conference spaciale

5/11/2018 Conference Spaciale - slidepdf.com

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CVA2009 © ISAE-SUPAERO/CVA Aug. 2009 Yves GOURINAT 1

ISAE - Formation ENSICA

CONFÉRENCES ESPACE- Techniques Spatiales : 30 Septembre 2009

- Histoire de la Conquète Spatiale : 19 Novembre 2009

Prof. Yves GOURINAT, ISAE-SUPAERO




Low Earth Orbit : 7.9 km/s 1st Space Velocity

Earth Evasion : 10.9 km/s 2nd S.V.

Earth around Sun : 29.9 km/s 3rd S.V.

Spaceflight

T(°C)

z (km)

700

80

30

13

0-90 -56 +15 +700

z (km)

P (hPa)

1013

100

GMcentral

R

G = 6.67 10-11

ISO ; g = local gravity

Vcircular = = g R

Vevasion = 2 Vcircular (energy x2)

V2(t)2

( - ) + ! 0µ

r(t)

µ

2a

µ ! GMcentral ; a ! semi major axe

Conservation of Unitary Mechanical Energyin Central Keplerian (ballistic) motion :



© Terre & Espace Juin 2003 3 / 7

19/11/07 ©ISAE-SUPAERO2005 3 / 23

La Gravitation Kepler (1619) - Newton (1687)

Force à distance0 = F - ma = F - mg = F - m(GM/(d2))




Propulsion Fusée

Injection desErgols

sous pression

Chambre decombustion" enthalpie

# température

# agitation

Choc sonique

Mach=1Col

Convergent

M<1Compressionsubsonique

Divergent

M>1Détente

supersonique

Section de sortiehypersonique

M>>1




Étage à Propulsion Liquide

Oxydantéducteur

Turbopompes

La puissance (considérable) des turbopompes est obtenue par ponction d’une

partie de la combustion, ou par une turbine spécifique.Le refroidissement est obtenu par circulation d’ergol (double paroi, tubes) ouévaporation d’un film d’ergol sur toute la face interne (“film cooling”) .




Les fusées à poudre, non-refroidies, utilisent des matériaux

réfractaires (résines phénoliques, composites carbone-carbone)ou ablatifs résistant “un certain temps”

Étage à Poudre

Canal de combustion(cônique et étoi lé)

Protect ion thermique

Détonateuru y è r e




Performance propulsive : vitesses d'éjection

Propergol Véj avec Pext=0

Poudre Homogène 2 à 2.5 km/s( O xyda n t +Réduc t eu r +L i a n t )

Poudre Hétérogène 2.7 à 3 km/s(+add it i f s méta l l iques)

Ergols Stockables 3.2 km/s(LO2/kérozène ou N2O4/UDMH)

Ergols Cryotechniques 4.3 à 4.5 km/s(LO2/LH2)

Propulsion Nucléothermique 7.8 à 8.4 km/s(LO2/LH2)

Propulsion Électrique 8 à 20 km/s(poussées de qques grammes)




Performance propulsive : structure

Pour un étage , le rapport Mplein / Mvide est de l'ordre de :

! 7 pour un Étage Métallique à propergol Solide(coque monobloc ou segmentée)( Isp ! 220 s pour poudre homogène, ! 300 s pour poudre dopée)

! 8 pour un Étage Métallique à propergol Cryotechnique( Isp ! 450 s pour LO2/LH2)

! 12 pour un Étage Métallique à propergol L iquide classique( Isp ! 320 s)

! 20 pour un Étage Composite bobiné à propergol Solide( Isp ! 220 à 300 s)

Avec les technologies actuelles, l’étagement est nécessaire




(Vej = velocity of gaz ejection in relation with launcher ; V=V launcher = inertial velocity of launcher)

Propulsion phase : Newton’s Fundamental Principle (without gravity) :

- applied to global system wih ejected gaz :-

Thrust = massiq flow * velocity of ejection : F = q Vej

- applied to launcher with remaining fuel in tank :

Thrust = launcher mass*launcher accel : F = M(t) A

Considering also : q = -dM(t)

dt ; A =

dVlauncher

dt ; Vej = g0 Isp ( g0 ! 9.80665 ISO)

Tsiolkowsi obtained, for one propulsion phase :

ln( )begin com

Mend comb

Vend comb

- Vbegin comb

= g0 Is p

$Vpropu phase = Vej ln µ " high Vej and light structures/systems




Objectif de Performance Lanceur :

Problématique lanceur :

fournir l’énergie nécessaire à la mise sur orbite :

- Vitesse d'orbitation (8 à 12 km/s)

- Élévation en altitude (200 à 1000 km à l'injection)

- Frottements atmosphériques

- Pertes par pilotage

- Gain éventuel dû à la rotation de la Terre(en projection sur l’orbite)

On définit ainsi une vitesse propulsive équivalente à créerpar le lanceur en $V équivalent total au sens de Tsiolkowski

(généralement de l'ordre de la vitesse d'orbitation visée + 1.5 à 2.5 km/s).




"v =

% "vj

F = % Fi

L’étagement série optimal est obtenupar une méthode de multiplicateurs deLagrange.Les étages de haute technologiedoivent être des étages supérieurs etassurer un "V important.

L’étagement parallèle assure un

appoint au décollage et lors de latraversée des couches denses del’atmosphère.

Impulsion Spécifique :

temps pendant lequel le moteur pousse d'1 kgF (! 9,80665 N) en consommant 1 kg

d'ergol(s).

Pour une fusée, Is p = Vé j/g0 ! Vé j/9,80665 ! Vé j/9,81




The 6 Orbital Motion Parameters :

Orbital plane : i inclinaison / equator plane (# nutation) ; & longitude of ascending knot (# precession)

Orbital shape : a major radius ; e excentricity ( ! FAFB/major diameter)

Position of the orbit in its plan : ' argument of perigee ( / ascending knot)

Position of the satellite on the orbit : ( true anomaly ( # self rotation)

(drawn in orbital plane)

(m ! ( - e sin(e

(= linear function of time)

Satellite

((e

FAFB

r(t)

2a




Satellisation by Transfer Orbit

NB : The initial phase can be followed by ballistic flight and reignition,in order to optimize the increasing of horizontal velocity




- Telecoms Geostationary orbit (z=36000km) or Cluster on Low Orbit

z = 36000 km i=0° z=500 km

- Earth Observation Heliosynchronous Orbit

z = 600 to 800 km i = 95 to 98°

repetitive and phased

- Scientific Experiments Low Earth Orbit

z= 400 to 500 km i=latitude of launch pad




Orbital Maneuvers :

- In plane Push

- Out Plane

- With 2nd Central Body

$ Vp

$ Va

$i$V$V = 2 Va sin $i

2

- Directional modification (V()

- Vrelative planet remains constant (V()

- Inclination out of Ecliptic

$ Vp

Vp $ Vp 4a

GM

$ za =




Structures lanceurs :

- Réservo irs : Ballons (membrane gonflée)

- Structures intermédiaires : (inter-étages, baies de propulsion)

Coques raidies et Treillis




- Sollicitations structurales :

-Quas i -stat iques (facteur de charge) :

Long i tud ina l(propulsion)

F lex ion(Aérodynamique)

(Pilotage tangage-lacet)

To rs ion(Pilotage roulis)




-Sollicitations structurales (fin) :

-V ibrato i res : (Ex. : Effet Po-Go en longitudinal)

On cherche à éviter les résonances,malgré les variations continuelles de masse.

-Acoust iques

:- Au décollage, réverbération sur la table de lancement.

- En vol : V croît, mais la densité décroît.Le lanceur rencontre donc un pic de pression dynamiquevers 10000 à 15000 m, à M!2 à 3.

- Cho cs




Fiabilité d’un système spatial habité :-Pour un système automatique, on rappelle :

- le taux de réuss ite miss ion (valeur typique visée : 0.95)- la per formance miss ion : ex . : MTBF (moyen temps de bon fonct ionnement)

-Pour une mission habitée, on définit :- le taux de réuss ite miss ion (valeur visée typique : 0.99)

- le taux de sécur ité équipage (valeur visée typique : 0.999)

Pour accroître la fiabil ité, on prévoit des r edondances (para l lè les et sér ies) .

Les systèmes mécaniques sont généralement cr it iques.

Pour accroître la sécurité, on prévoit des s auvega r d e s :- Lancement : systèmes d 'ext raction et séquences de vo l avorté- En orb ite : cocons de survie et capsu les de rent rée- Au retour : parachute(s) de réserve .




Systèmes :

Guidage : Contrôle Trajectoire (mouvt du centre de masse)

Trajectoire théorique(minimisant "V)

Trajectoire réelle(perturbée et corrigée)

Références :

En phase propulsée : - Rada rs : - pos it ion angulaire apparente + d istance- vitesse radiale (effet Doppler)

- Centrale inertielle

En phase orbitale (rendez-vous), on ajoute des références optiques :

- Senseurs planétaires/ stellaires- L ase r (type “relevé topographique”)

- Oeil




Systèmes (suite) :

Pilotage : Contrôle Attitude (mouvt autour du centre de masse)

Commande, après calculs, par orientation des propulseurs principaux parvérins , de leurs tuyères ou de propulseurs auxiliaires.

En phase atmosphérique, on utilise aussi la portance aérodynamique degouvernes et/ou du véhicule lui-même.




Systèmes (fin) :

Centrale inertielle

Les centrales sont aujourd'hui à composants liés (concept “Strap Down”).Les accéléromètres sont liés aux axes lanceurs (non galiléens entranslation et en rotation). Trois gyromètres (laser) mesurent lesrotations du lanceur par rapport aux directions inertielles (axes deCopernic). Les intégrations doubles sur les trois accéléromètres

prennent en compte ces rotations pour restituer la position du lanceur.

Cette solution évite l'ancienne centrale accéléromètres tri-axessuspendue sur plate-forme Cardan stabilisée en rotation par troisgyrodynes.

La centrale donne la position Galiléenne du lanceur, alors que les autresréférences donnent la position par rapport au site de lancement (ou un

site terrestre, donc en mouvement).




Véhicules Spatiaux

Servitudes - Plate-forme spatiale :

Energie :- Cellules solaires- Batteries chimiques

- Générateur nucléaire- Pile à combustible

Contrôle d’orbite et d’attitude :- Poudre, Ergols Stockables, Azote Comprimé- Propulsion électrique, Bobine magnétique

- Voile solaire- Roues Inertielles, Gyrodynes- Gradient de gravitation

Structure :poutres/coques métalliques/composites

Contrôle thermique :-Passif (peinture, revêtement, caloducs)

-Actif (résistance, radiateur, évaporateur)




Vaisseaux habités :

Vaisseau habité : b iosphère - a tm osphè re

- e sp ace b io lo gi que

- e sp ace p sycho log iq ue

- Station Spatiale :

-Scaphandre de sortie (= vaisseau spatial minimal)




- Système d'accès et de récupération :




Manned operational launch system

Space Shuttle : 2020t TOW, 120t LEO, 5-8 pax., 15-25t freight

Vertical Take-off, Glider, Reusable Propulsion : Heterogen Solid, and Cryogenic.

- Shuttle-C : 85t Freight, no pax. ; pax compartiment : 47 pax., no freight.

Zemiorka-SoyuzTMA-Progress : 330 t TOW, 7.5 t LEO, 3 pax., .2-1t fr.

Vertical take-off, capsule-parachute-retrorocket recovery, expandable

Propulsion : Classical Liquid.

Skylab MIR ISSMass in Orbit- with craft (t) 90-110) 140-220 450-530

Dimensions (mxm) 36x28 41x33 108x74

Solar panels (m2) 162 430 2800

House Volume (m3) 354 410 1140Pax 3 2-9 3-10

Elements 2 9 17



Certification of Complex Systems

Analytical

Engineer’s Approach

Numerical

Model Runs Material Tests



Qualification Stakes

Dev.Cost

Milestones

Design Validation

- Analysis : Specifications & Robustness

- Runs & Tests : Validation - Confidence / Model

- A, R & T : Local Coupons, Partial Demonstrators and Integrated Structures

Benefit from Test Plan Techniques (run matrix & repetitivity)

- Run Budgets Assisted Optimised Design & Certification



QUALIFICATION

Certify Quality : Performance & Reliability

Project Management in Matricial Context / Actual Engineering Requirement

Scopes / Capabilities

Costs / Schedule Safety / Perfos

Definition Service Realisation

Steps : Quality Plan, Qualification Act, Certification (Referee)



CVA2007 © 2007 Yves GOURINAT SUPAERO 67

Dynamics of Structures




Linearity : induces quadratic energies

q j

Q j Epot

q j




Linearity : excludes buckling, gaps, badly conditionned structure

!

Epot

Epot

!




1

2

!"d ! # = 0

# = 1/4

# =1

$e=$p$e=%& ' $ e

$p

Dynamic Amplification Ratio

%=$p

1(2#2 : Puls Amplitude Resonance

d max" =

1

2# 1-#2 : Maximal Amplification Ratio

For Low Damping : % ) $d

) $p=

km

; d max" ) 12#

NB : Resonance = relation general / excited solution " * + when # * 0 (denominator * 0)




!

" #$

e

%

! max

Simplified Fundamental Representation(precision & 1% for aerospace structures)

Out of Resonance : " ' ]() ; 1-*] + ]1+* ; +)[

Non-Damped system= excellent approximation(slightly conservative)

At Resonance : " ' [1-* ; 1+*]

! "( ) is limitated at ! max ,12*

! "( ) # 11( " 2

( ! max




mf e(t)=cos(!et)

DYNAMIC SYSTEM

CANONIC REPRESENTATION

1 DOF Dynamic System " m ; #$ % & & &

' ( ) ) ) #* k

m

$ % & &

' ( ) )

Non-Damped system is an excellent approach

+ appears only as a perturbation which limitates , at , max

- 12+

at resonance

For our Performing Space Structures, we will consider that 0.01.+ .0.015

/ + - 0.01 or 1 % / , max -50




m

m

EQUIVALENT EXCITATIONS

Excitation = Applied force on Mass

Result = Motion of Mass(spring elongation)

Ratio Exc/Res ! Dynamic Flexibility

Excitation = Imposed Motion of Support

Result = Reaction (load) of Spring

Ratio Exc/Res ! Dynamic Mass




EQUIVALENCE of EXCITATIONS (cont’d)

Launcher : Imposed Motion!

Vibrating Motion Tests!

Equivalent Computations

The two excitations are equivalent because of inertial (equivalence) principle (F=Ma)

NB1 : Equivalence deplacement / acceleration (in our reference sinus motion) :

x = " cos#et ! a $ x•• = -#e2" cos#et

NB2 : Frequency f (Hz) is deduced from angular pulsation # (rd/s) by classical relation :

# = 2% f

# is generally used for computations, and f for tests.

NB3 : Our sinus periodic cos(#t) approach is only a particular case of exp(st) Laplace’s Transform (• & s)




As long as we consider result at same place than excitation, factor ! will be equivalent.

It has sense at low-medium frequencies(practically f < 500 Hz)

If spectral computation is required,it is recommended to represent itin log/log scale

NB : Transfers from one point to another one would induce slightly different function.

!

0.1

1

10

100

0.1 1 10"

50# = 0.01

#

= 0.05

EXCITATIONS (cont’d)




(1G ! 9.80665 m/s2 )

TYPES OF EXCITATIONS (test/computation)

Low/medium Frequency :

Sinus for structure/model identification :a cos (2"f t) (f=1 to 500 Hz) Generally in G

Random for qualification :

Continuous Spectrum imposed acceleration with Spectral Density Wa(f) (G2 /Hz)

At frequency f, equivalent sinus imposed acceleration :

Acceleration Amplitude (G) :

#a $ 3.76 with “3%“ (99.7% confidence), #a $ 2.72 with “2%“ (95% confidence)

Very Low Frequency : Static Does not modify rigidity.

High Frequency : Acoustic and Shock (not considered in our approach).

a(f )!#aWa f ( ) . f

& '( )




MODAL PROBLEMATICS WITHOUT DAMPING(excellent approximation)

Homogeneous General Solution (without excitation)

M[ ] q{ }•• + K[ ] q{ } = 0{ } or Mij

!

" # #

$

% & &

q j

' ( )

* )

+ , )

- )

••

+ Kij

!

" # #

$

% & &

q j

' ( )

* )

+ , )

- ) = 0{ }

Rather than direct solution, diagonalisation

M and K positive & defined (& symetrical)

. principal base in which they are both diagonal

n DOF Coupled System . n Independant 1DOF Systems

m1 0 0 0

m 2 0 0

. 0

mn

!

"

# # # # #

$

%

& & & & &

p1

p2

.

pn

'

(

) )

*

)

)

+

,

) )

-

)

)

••

+

k1 0 0 0

k2 0 0

. 0

k n

!

"

# # # # #

$

%

& & & & &

p1

p2

.

pn

'

(

) )

*

)

)

+

,

) )

-

)

)

=

0

0

.

0

'

(

) )

*

)

)

+

,

) )

-

)

)

with q{ } = P[ ] p{ } . p{ }= P[ ]/1 q{ }

or M[ ]diag p{ }••

+ K[ ]diag p{ } = 0{ } with M[ ]diag = t

P[ ] M[ ] P[ ] ; K[ ]diag = t

P[ ] K[ ] P[ ]




EFFECTIVE MODAL MASSES & MODAL TRUNCATURE

Normalized eigenmodes : system ! n effective modal parameters

! n 1DOF effective modal systems (mk , "k )

Efficient Modes(N modes)

M

Hypostatic Truncature

rigid body modes(non-structural)

High-Frequency Truncature

Excitation SpectrumModal FusionRigididity and Damping Increasing




STRUCTURAL STIFFNESS

Conical Shell Longitudinal Stiffness :

Kzconic =

2!Ehsin " cos2"

Loga

b

E : Longitudinal Young’s Modulush : Average Longitudinal Thickness of Shell

Any Beam-Rod approach is envisageable...

a

b

"




STRUCTURAL STIFFNESS (cont’d)

Cylindrical Orthotropic Shell Stiffnesses :

(with rigid “Kirchoff” ends)

FAx

FAz

MAy

!

"

# # #

$

%

& & & = Kcyl

'Ax

'Az

(Ay

!

"

# # #

$

%

& & &

;

'Ax

'Az

(Ay

!

"

# # #

$

%

& & & = Scyl

FAx

FAz

MAy

!

"

# # #

$

%

& & &

Fx

Fz

A

L

a

My

K cyl )kxx 0 kx(

kzz 0sym k((

!

"

#

#

$

%

&

& =

2*a

L

6a2E th t

L20

3a2Elhl

LElh l 0

sym 2a2Elh l

!

"

# #

# #

$

%

& &

& &

; Scyl )Sxx 0 Sx(

Szz 0sym S((

!

"

#

#

$

%

&

& =

L

6*a3

2L2

E th t

03L

Elh l

3a2

Elhl

0

sym6

Elh l

!

"

# # #

# # #

$

%

& & &

& & &




Typical Dynamic Models

m1 m N

k1 k N mrés

kinterf

K1

M1

m1

k1

mrés(1)

kinterf

K1

M1

Mrés(1)

Force

Excitation

(valid in longitudinal & lateral)

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