Geri Dön

The six degrees of freedom modeling and simulation of launch vehicles including sensitivity analysis

Fırlatma araçları için altı serbestlik dereceli modelleme - simülasyon ve hassasiyet analizi

PDF İndir

  1. Tez No: 511557
  2. Yazar: UKTE ÖNER
  3. Danışmanlar: PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Bilim ve Teknoloji, Havacılık Mühendisliği, Mühendislik Bilimleri, Science and Technology, Aeronautical Engineering, Engineering Sciences
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2018
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 201

Özet

Fırlatma araçları ya da taşıyıcı roketler bir ya da birden fazla faydalı yükün dünyanın yüzeyinden uzaya transfer edilmesini sağlayan araçlardır. Genellikle, ticari veya askeri uyduların taşınması, meteorolojik gözlemler ve deneysel çalışmalar yapmakla ile görevlendirilirler. Gelişmekte olan teknolojiler ve üzerinde çalışılmakta olan projeler ile birlikte uzay görevlerinin başarıyla gerçekleştirilebilmesi için yüksek performanslı ileri teknolojik fırlatma sistemlerine ihtiyaç duyulmaktadır. Günümüzde tek kademeli araçlardan tekrar kullanılabilir araçlara kadar çok çeşitli fırlatma sistemleri bulunmaktadır. Fırlatma araçları fırlatıldıkları platforma göre karadan, denizden ve havadan, boyutlarına göre“small-lift”,“medium-lift”,“heavy-lift”ve“super-heavy lift”, hede?enen faydalı yük yörüngelerine göre yörüngealtı, yörüngesel, ay ötesi ve gezegenler arası olmak üzere pek çok şekilde sını?andırılabilmektedirler. Fırlatma araçlarının kapasitesi ve özellikleri, taşıdıkları faydalı yükün özelliklerine, görevin gerekliliklerine ve hedef yörüngeye göre değişiklik göstermektedir. Bu tez kapsamında, uydu fırlatma araçlarının yörüngesinin benzetiminin yapılabilmesi için altı serbestlik dereceli model oluşturulması, bu modelin doğrulanması, doğrulanmış modelin örnek bir fırlatma sistemi üzerinde benzetiminin koşturulması ve bu sistemin hassasiyet analizi üzerinde çalışılmıştır. Öncelikle, üç boyutlu çizgisel ve dönme hareket denklemleri ve bu denklemler için gerekli koordinat dönüşümleri, Euler ve quaternion dönüşümü ve matematiksel işlemler gibi alt fonksiyonların bulunduğu kütüphane MATLAB programlama dilinde bilgisayar ortamına aktarılmıştır. Bu fonksiyonlara ek olarak, aracın dinamiğini etkileyen atmosfer modeli ve yerçekimi modeli oluşturulmuştur. Atmosfer modeli olarak US Standart Atmosfer Modeli 1976 ve yerçekimi modeli olarak EGM2008 modeli kullanılmıştır. Kullanılan atmosfer modeli sadece irtifaya bağlı olarak atmosferik basınç, yoğunluk, sıcaklık ve ses hızı değerlerini vermektedir ve dünyanın yüzeyinden 1000 km irtifaya kadar verileri içermektedir. Bu model oluşturulurken belli bir irtifaya kadar analitik denklemlerden, belli bir irtifa üstü içinde modelin kullanım kılavuzundan elde edilen veriler üzerinde eğri uydurma yönteminden yararlanılarak model geliştirilmiştir. Yerçekimi modeli ise ECEF pozisyonuna bağlı olarak ECEF koordinat sisteminde üç boyutlu olarak yerçekimi ivmesini vermektedir. NASA tarafından altı serbestlik dereceli sistemler için dokümanı hazırlanan farklı yazılımlardan sistem dinamiği çıktılarının elde edildiği veri tabanı kullanılarak geliştir- ilen kodun doğrulanması yapılmıştır. Hareket denklemlerinin ve etkileşimlerinin doğrulanması kapsamında, basit küre, tuğla ve iki kademeli roket olmak üzere üç farklı model üzerinde gerçekleştirilen dokuz farklı senaryo koşturulmuştur ve çıktıları karşılaştırılmıştır. İlk senaryoda, sürüklemesiz bir küre belirli bir yükseklikten bırakılmıştır ve yerçekimi etkisi ve çizgisel hareket denklemleri doğrulanmıştır. İkinci senaryoda, dörtgen prizma olan tuğla bırakılmış ve dönme hareket denklemleri doğrulanmıştır. Üçüncü senaryoda ise dinamik sönümlemesi olan bir tuğla bırakılmış ve ataletsel bağlaşımlar doğrulanmıştır. Dördüncü ve beşinci senaryolarda, düz dünya ve sadece irtifaya bağlı değişen yerçekimi modeli bulunan sabit sürükleme etkisindeki küre bırakılmış ve yerçekimi kuvvetinin, integral yönteminin ve dünya dönüsü doğrulanmıştır. Altıncı senaryoda, sabit sürükleme etkisindeki küre elipsoit şeklindeki dünya üzerinde çalışılmış ve dünyanın şekli doğrulanmıştır. Yedinci senaryoda, ekvator üzerinde yerden doğuya doğru bir küre atılarak çizgisel hız doğrulanmıştır ve sekizinci senaryoda, bu küre kuzey yönünde atılarak Coriolis etkileri doğrulanmıştır. Son senaryo olan dokuzuncu senaryoda ise iki kademeli bir roket üzerinde çalışılarak kademelendirme ve bütün atmosfer boyunca gerçekleştirilen hareket için doğrulama yapılmıştır. Doğrulanan kod ile daha önce 11 kez kullanılıp bütün görevlerini başarıyla tamamlamış Minotaur-I fırlatma aracının benzetimi elde edilmiştir. Minotaur-I, Amerika Birleşik Devletleri Orbital Sciences şirketi tarafından geliştirilen, ilk uçuşunu 27 Ocak 2000 tarihinde yapmış, bütün kademeleri katı yakıtlı olan dört kademeli ve şu anda hala aktif olan bir fırlatma aracıdır. 11 görevin altısı Vandenberg SLC-8 fırlatma rampasından, beş görev ise MARS LP-0B fırlatma rampasından gerçekleştirilmiş ve faydalı yüklerin tamamı akçak dünya yörüngesine başarılı bir şekilde yerleştirilmiştir. Bu çalışmada, Minotaur-I fırlatma aracının Vandenberg fırlatma rampasından fırlatması gerçekleştirilen 302 kg faydalı yükü 741 km irtifada dairesel yörüngeye yerleştireceği görev seçilmiştir. Bu amaçla, her bir kademe için ayrı ayrı aerodinamik modellemesi DATCOM yazılımı kullanılarak yapılmıştır. Aerodinamik model hücum açısı, yana kayma açısı ve Mach sayısı parametrelerini girdi olarak kullanmaktadır ve sürükleme kuvveti, taşıma kuvveti, yana kayma kuvveti, yuvarlama momenti, yunuslama momenti ve sapma momenti katsayılarını ve bu katsayıların bazı kısmi türevlerini çıktı olarak vermektedir. Kütle, eylemsizlik momenti, kütle merkezi ve bu parametrelerin değişimleri, fırlatma aracı CATIA programında modellenerek bulunmuştur ve meydana gelen değişim, uçuş boyunca tüketilen yakıta göre interpolasyon yapılarak bulunmaktadır. İtki modeli, atmosferik basınca bağlı değişimleri göz önünde bulundurularak oluşturulmuştur. Oluşturulan alt sistemlerin geliştirilen koda entegre edilmesi ile elde edilen çıktılar sonucunda hede?enen yörüngeye ulaşılmıştır ve ilk üç kademenin dünya yüzeyine tekrar düşeceği konumlar bulunmuştur, bu değerler fırlatma aracının kullanım rehberinden elde edilen değerler ile karşılaştırıldığında, değerlerin birbiri ile örtüştüğü gözlemlenmektedir. İleride Türkiye' den yapılacak olan atışlar için biri Sinop' ta diğeri Muğla' da olmak üzere iki farklı rampa kullanılabileceği gündeme gelmektedir. Bu nedenle, birebir aynı özellikteki görev için iki ilden atış gerçekleştirilip düşüş noktaları belirlenmiştir. Sinop' tan yapılan atışta bütün kademelerin karaya düştüğü, Muğla' dan yapılan atışta ise ilk kademenin denize diğer kademelerin karaya düştüğü gözlemlenmektedir. İleri teknolojik sistemlerde geliştirilen manevralarla bu kademelerin denize düşmesinin ya da bütün kademelerin karaya geri dönüşünün sağlanabileceği değerlendirilmektedir. Son olarak, fırlatma aracının performansını etkileyen parametreler ve bu parame- trelerin aracı nasıl etkilediğini değerlendirmek amacı ile hassasiyet analizi yapılmıştır. Aracın ilk ağırlığı, bütün kademelerin özgül itmesi, manevranın başlama ve bitiş zamanı, bütün kademelerin ateşleme zamanları ve manevra açısı değerleri değiştirilerek araç üzerindeki etkileri gözlemlenmiştir. Elde edilen sonuçlar doğrultusunda, ilk kademenin özgül itme değişiminin, değiştirilen diğer parametrelere göre araç üzerinde daha baskın olduğu görülmektedir. Bütün çıktılar göz önünde bulundurulduğunda, aracın herhangi bir özelliği ya da ateşleme zamanı, manevra açısı ya da zamanı gibi parametreler üzerinde yapılan değişikliğin aracın performansında ve uçuş yolunda kritik önem taşıdığı ve bu değişikliklerin görevin başarısında önemli rol oynadığı değerlendirilmektedir.

Özet (Çeviri)

For the purpose of this thesis, a six degrees of freedom trajectory model was developed and verified for launch vehicle systems and an already operated launcher Minotaur-I was simulated with this tool. Moreover, the same tool was also used for sensitivity analysis for several important parameters of the vehicle. Launch vehicles or carrier rockets are used to transport one or more payloads from Earth's surface to space and launch vehicles are used for both commercial or military satellites, meteorological observation, and experimental researches. From the beginning of the space race, a variety of launch vehicle systems have been developed and operated to reach space, accomplish the assigned mission and gain global prestige. A six degrees of freedom equations of motion model using translational and angular motions was developed with its library functions such as coordinate systems transformation, mathematical operations, Euler and quaternions transformation, atmosphere and gravity models. US Standard Atmosphere Model 1976 and EGM2008 Gravity Model were implemented to use with equations of motion. Nine different check cases data for a simple sphere, brick and two-stage rocket verified by NASA were used for verification of the developed tool. The verification process included gravitational, translational, rotational equations of motion, inertial coupling, integration method of differential equations, rotation of the Earth, ellipsoidal Earth, Coriolis effects, staging and entire atmosphere verification steps, respectively. In addition to verified library functions and equations of motion with rotating oblate Earth, an example mission of Minotaur-I launch vehicle was simulated. For the modeling of Minotaur-I, CATIA for mass and inertia model and Missile DATCOM for the aerodynamic model were used and the desired parameters were achieved at the end of the simulation. The sensitivity analysis of some essential parameters for flight path and performance of launch vehicles were fulfilled after the successful simulation. The analysis parameters involved gross lift-off weight of the vehicle, specific impulse of each stage, pitch-over maneuver initial and final times, each stage ignition time and pitch-over maneuver angle. The analysis showed that the specific impulse of the first stage is the most dominant parameter among the whole variables. Overall results demonstrated that even small modifications in launch vehicle parameters play a substantial role in launcher trajectory, performance and reliability.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    786621

    F-16 hava aracının doğrusal olmayan dinamik tersleme tabanlı dayanıklı kontrol yöntemleri ile kontrolü

    Control of F-16 aircraft with nonlinear dynamic inversion based robust control methods

    BUSE EMİNE DURMAZ ÇALICIOĞLU

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrolİstanbul Teknik Üniversitesi

    Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MEHMET TURAN SÖYLEMEZ

  2. Tez No

    223445

    İki-ayak robot modellemesi denetleyici tasarımı ve dinamik benzetimi

    Modeling control and simulation of biped walking

    SÜLEYMAN ALTINORAK

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2006

    Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    Y.DOÇ.DR. ZEKİ YAĞIZ BAYRAKTAROĞLU

  3. Tez No

    201851

    Modeling and motion simulation of an underwater vehicle

    Su altı aracının modellenmesi ve hareket benzetimi

    KORAY KÜÇÜK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2007

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. KEMAL ÖZGÖREN

  4. Tez No

    251817

    Bir su altı aracının modellenmesi, benzetimi ve denetleyici tasarımı

    Modelling, simulation and control of an underwater vehicle

    CEVDET CESUR OKUTAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2008

    Mühendislik Bilimleriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MURAT AYDIN

    DOÇ. DR. ŞENİZ ERTUĞRUL

  5. Tez No

    823793

    Addressing parametric uncertainties in autonomous cargo ship heading control

    Otonom kargo gemisi yön kontrolündeki parametrik belirsizliklerin ele alınması

    AHMAD IRHAM JAMBAK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Mekatronik Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. İSMAİL BAYEZİT

Geri Dön