Кратко описание

Изтеглете СИМУЛАТОР ЗА СТАРТИРАНЕ НА ПРЕВОЗНО СРЕДСТВО ЗА АНАЛИЗ НА ОБХВАТА.

средство

Описание

СИМУЛАТОР ЗА СТАРТ НА ПРЕВОЗНИ СРЕДСТВА ЗА ШЕСТ СТЕПЕН НА СВОБОДА ЗА АНАЛИЗ НА БЕЗОПАСНОСТТА

От ШАРАТ ЧАНДРА ПРОДУТУРИ

ТЕЗА, ПРЕДСТАВЕНА НА ВИСШЕТО УЧИЛИЩЕ НА УНИВЕРСИТЕТА ФЛОРИДА ПРИ ЧАСТИЧНО ИЗПЪЛНЕНИЕ НА ИЗИСКВАНИЯТА ЗА СТЕПЕНТА НА МАГИСТЪР НА НАУЧНИЯ УНИВЕРСИТЕТ ФЛОРИДА 2007

ПРИЗНАВАНИЯ Бих искал да изкажа искрената си благодарност на председателя на моя надзорен комитет (д-р Норман Г. Фиц-Кой) за неговите непрекъснати насоки, подкрепа и помощ. Наистина съм му благодарен. Бих искал също да изкажа благодарността си на членовете на надзорния комитет (д-р Уорън Е. Диксън и д-р Глория Дж. Wiens) за тяхната подкрепа и насоки. Бих искал да изкажа благодарност на родителите си за цялата им морална и финансова подкрепа, без която тази задача не би могла да бъде изпълнена. Без тях нямаше да съм никъде. Бих искал да призная сестрите си (Шириша и Суета) за тяхната помощ и подкрепа през целия ми живот. Бих искал да благодаря на моите приятели и колеги от AMAS (Frederick Leve, Shawn Allgeier, Sharan Asundi, Takashi Hiramatsu, Jaime José Bestard, Andrew Tatsch, Andrew Waldrum, Ai-Ai Cojuangco, Dante Buckley, Nick Martinson, Josue Munoz, Jessica Bronson и Густаво Роман) за техните съвети, помощ и подкрепа.

Страница на СЪДЪРЖАНИЕТО ПРИЗНАНИЯ. 4 СПИСЪК НА ФИГУРИТЕ. 7 РЕЗЮМЕ. 9 ГЛАВА 1

ВЪВЕДЕНИЕ И ИНФОРМАЦИЯ. 11.

УРАВНЕНИЯ НА ФОРМУЛИРАНЕ НА ДВИЖЕНИЕТО. 19 координатни рамки. 19 Кинематично уравнение на движение. 24 Динамични уравнения. 27 Генерализирани външни сили. 30 Външни сили. 30 Сила на тягата. 30 Аеродинамични сили (влачене и повдигане). 32 Гравитационна сила. 33 Външни моменти. 34 Аеродинамични моменти. 34 Гравитационен момент. 35 Момент на тягата. 36

ОПИСАНИЕ НА ИЗПОЛЗВАНИТЕ МОДЕЛИ. 38 Гравитационен модел. 38 Инерционен модел. 49 Усилвател с лента. 50 Цилиндричен сегмент. 50 Параболичен конус на носа. 52 перки. 54 Течен двигател. 57 Твърд двигател. 59 Полезен товар. 61 Модел с коефициент на плъзгане. 63 Модел на центъра за налягане. 64 Нос. 66 Цилиндрично тяло. 67 Конично рамо. 67 Конична лодка. 68 перки (опашка). 68 Моделът Wlips84 Ellipsoid. 69 5

РЕЗУЛТАТИ ОТ СИМУЛАЦИЯ И ДИСКУСИЯ. 73 Симулация. 73 Проверка. 87

ЗАКЛЮЧЕНИЕ И БЪДЕЩА РАБОТА. 91 Заключения. 91 Бъдеща работа. 92

MATLAB ФУНКЦИИ И СКРИПТ. 93

КОНФИГУРАЦИЯ НА СИМУЛАЦИЯ. 116

СПИСЪК НА ЛИТЕРАТУРА. 132 БИОГРАФСКИ СКИЦ. 135

СПИСЪК НА ФИГУРИТЕ Фигура

Космически диапазон и безопасност на полета, днес и бъдещето. 13

Относителна ориентация на различните кадри. 21.

Ъгли на Ойлер и относителната ориентация между рамката на превозното средство и центрираната хоризонтална рамка на превозното средство. 24

Геометрия на ракетата-носител и различни вектори на позицията. 28

Външни сили, действащи върху ракета-носител по време на полета. 31

Представяне на вектор на позиция в декартови и сферични координати. 42

Цилиндричен сегмент на ремъчния усилвател. 51

Параболичен конус на носа. 53

Течен двигател. 58

Конично рамо. 67

Конична лодка. 68

Раздел за перки и опашка. 69

Геодезически елипсоид и геодезични координати на произволна точка “P”. 70

Различни параметри на ракетата-носител като функция от времето. 77

Скорост на ракетата-носител в инерционната рамка. 79

Положение на ракетата-носител в инерционната рамка. 80

Ракета-носител по време на изстрелването, както се вижда от инерционната рамка на J2000. 80

Моменти на инерция на ракетата-носител относно нейния моментален център на маса. 81

Моменти на инерция на усилващия ремък за моментния център на масата на ракетата-носител и за моменталния му център на масата. 82

Момент на инерция на първия етап за моментния център на масата на ракетата-носител и за моменталния му център на масата. 84

Момент на инерция на втория етап относно моменталния център на масата на ракетата-носител и около моменталния му център на масата. 85

Момент на инерция на третия етап за моментния център на масата на ракетата-носител и за моменталния му център на масата. 86

Необходимостта от инструментални данни или вектор на тягата в рамката на превозното средство. 90

Геометрията на стартовия автомобил DELTA II. 116

Ремъчна бустерна геометрия. 116

Елементи на ракета-носител DELTA II и Strap-on Booster. 120

Цилиндрична обвивка. 121

Корпус на горивото. 122

Параболичен конус на носа. 123

Първи етап . 125

Втори етап. 127

Трети етап. 128

B-12 Усилватели с рамене около Ракетата. 130

поддържат едновременни мисии и предлагат разширени модели за подкрепа на решенията и възможности за симулация. Тези диапазони също трябва да имат по-ниски разходи и намалена сложност, като същевременно продължават да осигуряват ненадмината безопасност на обществеността, летателния екипаж, персонала, превозните средства и съоръженията. Търговските и държавни космически активи за проследяване и комуникации предлагат много привлекателни възможности за постигане на тези цели “(31, стр. 2). Фигура 1-1 показва текущите първични площадки за измерване на източни и западни диапазони (плътни линии) и възможна бъдеща космическа конфигурация с по-малко наземни активи (пунктирани линии). От фигура 1-1 следва да се отбележи, че бъдещата космическа конфигурация все още може да включва някои наземни бази за изстрелване за видимост и бързи времена за реакция малко след излитане [31].

Фигура 1-1. Космически диапазон и безопасност на полета, днес и бъдещето. Препечатано с разрешение от Д. Е. Уайтман, Л. М. Валенсия и Дж. С. Симпсън, „Безопасност на космическия обсег и бъдещи приложения за космически обхват“, Център за изследване на полети на НАСА Dryden, Едуардс, Калифорния. Представител H-2616, NASA TM-2005-213662, 2005.

Космическа телеметрия и безопасност на обхвата (STARS) Космическата телеметрия и безопасност на обхвата (STARS) е многостранен и многоцентров проект за определяне на възможността за използване на космически базирани активи, включително сателитната система за проследяване и реле за предаване на данни (TDRSS) и Глобална система за позициониране (GPS), за да се намалят оперативните разходи и да се увеличи надеждността. Проучването STARS е създадено от Националната администрация по аеронавтика и космическо пространство (НАСА), за да демонстрира способността на космическите бази да осигуряват комуникации за безопасност на обхвата (метрични данни за проследяване с ниска скорост, ултрависока надеждност и команди за прекратяване на полет) и обхват Потребител (видео, глас и телеметрия на превозното средство) [31]. За да подкрепят предвидената бъдеща космическа гама, тестват и разработват се нови и подобрени системи с Range Safety и Ranger потребителски възможности. Кратко описание на планираните и завършени фази на проекта STARS е дадено по-долу [31], [30], [10], [21]. Фаза 1 •

Разработи и тества нова система за безопасност на диапазона S-band.

През юни-юли 2003 г. бяха извършени седем тестови полета на самолет F-15B в Центъра за полетни изследвания Dryden, като се използва система Range User, представителна за тези на настоящите ракети-носители.

Успешно демонстрира основната способност на STARS да установява и поддържа сателитни връзки с TDRSS и GPS.

Целта е да се увеличат скоростите на данни за обхвата на потребителите с порядък чрез подобряване на системата за безопасност на обхвата на S-лентата и нова телеметрична система, която използва антена с фазирана решетка Ku-band.

TDRSS е космическата комуникационна връзка (т.е. TDRSS предоставя услуги за проследяване и събиране на данни между ракетата носител/космически кораб с ниска земна орбита и НАСА/съоръжения за контрол и обработка на данни на клиента [22]).

Фаза 3 използва малък, лек хардуер, съвместим с напълно работеща система, и демонстрира способността да поддържа комуникационна връзка TD-лента от Ka-band по време на хиперзвуков полет.

Разработване на по-малка, по-лека версия на системата за безопасност на обсега за системата за безопасност на обсега през финансовата 2006 година.

TDRSS е космическата комуникационна връзка.

Пробните полети са планирани за края на фискалната 2007 година.

Системата за космическа безопасност на обхвата ще бъде завършена до завършването на фаза 3 разработване.

Разработване на Ka-band предавател (NASA) и фазирана антенна антена (AFRL) за система Range User през финансовата 2006-2007 г.

Извършете летателен тест на самолет (Flight Demo 3a), за да тествате ефективността на активната фазирана антенна антена на Ka-band на Glenn Research Center (GRC) през фискалната 2007 година.

Извършете полетен тест на Ka-band система на F-15B през финансовата 2008 година.

Re-fly фаза 3 Проектиране на модул за безопасност с подобрения.

Извършете сертифициране на системите за безопасност на обхвата и потребители на обсега през финансовата 2009–2011 година. Програмата STARS е преименувана на Демонстрация и сертифициране на радиус на полета

Програма (SBRDC) [20]. От наличната информация в World Wide Web/Internet, фази 1, 2 и 3 са завършени и текущото състояние на програмата STARS/SBRDC е както е посочено във Фаза 4 по-горе [19]. Концепцията STARS изисква инструменти за поддръжка под формата на симулационни софтуери, които предоставят възможност за бърз анализ на нови (или промени в) концепции и идеи, опция, която не може лесно да се постигне само с хардуер. Инструментът за анализ на траекторията и връзката е един от тези ключови инструменти за поддръжка, изисквани от STARS. „Частта“ от траекторията на траекторията и връзката

симулаторът не може да бъде валидиран поради липсата на наличност на критични данни (проблем с ITAR 1). И накрая, в глава 5 се обсъждат заключенията от това изследване и възможната бъдеща работа.

ITAR - Международен правилник за трафика на оръжия

ГЛАВА 2 УРАВНЕНИЯ НА ФОРМУЛИРАНЕ НА ДВИЖЕНИЕТО Тази глава разглежда уравненията на движенията (т.е. динамичните и кинематичните уравнения) на ракета-носител. Първо се представя фонът и след това се представят деривациите на уравненията на движенията на разходваща се ракета-носител. Накрая се обсъждат обобщените сили, действащи върху ракета-носител по време на полета. Следните предположения са направени в това изследване [9]. •

Предполага се, че ракетата-носител (с усилващите ремъци) е твърда.

Центърът на масата на ракетата носител е надлъжната ос.

Надлъжната ос е основната ос на инерцията. Координатни рамки За да се изведат уравненията за движение на ракета-носител, които описват нейното положение и

ориентацията като функция на времето, се разглеждат различни координатни рамки. Тези рамки са разгледани по-долу. Инерционна рамка (XiYiZi): За изучаване на движението на ракетата-носител в близост до Земята и на междупланетно ниво, рамката J2000 се счита за инерционна рамка. Началото на тази рамка е в центъра на масата на Земята; неговата положителна ос Z е насочена към северния полюс на Земята и съвпада с ротационната ос на Земята. Положителната ос X се намира в екваториалната равнина на Земята и сочи към пролетното равноденствие през епохата J2000. Оста Y се намира в екваториалната равнина и завършва десната декартова рамка [9], [28]. Въртяща се геоцентрична рамка (XgYgZg): Тази рамка се върти с въртящата се Земя. Тази рамка има своята положителна ос Z, насочена към северния полюс на Земята и съвпада с ротационната ос на Земята. Положителната ос X се намира в екваториалната равнина, пресичайки горния клон на

21 Фигура 2-1. Относителна ориентация на различните кадри

през ъгъл, равен на ъгъла между оста Xi и оста Xg. Този ъгъл е равен на ъгловия ъгъл на Гринуич на пролетното равноденствие HG. Ако и двата кадъра съвпадат при t = t0, ъгълът HG по всяко време е даден в уравнение. 2-1.

Тъй като инерционният кадър в нашия случай е кадърът J2000, терминът (t - t0) е равен на времето, изминало в секунди от 1 януари 2000 г., 12:00 UTC до интересуващото време „t“. Трансформацията между кадрите е дадена в уравнение. 2-2. Векторите

E и I E в уравнение. 2-3

представляват произволен вектор Е, координиран съответно във въртящата се геоцентрична рамка и инерционната рамка. Матрицата за преобразуване е дадена в уравнение. 2-3. G

⎡ cos H G sin H G 0 ⎤ (2-3) CGI = ⎢⎢ - sin H G cos H G 0 ⎥⎥ ⎢⎣ 0 0 1 ⎥⎦ Въртяща се геоцентрична рамка/Хоризонтална рамка, центрирана от превозното средство [9]: Относителната ориентация на

тези два кадъра могат да бъдат определени чрез две последователни завъртания. Въртящата се геоцентрична рамка (XgYgZg рамка) първо се завърта около своята ос Z (т.е. оста Zg) с ъгъл λ, географската дължина на ракетата-носител. След това тази нова рамка се завърта около новата си ос Y ⎛π ⎞ с ъгъл - ⎜ + φ ⎟, където φ е геоцентричната ширина на ракетата-носител. Полученият ⎠2 ⎠ кадър има същата ориентация като ориентираната към автомобила хоризонтална рамка. Трансформацията между кадрите е дадена в уравнение. 2-4. Векторите V E и

E в уравнение 2-4 представляват

произволен вектор Е, координиран в хоризонталната рамка, центрирана в превозното средство, и съответно въртящата се геоцентрична рамка Матрицата за преобразуване е дадена в уравнение. 2-5. V

⎡ - sin φ cos λ - sin φ sin λ cos φ ⎤ (2-5) CVG = ⎢⎢ - sin λ cos λ 0 ⎥⎥ ⎢⎣ - cos φ cos λ - cos φ sin λ - sin φ ⎥⎦ Vehicle- центрирана хоризонтална рамка/рамка на превозното средство [9]: Относителната ориентация на тези две

кадрите могат да бъдат определени чрез три последователни завъртания, както е показано на фиг. 2-2. Трите ъгъла, през които се извършват тези три последователни завъртания, се наричат ​​ъглови ъгли. Хоризонталната рамка, центрирана в превозното средство, първо се завърта около своята ос Z (т.е. Z v-ос) с ъгъл ψ, за да се получи нова рамка X v1Yv1 Z v1. ψ се нарича ъгъл на отклонение, ъглите между вертикалната равнина през надлъжната ос на ракетата-носител и оста X v -. След това новата рамка

X v1Yv1 Z v1 се завърта около своята ос Y (т.е. оста Yv1) с ъгъл θ, за да се получи друг нов кадър X v2 Yv2 Z v2. θ се нарича ъгъл на наклона, ъгълът между надлъжната ос на ракетата-носител и местната хоризонтална равнина. И накрая, най-новата рамка, X v2 Yv2 Z v2, се завърта около оста си X (т.е. X v2-ос) с ъгъл ϕ, за да се получи рамката на превозното средство X rYr Z r. ϕ се нарича ъгъл на наклона, ъгълът между оста Z r и вертикалната равнина през надлъжната ос на ракетата-носител. Трансформацията между кадрите е дадена в ур. 2-6. Векторите R

E и V E в уравнение 2-6 представляват произволен вектор Е, координиран в рамката на превозното средство и

съответно хоризонталната рамка, центрирана към превозното средство. Матрицата за преобразуване е дадена в уравнение. 27. В ур. 2-7, C θ и S θ се използват за представяне на косинус и синус на ъгъл θ. R

Cθ Cψ ⎡ ⎢ = ⎢ −Cϕ Sψ + Sϕ Sθ Cψ ⎢⎣ Sϕ Sψ + Cϕ Sθ Cψ

Cθ Sψ Cϕ Cψ + Sϕ Sθ Sψ - Sϕ Cψ + Cϕ Sθ Sψ

- Sθ ⎤ Sϕ Cθ ⎥⎥ Cϕ Cθ ⎥⎦

Фигура 2-2. Ъгли на Ойлер и относителната ориентация между рамката на превозното средство и центрираната хоризонтална рамка на превозното средство Инерционна рамка/рамка на превозното средство [9]: Трансформацията от инерционната рамка към рамката на превозното средство може да се получи чрез последователно прилагане на трансформациите CGI, CVG и CRV към инерционната кадър. Трансформацията между кадрите е дадена в уравнение. 2-8. Векторите R E и I

E в уравнение 2-8 представляват произволен вектор Е, координиран в рамката на превозното средство и инерцията

кадър съответно. Матрицата за преобразуване е дадена в уравнение. 2-9.

E = CRI I E CRI = CRV CVG CGI R

(2-8) (2-9) Кинематично уравнение на движение

Кинематичното уравнение на въртене на движението свързва ориентацията и ъгловата скорост на ракета-носител. Извеждането на кинематичното уравнение е представено по-долу. ⎡ ω1 ⎤ ⎢ ⎥ Нека ω = ⎢ω2 ⎥ е ъгловата скорост на рамката на превозното средство по отношение на превозното средство⎢⎣ω3 ⎥⎦

центрирана хоризонтална рамка, изразена в рамката на превозното средство. Тъй като ориентираната към превозното средство хоризонтална рамка е инерционна рамка, ω е абсолютната ъглова скорост на ракетата-носител. Нека ψ &, θ &

и ϕ & да са ъгловите норми на Ойлер за последователността на въртене 3-2-1 на Ойлер от хоризонталната рамка, центрирана към превозното средство до рамката на превозното средство. Ъгловата скорост ω на ракетата-носител може да бъде изразена чрез скоростите на Ойлер, дадени в уравнение. 2-10. Матриците на въртене C R − V 1

и C R-V в уравнение. 2-10 са дадени в уравнения. 2-11 и 2-12. ⎡0⎤ ⎡ ω1 ⎤ ⎡ϕ & ⎤ ⎢ & ⎥ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ ω = + C 0 ⎢θ ⎥ + CR − VR - V 1 2 ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ ⎢0⎥ ⎢ω3 ⎥ ⎢⎣ 0 ⎥⎦ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦

0 ⎡1 ⎢ C R −V 1 = ⎢ 0 cos ϕ ⎣⎢ 0 - sin ϕ

0 ⎡ ⎡cos ϕ sin ϕ ⎥⎥ ⎢⎢ 0 cos ϕ ⎦⎥ ⎣⎢ sin ϕ

0 - sin ϕ ⎤ 1 0 ⎥⎥ 0 cos ϕ ⎦⎥

0 ⎡1 ⎢ = ⎢ 0 cos ϕ ⎣⎢ 0 - sin ϕ

0 ⎡ ⎡cos ϕ sin ϕ ⎥⎥ ⎢⎢ 0 cos ϕ ⎦⎥ ⎣⎢ sin ϕ

0 - sin ϕ ⎤ ⎡ cosψ 1 0 ⎥⎥ ⎢⎢ - sinψ 0 cos ϕ ⎦⎥ ⎣⎢ 0

(2-11) sinψ cosψ 0

Уравнение 2-10 може да бъде пренаписано като уравнение 2-13, където матрицата X в уравнение 2-13 е дадено в ур. 2-14. Уравнение 2-13 може да бъде пренаписано като уравнение 2-15. Матрицата X в уравнение 2-14 се обръща и замества в уравнение. 2-15, за да се получи уравнение 2-16. ⎡ϕ & ⎤ ⎡ ω1 ⎤ ⎢ & ⎥ ⎢ ⎥ ⎢ω2 ⎥ = X ⎢θ ⎥ ⎢ϕ & ⎥ ⎢ω3 ⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦ ⎡ CR −V 2 (1,1) CR −V 1 (1, 2) CR - V (1,3) ⎤ ⎢ ⎥ X = ⎢CR −V 2 (2,1) CR −V 1 (2, 2) CR −V (2,3) ⎥ ⎢ ⎥ ⎣ CR −V 2 (3,1 ) CR −V 1 (3, 2) CR −V (3,3) ⎦ ⎡ϕ & ⎤ ⎡ ω1 ⎤ ⎢ & ⎥ ⎥ −1 ⎢ ⎢θ ⎥ = X ⎢ω2 ⎥ ⎢ϕ & ⎥ ⎢ω3 ⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦ ⎡ϕ & ⎤ ⎡cos θ ⎢ & ⎥ 1 ⎢ ⎢θ ⎥ = ⎢ 0 cos θ ⎢ψ & ⎥ ⎢⎣ 0 ⎣ ⎦

sin ϕ sin θ cos ϕ sin θ ⎤ ⎡ ω1 ⎤ cos ϕ cos θ - sin ϕ cosθ ⎥⎥ ⎢⎢ω2 ⎥⎥ sin ϕ cos ϕ ⎥⎦ ⎢⎣ω3 ⎥⎦

Уравнение 2-16 е кинематичното уравнение на движението на ракетата-носител. Това представяне на ъгъла на Ойлер на относителната ориентация на хоризонталната рамка, центрирана към превозното средство и рамката на превозното средство има следните недостатъци (i) сингулярност при θ =

и (ii) решаване на кинематиката

уравнение на движение уравнение 2-16 е изчислително интензивен, тъй като включва тригонометрични величини. За да се избегнат тези проблеми, кватернионите се използват за представяне на относителната ориентация на хоризонталната рамка, центрирана в превозното средство и рамката на превозното средство. Преобразуващата матрица CRV може също да бъде изразена чрез кватерниони, както е показано в уравнение. 2-17. Количествата q0, q1, q2 и q3 в уравнение. 2-17 се изчисляват, като се използват изразите в уравнения. 2-18–2-21. ⎡ 2q0 2 + 2q12 - 1 2q1q2 + 2q0 q3 2q1q3 - 2q0 q2 ⎤ ⎢ ⎥ CRV = ⎢ 2q1q2 - 2q0 q3 2q0 2 + 2q2 2 - 1 2q2 q3 + 2q0 q1 ⎥ ⎢ 2q1q2 + 2q0 q3 2q2 q3 2q2 + 2q32 - 1⎥ ⎣ ⎦