vào từ CH0-CH15 kiểu vi sai; đầu kết nối máy tính qua cổng USB,<br /> được nuôi bởi điện áp một chiều (6-16 VDC, dòng cực đại 1 A), các đầu ra số<br /> (DIVICE I/0);<br /> Sơ đồ khối chức năng của USB-1616HS-BNC như trên hình 4:<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 4. Sơ đồ khối chức năng của card.<br /> 2.3.2. Xây dựng phần mềm điều khiển và hiển thị đo lường<br /> Card USB-1616HS-BNC được cấu hình trong phần mềm kết nối và được<br /> kết nối với máy tính qua cổng USB, giao diện điều khiển và hiển thị quá trình đo<br /> được viết trên phần mềm DasyLab, quá trình thu thập, xử lý và hiển thị kết quả<br /> như trên hình vẽ:<br /> <br /> Chỉnh Vẽ biểu đồ Lưu<br /> Lọc Nội<br /> “0” cho đường cong số liệu<br /> Đọc A/D nhiễu suy<br /> hệ<br /> cao tần Hiển thị số<br /> thống<br /> <br /> Hình 5. Quá trình xử lý tín hiệu đo.<br /> Giao diện worksheet của chương trình như trên hình vẽ:<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 6. Chương trình thu thập dữ liệu dạng worksheet.<br /> 2.4. Kết nối hệ thống đo và một số kết quả thử nghiệm<br /> Sử dụng 01 cảm biến đo lực đẩy động cơ tên lửa; 02 cảm biến đo áp suất<br /> dải đo đến 500 bar;<br /> Cáp đo chuyên dụng CAB 1 ÷ CAB 3, dài 200 mét; Cáp nối BNC 01 mét;<br /> CDV 700A, nguồn nuôi cầu 4 V, với hệ số G=200; Bộ lọc thông thấp LPT<br /> = 1k. Card ADC USB-1616HS-BNC.<br /> <br /> <br /> 176 P. N. Quang, Đ. M. Lâm, “Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo … động cơ tên lửa.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Cảm biến đo lực đẩy Cảm biến đo áp suất Cáp đo CDV Card A/D<br /> <br /> <br /> Hình 7. Một số thiết bị chính của hệ thống đo đa năng.<br /> Hệ thống đo được hiệu chỉnh trong phòng thí nghiệm với máy chuẩn lực<br /> WP300 và máy tạo áp suất chuẩn. Một số kết quả như trong bảng 2.<br /> Bảng 2. Một số kết quả thử nghiệm.<br /> Thử nghiệm với máy tạo lực chuẩn Thử nghiệm với máy tạo áp suất<br /> WP300 chuẩn<br /> <br /> Fđặt F đo được (N) Pđặt P đo được (bar)<br /> TT TT<br /> (N) Lần 1 Lần 2 Lần 3 (bar) Lần 1 Lần 2 Lần 3<br /> 1 0 0,0 0,0 0,0 1 0 0,0 0,0 0,0<br /> 2 2000 2011 2008 2002 2 100 100,5 100,9 100,1<br /> 3 4000 4006 4009 4011 3 200 203,3 205,5 201,3<br /> 4 6000 6004 6001 6008 4 300 306,8 308,9 305,8<br /> 5 8000 8015 8012 8007 5 400 404,1 405,2 403,9<br /> 6 10000 10017 10022 10025 6 500 509,2 510,4 5011,9<br /> <br /> Sau khi hiệu chuẩn, kiểm định hệ thống đo được sử dụng để đo lực đẩy, áp<br /> suất cho một số loại động cơ tên lửa đạt kết quả tốt (ví dụ như trên hình 8).<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 8. Hệ thống đo được sử dụng trong thí nghiệm thực tế.<br /> Kết quả đo được phân tích theo từng kênh:<br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 177<br />  Tên lửa & Thiết bị bay<br /> HÖ THèNG §O §A N¡NG §éC LùC T£N LöA<br /> §å THÞ lùc ®Èy §éNG C¥ T£N LöA §å THÞ ¸p suÊt 1 §å THÞ ¸p suÊt 2<br /> N bar bar<br /> <br /> 100 100<br /> 12500<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 10000<br /> 75 75<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 7500<br /> <br /> <br /> 50 50<br /> <br /> <br /> <br /> 5000<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 25 25<br /> 2500<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> 0 0 0<br /> <br /> 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5<br /> LUC DAY s AP SUAT 1 s AP SUAT 2 s<br /> <br /> <br /> <br /> Hình 9. Đường cong lực đẩy và áp suất trên từng kênh đo.<br /> Có thể hiển thị đồng thời các đường cong để so sánh như trên hình 10.<br /> <br /> HÖ THèNG §O §A N¡NG §éC LùC T£N LöA<br /> <br /> §å THÞ lùc ®Èy §éNG C¥ T£N LöA<br /> N<br /> 12500<br /> 10000<br /> 7500<br /> 5000<br /> 2500<br /> 0<br /> 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5<br /> LUC DAY s<br /> <br /> §å THÞ ¸p suÊt 1<br /> bar<br /> 100<br /> 75<br /> 50<br /> 25<br /> 0<br /> 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5<br /> AP SUAT 1 s<br /> <br /> §å THÞ ¸p suÊt 2<br /> bar<br /> 100<br /> 75<br /> 50<br /> 25<br /> 0<br /> 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 6.0 6.5 7.0 7.5<br /> AP SUAT 2 s<br /> <br /> SET 0 START STOP<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Hình 10. Đường cong lực đẩy, áp suất trên cùng một Layout.<br /> 3. KẾT LUẬN<br /> Xuất phát từ những nhu cầu thực tế trong thử nghiệm vũ khí nói chung và<br /> động cơ tên lửa nói riêng để phát triển và hiện đại hóa phương tiện đo dùng trong<br /> thử nghiệm. Bài báo đã nghiên cứu, chế tạo hệ thống đo đa năng sử dụng trong thử<br /> nghiệm để đo các tham số lực đẩy, áp suất động cơ tên lửa. Hệ thống được chế tạo<br /> hoàn chỉnh, đồng bộ từ các cảm biến, bộ xử lý đến hiển thị các kết quả đo được và<br /> đã được ứng dụng trong thực tế thử nghiệm đạt kết quả tốt.<br /> <br /> <br /> 178 P. N. Quang, Đ. M. Lâm, “Nghiên cứu thiết kế, chế tạo hệ thống đo … động cơ tên lửa.”<br /> Nghiên cứu khoa học công nghệ<br /> <br /> TÀI LIỆU THAM KHẢO<br /> [1]. Đào Mộng Lâm, Phạm Quang Minh, Phạm Nhật Quang, Đo lường các tham<br /> số động cơ phản lực với phần mềm DasyLab. NXB QĐND, 2010.<br /> [2]. Đào Mộng Lâm, Báo cáo tổng hợp đề tài cấp Nhà nước, Nghiên cứu thiết kế,<br /> chế tạo các cảm biến đo và hệ thống đo các thông số động lực học của thiết<br /> bị bay, Viện KH&CNQS, 2011.<br /> [3]. Phan Bá, Đào Mộng Lâm, Sen- xơ và kỹ đo lường, NXB Quân đội nhân dân<br /> 2001.<br /> [4]. Đào Mộng Lâm, Lê Vĩnh Hà, Phạm Quang Minh, Phạm Nhật Quang, Cảm<br /> biến áp điện và các hệ thống đo lường động học vũ khí, NXB QĐND, 2015;<br /> [5]. To Jane, Nicola and Julia,“Measurement and Instrumentation Principles” ,<br /> Reed Educational and Professional Publishing Ltd, 2001.<br /> [6]. Alan S. Morris Reza Langari, “Measurement and Instrumentation Theory<br /> and Application ” Joe Hayton, 2016.<br /> [7]. Chen, Weinong WSong, Bo, “Split Hopkinson (Kolsky) bar: design, testing<br /> and applications” Springer Science & Business Media, 2010.<br /> [8]. Dharma Prakash Agrawal, “Embedded Sensor Systems”, Springer,<br /> Singapore, 2017.<br /> [9]. Arno Lenk, Rüdiger G. Ballas, Roland Werthschützky, Günther Pfeifer,<br /> “Microtechnology and mems”, Verlag Berlin Heidelberg, 2011.<br /> [10]. Ptak, Pawel, “Application of computer programmes in research projects and<br /> teaching”, Proceedings of the International Scientific Conference. Volume<br /> III, 2017.<br /> <br /> ABSTRACT<br /> RESEARCH DESIGN, MANUFACTURING MULTI-MEASUREMENT<br /> SYSTEM FOR USING THE ROCKET ENGINE TESTING<br /> The paper presents the method of researching and manufacturing multipurpose<br /> measuring system used in testing rocket engines. Using design calculation method,<br /> build a measuring and testing system by experiment. Research results are used to<br /> measure thrust and pressure parameters of rocket engines to ensure high accuracy.<br /> Keyword: Testing system of weapons; Multi-function rocket measuring system.<br /> <br /> <br /> Nhận bài ngày 15 tháng 01 năm 2019<br /> Hoàn thiện ngày 08 tháng 3 năm 2019<br /> Chấp nhận đăng ngày 15 tháng 3 năm 2019<br /> <br /> Địa chỉ: Viện Khoa học và Công nghệ quân sự.<br /> *<br /> Email: quangnhatbkhn@gmail.com.<br /> <br /> <br /> <br /> <br /> Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san TĐH, 04 - 2019 179<br />