نوع مقاله : علمی- ترویجی

نویسنده

دانشجوی کارشناسی ارشد، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهران، ایران

چکیده

هدف از ارائة این مقاله، بیان روند مناسب برای مدل‌سازی و شبیه‌سازی مسیر حرکت یک حامل بالستیک به‌صورت ساختارمند و معرفی ابزارهای ریاضی لازم برای این کار است. وسیلة مورد‌نظر یک حامل سه مرحله‌ای است که در هر مرحله دارای شرایط جرمی، آیرودینامیکی، پیشرانشی و کنترلی مجزا است. برای مدل‌سازی دستگاه‌های مورد نیاز از جمله دستگاه اینرسی، دستگاه زمین، دستگاه ناوبری و دستگاه بدنی مورد بررسی قرار گرفته است. همچنین، معادلات پروازی این وسیله نسبت به چارچوب زمین و چارچوب ناوبری برای مدل‌سازی مد‌نظر قرار گرفته و ماتریس‌های تبدیل میان دستگاه‌های مختلف ارائه شده‌ است. در مدل مورد‌نظر زمین به‌صورت یک بیضی‌گون به‌همراه مدل مشخصی از میدان جاذبه زمین و مطابق با مدل WGS-84 مورد استفاده قرار گرفته است. برای جلوگیری از تکینگی در معادلات حرکت دورانی از کواترنیون‌ها به جای زوایای اویلر به عنوان متغیرهای حالت استفاده و تبدیلات میان آنها نیز معرفی شده‌ است. در نهایت پس از شبیه‌سازی نتایج به‌صورت گرافیکی ارائه و بررسی شده است.

کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله [English]

Modeling and Simulation of a Ballistic Launch Vehicle in ECEF and Navigation Coordinate Systems

نویسنده [English]

  • Mohammad Saberi Tavakkoli

Master's student, Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran

چکیده [English]

The purpose in this paper is to express a suitable process of modeling and simulation of a ballistic launch vehicle and introducing necessary mathematical solutions for the process. This vehicle is a three – stage ballistic launch vehicle such that each stage has independent condition and characteristic such as mass characteristic, aerodynamic characteristic, propulsion characteristic and control characteristic. The suitable coordinate systems are introduced and analyzed for modeling, such as inertial coordinate system, earth coordinate system, navigation coordinate system and body coordinate system. The equation of motion of this ballistic launch vehicle with respect to earth frame and navigation frame are considered and transformation matrices are mentioned to express definition of vectors in coordinate systems. In this procedure the earth is modeled as an ellipsoid surface with a gravitational field model according to World Geodetic System 1984. Avoiding singularity, quaternions are considered as rotational states instead of Euler angles. Finally, the results of simulation are presented and analyzed graphically.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Launch Vehicle
  • Dynamic Modeling
  • Earth Frame
  • Navigation Coordinate System
  • Transformation Matrix
[1] Zipfel, P. H., Modeling and Simulation of Aerospace Vehicle Dynamics, Edition Series, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 2000.
[2] Titterton, D. H. and Weston, J. L.  Strapdown Inertial Navigation Technology, Second Edition, Volume 207, Progress in Astronautics and Aeronautics, 2004.
[3] Anderson, J. D., Aircraft Performance and Design, Library of Cogress-in-Publication, International Edition, 1999.
[3] Saberi-Tavakoli, M. and Saghafi, F.,  “Collision-Free Control for Multiple Satellites via Formation Feedback of Virtual Structure” Journal of Space Science & Technology, Vol. 5, No. 4, 2013, pp.47-60.
 [5] Jekeli, C., Inertial Navigation systems with Geodetic Applications, Walter de Gruyter Berlin New York, 2001.