Su, Xiao-Long;Yu, Jian-Qiao;Wang, Ya-Fei;Wang, Lin-lin
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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v.14
no.3
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pp.247-255
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2013
The flight control of re-entry vehicles poses a challenge to conventional gain-scheduled flight controllers due to the widely spread aerodynamic coefficients. In addition, a wide range of uncertainties in disturbances must be accommodated by the control system. This paper presents the design of a roll channel controller for a non-axisymmetric reentry vehicle model using the trajectory linearization control (TLC) method. The dynamic equations of a moving mass system and roll control model are established using the Lagrange method. Nonlinear tracking and decoupling control by trajectory linearization can be viewed as the ideal gain-scheduling controller designed at every point along the flight trajectory. It provides robust stability and performance at all stages of the flight without adjusting controller gains. It is this "plug-and-play" feature that is highly preferred for developing, testing and routine operating of the re-entry vehicles. Although the controller is designed only for nominal aerodynamic coefficients, excellent performance is verified by simulation for wind disturbances and variations from -30% to +30% of the aerodynamic coefficients.
The key risk analysis technologies for the re-entry of space objects into Earth's atmosphere are divided into four categories: cataloguing and databases of the re-entry of space objects, lifetime and re-entry trajectory predictions, break-up models after re-entry and multiple debris distribution predictions, and ground impact probability models. In this study, we focused on reentry prediction, including orbital lifetime assessments, for space situational awareness systems. Re-entry predictions are very difficult and are affected by various sources of uncertainty. In particular, during uncontrolled re-entry, large spacecraft may break into several pieces of debris, and the surviving fragments can be a significant hazard for persons and properties on the ground. In recent years, specific methods and procedures have been developed to provide clear information for predicting and analyzing the re-entry of space objects and for ground-risk assessments. Representative tools include object reentry survival analysis tool (ORSAT) and debris assessment software (DAS) developed by National Aeronautics and Space Administration (NASA), spacecraft atmospheric re-entry and aerothermal break-up (SCARAB) and debris risk assessment and mitigation analysis (DRAMA) developed by European Space Agency (ESA), and semi-analytic tool for end of life analysis (STELA) developed by Centre National d'Etudes Spatiales (CNES). In this study, various surveys of existing re-entry space objects are reviewed, and an efficient re-entry prediction technique is suggested based on STELA, the life-cycle analysis tool for satellites, and DRAMA, a re-entry analysis tool. To verify the proposed method, the re-entry of the Tiangong-1 Space Lab, which is expected to re-enter Earth's atmosphere shortly, was simulated. Eventually, these results will provide a basis for space situational awareness risk analyses of the re-entry of space objects.
Hypersonic analysis on the KSR-Ⅲ payload configuration has been performed using an axisymmetric Navier-Stokes code. A numerical code based on the Harten and Yee's upwind TVD scheme with simplified curve fits in the chemically reacting equilibrium air was developed. The carbuncle phenomenon on detached shock in front of the payload is controlled by using pressure gradients to tune the dissipation. Chemically reacting equilibrium computations for the reentry flight conditions of Mach No. 10.2, 8, 4.9 are presented and compared with the results of calorically perfect gas.
Automatic junctional tachycardia is one of common atrial arrhythmia after open heart surgery which is often refractory to antiarrhythmic agents. We have experienced refractory automatic junctional tachycardia in two patients. In the first, it occured after cryosurgery for AV nodal reentry tachycardia and simultaneous dissection of a posterior septal bypass tract. In the second, it complicated the postoperative course of a patient who received intracardiac repair for double outlet right ventricle, ventricular septal defect, and pulmonary stenosis. Conventional therapy with atrial pacing, verapamil, digoxin, and electrical cardioversion were ineffective. Therefore, amiodarone was administered intravenously and it controlled automatic junctional tachycardia. The need for accurate and rapid diagnosis of this condition along with results of treatment are discussed.
In this paper, we present a new guidance law for a reusable launch vehicle (RLV) that lands vertically after reentry. In our past studies, a guidance law was developed for a vertical/soft landing to a target point. The guidance law, which is analytically obtained, can regenerate a trajectory against disturbances because it is expressed in the form of state feedback. However, the guidance law does not necessarily guarantee a vertical/soft landing when a dynamical system such as an RLV includes a nonlinear phenomenon owing to the atmosphere of the earth. In this study, we introduce a design of the guidance law for a nonlinear system to achieve a vertical/soft landing on the ground using the exact linearization method and solving the two-point boundary-value problem for the derived linear system. Numerical simulation confirmed the validity of the proposed guidance law for an RLV in an atmospheric environment.
본 논문에서는 금후 널리 사용되리라고 예상되는 장대 유연한 해양구조계의 동적 응답에 대한 능동제어를 다루었다. 제어기법으로는 optimal, adaptive 제어와 우주구조물의 진동제어에 사용되는 LAC/HAC 제어를 도입하여 simulation과 모형실험을 수행하였다. 기존의 발표된 최적제어 실험결과는 만족스럽지 못하여 다시 수행할 필요성이 있었다. 그 결과, 해양구조계의 위치 및 탄성변형이 타당한 제어력 범위내에서 제어가 되어 본 연구에서 제안한 제어시스템의 유효성이 입증되었다. 또한 제어기법간의 비교를 통하여 장대 유연한 해양구조계에 대한 최적의 제어기법에 대하여 조사를 하였는데, 초기 시스템 파라미터의 추정에 오차가 있는 경우 적응제어 알고리즘의 장점을 확인할 수가 있었다.
This paper deals with the aerodynamic and aerothermodynamic trade-off analysis of a hypersonic flying test bed. Such vehicle will have to be launched with an expendable launcher and shall re-enter the Earth atmosphere allowing to perform several experiments on critical re-entry phenomena. The demonstrator under study is a re-entry space glider characterized by a relatively simple vehicle architecture able to validate hypersonic aerothermodynamic design database and passenger experiments, including thermal shield and hot structures. A summary review of the aerodynamic characteristics of two flying test bed concepts, compliant with a phase-A design level, has been provided hereinafter. Several design results, based both on engineering approach and computational fluid dynamics, are reported and discussed in the paper.
The problem of flow through the vent is formulated as an unsteady, nonlinear, ordinary differential equation and solved using Runge-Kutta method to obtain pressure inside payload faring. An inverse problem for prediction of the discharge coefficient is presented employing measured internal pressure of the payload fairing during the ascent phase of a satellite launch vehicle. A controlled random search method is used to estimate the discharge coefficient from the measured transient pressure history during the ascent period of the launch vehicle. The algorithm predicts the discharge coefficient stepwise with function of Mach number. The estimated values of the discharge coefficients are in good agreement with differential pressure measured during the flight of typical satellite launch vehicle.
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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v.2
no.1
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pp.1-11
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2001
The time implicit point SGS scheme is applied to compute hypersonic viscous flows in thermochemical nonequilibrium. The performance of the point SGS scheme is then compared with those of the line SGS and the LU-SGS schemes. Comparison of convergence histories with the effect of multiple forward and backward sweeps are made for the flow over a 2D cylinder experimentally studied by Hornung and the flow over a hemisphere at conditions corresponding to the peak heating condition during the reentry flight of an SSTO vehicle. Results indicate that the point SGS scheme with multiple sweeps is as robust and efficient as the line SGS scheme. For the point SGS and the LU-SGS scheme, the rate of improvement in convergence is largest with two sweep cycles. However, for the line SGS scheme, it is found that more than one sweep cycle deteriorates the convergence rate.
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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v.6
no.2
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pp.46-55
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2005
A rocket-powered vehicle is designed conceptually which uses an engine running on methane and oxygen and delivering 10 tons of thrust. The aerodynamic coefficients of the vehicle are taken to be those of the Japan's HOPE-X, and the weight of this vehicle is estimated using a method developed by NASA. The resulting vehicle will be about 9 meters long, 5.8 meters in wing span, weigh about 2 tons empty, carry a maximum of 5.6 tons of propellant, and endure a g-load of 4.5. The craft will be able to carry five passengers, in addition to a pilot, and fly for space tourism between a northern and a southern airport with a maximum g-load varying from 3g to 4g depending on the route flown.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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