Launch vehicle design, modeling and trajectory optimization
Firlatma araci tasarimi, benzetimi ve yörünge optimizasyonu
- Tez No: 684471
- Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ CUMA YARIM
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Makine Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2021
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 119
Özet
Bu çalışmada, fırlatma aracı tasarımı, matematiksel modellemesi ve yörünge optimizasyonu ayrıntılı olarak ele alınmıştır. İlk olarak, fırlatma araçlarının geçmişi, tasarımı, modellemesi ve yörünge optimizasyonu hakkında kısa bir girizgâh yapılmıştır. İkinci olarak, geçmiş literatürden faydalanılarak geliştirilen optimal kademelendirme aracı temel alınarak ve bu araç manipüle edilerek, bir optimal-altı kademelendirme aracı geliştirilmiştir. Optimal kademelendirme aracını manipüle etmek üzere, kısmen üst kademenin ve faydalı yük kapsülünün faydalı yük kabul edilmesi ile, üst kademenin tümünün faydalı yük olarak ele alınması ve toplam Δ𝑉 ihtiyacından, bu kademenin Δ𝑉 kapasitesinin çıkarılması şeklinde iki yaklaşım tartışılmış ve bunlardan ilki üzerinde karar kılınmış ve uygulanmıştır. Manipülasyon yöntemleri sayesinde, optimal kademelendirme aracına bir takım tasarım kısıtlamaları uygulanabilir hale gelmiştir. Tasarım aracı ile, daha sonra yörünge optimizasyonunda uçuş performansını da karşılaştırabilmek adına seçilmiş, ticari ve aktif bir fırlatma aracı olan Vega fırlatma aracının performans parametreleri kullanılarak optimal-altı bir tasarım elde edilmiştir. Daha sonra, Vega fırlatma aracı ve optimal-altı tasarımlar karşılaştırılmıştır. Sonrasında, fırlatma aracının modelleme ve benzetimi yapılmıştır. Bu kapsamda; birbirlerine olan farklılıkları vurgulanarak, benzetimde kullanılacak referans sistemleri ve koordinat eksenleri, 6 serbestlik dereceli dinamik denklemler, jeodezinin ve yerçekiminin de dahil olduğu küremsi (İng., spheroid) dünya modeli, itki ve kütle modelleri ve, aerodinamik model tüm araç parametreleri için Vega fırlatma aracı değerleri referans alınarak geliştirilmiştir. İtki modelinde itki zaman profillerine yer verilmemiş ve ideal itki yaklaşımı kullanılmıştır. Aerodinamik modelde ise 1. ve 2. kademe uçuşları için ilgili uçuştaki Vega geometrisi kullanılarak aerodinamik veri tabanı oluşturulmuş, 3. kademe uçuşu içinse, geometrinin 2. kademe ayrılması sonrası ciddi fark göstermemesi ile mevcut uçuş evresinde aerodinamik etkilerin ciddi düzeyde zayıflaması sebepleriyle 2. kademe aerodinamik veri tabanı kullanılmıştır. Yine, 4. kademe uçuşunda faydalı yük kapsülünün açık olması ile geometrinin aerodinamik açıdan küt (İng. blunt) olması ve atmosferin aşırı düzeyde seyrelmesi sebepleriyle, uydularda kullanılan yaklaşıma benzer olarak mevcut geometriye uygun sabit bir sürükleme katsayısı kullanılmıştır. Bunun akabinde, yörüngeyi optimize etmek üzere kullanılacak bir global optimizasyon aracı, Parçacık Sürü Optimizasyonu yöntemi, ortaya konmuştur. Temel algoritmaya ek olarak, muntazam dağılım, ilk popülasyonu büyütme ve küçültme, rastgele adımın boyutunu ayarlama ve maliyet parametrelerinin tutulması iyileştirmeleri önerilmiş ve uygulanmıştır. Bunlar arasında, ızgara benzeri tekdüze bir ilk dağılım sağlayan muntazam dağılım, belirli bölgelerin taranmadan atlanmamasını ve arama uzayı üzerine daha iyi nüfuz etmeyi sağlamıştır. Ek olarak, çözümün ilk dağılıma duyarlılığını önemli ölçüde azaltmıştır. İlk popülasyonu büyütmek ve xxvi küçültmekse, optimizasyonun hesaplama yükünü hafifletmenin yanı sıra en çok ümit veren parçacıkları seçmesiyle, daha akıllıca bir ilk dağılıma sahip olmaya da yardımcı olmuştur. Bu iyileştirme, daha yüksek miktarda parçacığın daha yoğun ızgaralar oluşmasına izin verdiğinden, muntazam dağılım iyileştirmesi ile dikkate değer bir ahenk içinde çalışmıştır. 3. İyileştirme olarak rastgele adımın boyutunu ayarlama, ilk adımlarda daha fazla saldırganlık, artan adımlarda ise daha fazla sükûnet sağlayarak daha iyi bir tarama ve yakınsamaya hizmet etmiştir. Son olarak, maliyet fonksiyonunun girdi parametrelerini parçacık pozisyonları ile birlikte tutmak, bu çalışmada maliyet fonksiyonunda değişiklik gerekmiş olduğundan, hesaplamaları büyük ölçüde kolaylaştırmıştır. Özelikle maliyet fonksiyonu henüz dondurulmadığında hesap ve zaman açısından büyük avantaj sağlayacak bu iyileştirmenin, maliyet fonksiyonu ile ilgili herhangi bir soru işareti olmadığında dahi dâhil edilmesi, hesaplama gereksiniminin ihmal edilebilir seviyede olduğu da düşünülerek, her ihtimale karşı tavsiye edilmektedir. Daha sonra, optimal fırlatma yörüngesi ana hatları ele alınmıştır. ΔV kaybı tahmini, yerçekimi dönüşü, tek terimli ve çok terimli maliyet fonksiyonlarının inşası bu kapsamda ele alınmıştır. Son olarak, Vega fırlatma aracının başlangıç koşulları, fırlatma yörüngesi ve hedef yörüngesi incelenmiştir. Ardından, Vega ile tamamen eş parametreler kullanılarak yörünge optimizasyonu gerçekleştirilmiştir. Optimizasyon sürecinde uçuşu kısıtlayan etmenler ve bunları aşma yöntemleri tartışılmıştır. Optimizasyon sonuçları değerlendirildiğinde, hem tek terimli hem de çok terimli maliyet fonksiyonlarının neredeyse aynı yörüngelere yakınsadığı görülmüştür. Buradan şu sonuç çıkarılabilir ki, güçlü ve doğru şekilde oluşturulmuş maliyet fonksiyonları arasında hem tek terimli hem de çok terimli maliyet fonksiyonları, benzer performanslarla neredeyse aynı sonuçları sağlamaya uygundur. Bu çalışmada, sadece burun eğme manevrası kullanılan güdüm yaklaşımı ve bunu takip eden bir yerçekimi dönüşü ile Vega fırlatma aracı ile neredeyse aynı çıkış yörüngesinin elde edilebileceği gösterilmiştir. Böylece, bir veya birden fazla yüksek irtifa manevrası için optimize edilmesi gereken parametrelerin dışlanması, her bir manevra için 3 parametrenin optimize edilmesi gerektiği düşünüldüğünde, optimizasyon sürecini büyük ölçüde rahatlatmıştır. Burun eğme manevrası içinse istisnai olarak, burun eğme başlangıç zamanının mümkün olan en erken ana sabitlenmesinin en avantajlı senaryo olması sebebiyle, optimize edilecek parametrelerin sayısı yalnızca ikiye düşmektedir.
Özet (Çeviri)
In this study, design, mathematical modeling and trajectory optimization of a launch vehicle are discussed in detail. First, a brief introduction to the history, design, modeling and trajectory optimization of launch vehicles is given. Secondly, basing on an optimal staging tool, which is developed with the help of the previous literature, and manipulating it, a sub-optimal staging tool has been developed. In order to manipulate the optimal staging tool, two methods were discussed: Accepting some percent of the upper stage structural mass and the payload fairing as payload, and, taking the entire upper stage as payload with subtracting the Δ𝑉 capacity of this stage from the total Δ𝑉 requirement. Selecting and applying the first one, a number of design constraints have become applicable to the staging tool. Basing on the performance parameters of a commercial and active launch vehicle, the Vega, which is also chosen to have a meaningful comparison on the flight performance, a launch vehicle design is obtained via sub-optimal staging tool. The Vega launch vehicle and the obtained design are then compared. Next, modeling and simulation of a launch vehicle is carried out. In this context; reference frames and coordinate systems to be used in the simulation, dynamic equations with 6 degrees of freedom, spheroid Earth model including geodesy and gravity, thrust and mass models, and aerodynamic model have been developed with referencing all vehicle parameters to the Vega launch vehicle. Thrust-time profiles are not included in the thrust model and the ideal thrust approach is used. In the aerodynamic model, an aerodynamic database is created using the Vega's geometry for the 1st and 2nd stage flights. For the 3rd stage flight, since the geometry does not differ significantly after the 2nd stage separation and the aerodynamic effects diminish seriously due to sparse atmosphere in this flight region, the 2nd stage aerodynamic database is continued to be used. A similar approach utilized for the satellites is employed and a constant drag coefficient suitable for the regarding geometry is used for the AVUM upper stage flight considering the payload fairing is ejected and the atmosphere is extremely diluted. After that, a global optimization tool, specifically the Particle Swarm Optimization method, is introduced and many improvement methods such as uniform distribution, enlarging and reducing the initial population, adjusting the random step size, and keeping the cost parameters over the basic algorithm are proposed and implemented. Among them, the uniform distribution providing a grid-like uniform initial distribution ensured not only a better coverage over the search space but also not to overlook certain regions which might be overlooked with a random initial distribution. Additionally, it significantly reduced the sensitivity of the solution to the initial distribution. Enlarging and reducing the initial population instead, helped to have a wiser initial distribution by selecting the most promising particles as well as easing the computational load of the optimization. The improvement works in a remarkablexxiv harmony with the uniform distribution as greater number of particles allows denser grids to form at the initial distribution. Adjusting random step the size as the 3rd improvement served to have a better scan and convergence by providing more aggression in the first steps and tranquility in advancing steps. Finally, keeping the cost parameters including input parameters of the cost function with the particle positions greatly simplified the calculations in this study as the cost function needed a revision. It is highly recommended to include such a precaution even when no questions on the cost function exist, considering the computational load the improvement requires is negligibly small, just in case. Next, elements of optimal ascent are disputed. Δ𝑉 loss estimation, g-turn, construction of single-termed and multi-termed cost functions are examined in this context. Finally, the initial conditions of the Vega launch vehicle, ascent trajectory and target orbit are discussed. Then, trajectory optimization is performed using identical parameters to that of the Vega. During the optimization process, path constraints and methods to overcome them are mentioned. When the optimization results are evaluated, it is seen that both single-termed and multi-termed cost functions converged to almost the same trajectories. It can be deduced among the wisely constructed cost functions, both single-termed and multi-termed cost functions are qualified to provide nearly the same results with similar performances. In this study, it is also indicated that with a guidance approach of using only the pitchover (PO) maneuver followed by a gravity turn, an almost identical ascent to that of the Vega launch vehicle can be achieved. Excluding the optimization parameters of one or more high-altitude maneuvers greatly relieved the optimization process considering that three parameters to be optimized for each maneuver. However for pithover maneuver exceptionally, the number of parameters to be optimized is reduced to two, as the most advantageous scenario is to fix the start time of the maneuver to earliest possible.
Benzer Tezler
- Launch vehicle navigation system design and comprehensive performance analysis
Fırlatma aracı seyrüsefer sistem tasarımı ve kapsayıcı performans analizi
ALTUĞ ERTAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. CENGİZ HACIZADE
- Turksat 3usat uydusu'nun yapısal tasarımı
Structural design of turksat 3usat satellite
MURAT SÜER
Yüksek Lisans
Türkçe
2013
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. FIRAT OĞUZ EDİS
- A new conceptual structure design for nanosatellites
Nano uydular için yeni bir konsept yapı tasarımı
MELAHAT CİHAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2011
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. GÖKHAN İNALHAN
PROF. DR. METİN ORHAN KAYA
- Kompozit 3U küp uyduların yapısal analiz ve tasarımları
Structural analysis and design of composite 3U cubesats
EGEMEN MENTEŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Astronomi ve Uzay Bilimleriİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
- Mathematical modeling of satellite's electric propulsion system (EPS) based on hall effect thruster (Het)
Uydular için hall etkili itici tabanlı elektrikli itki sistemi matematiksel modellemesi
METE BİLGER
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay MühendisliğiGebze Teknik ÜniversitesiEnerji Teknolojileri Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ SALİH ÖZEN ÜNVERDİ