Dynamics and control of a launch vehicle including flexibility effects

The German New Space start-up Rocket Factory Augsburg (RFA) is developing a three-stage launch vehicle that will deliver satellites into LEO/SSO orbits. The RFA's Guidance, Navigation, and Control team is designing the algorithm that will control the vehicle along its trajectory from lift-off to its destination orbit granting the required payload delivery accuracy. In the atmospheric part of the trajectory, the attitude control system of a launcher has to cope with multiple dynamics and disturbances involved, and it is required to meet stability and performance requirements under the effect of several uncertainties affecting the parameters of the system. The thesis is focused on the system dynamics modeling and attitude control for the atmospheric flight of a launch vehicle from lift-off to Main Engine Cut Off. A preliminary structural analysis is carried out in order to retrieve the values of the parameters of the structural modes' dynamics: natural frequencies, mode shapes, mode slopes. The analysis is performed on a beam model of the structure, with mass and stiffness properties distributions that approximate the ones of the real vehicle. The equations of motion of the system including the translational and rotational dynamics, the structural dynamics, the sloshing dynamics, and the engine inertia effects are retrieved from the available literature, and a linear model of the system dynamics is then presented for the motion of the vehicle on the pitch plane of the nominal ascent trajectory. The analysis of the linearized pitch plane dynamics of the rocket is performed to identify the main features of the system, and to select the dynamics and effects to be considered for the design of the attitude controller and for the verification of the control laws implemented in a non-linear 6 DOF simulation environment. The design of the pitch axis attitude controller is performed using the robust structured H-infinity synthesis, and the stability margins requirements are verified considering uncertainties on the system's parameters. Finally, the implementation of a non-linear 6 DOF simulator is presented. The simulator includes a model of the GNC algorithm interfaced with the plant model of the launcher, and it is employed in the verification of the robustness of the designed attitude controller via Monte Carlo analysis.

La start-up New Space tedesca Rocket Factory Augsburg (RFA) sta sviluppando un lanciatore a tre stadi che consegnerà satelliti in orbite LEO/SSO. Il team di Guidance, Navigation, and Control di RFA sta progettando l'algoritmo che controllerà il veicolo lungo la sua traiettoria dal decollo all'orbita di destinazione, garantendo la precisione richiesta in termini di orbita finale del payload. Nella parte atmosferica della traiettoria, il sistema di controllo di assetto di un lanciatore deve far fronte a molteplici dinamiche e disturbi coinvolti ed è richiesto di soddisfare i requisiti di stabilità e prestazioni includendo le molteplici incertezze sui parametri del sistema. La tesi è incentrata sulla modellazione della dinamica del sistema e sul controllo di assetto per il volo atmosferico di un lanciatore dal decollo al Main Engine Cut Off. Un'analisi strutturale preliminare è effettuata al fine di ottenere i valori dei parametri dei modi di vibrare della struttura: frequenze naturali e forme modali. L'analisi è eseguita su un modello di trave della struttura, con distribuzioni delle proprietà di massa e rigidezza che approssimano quelle del veicolo reale. Le equazioni del moto del sistema comprese la dinamica traslazionale e rotazionale, la dinamica strutturale, la dinamica di sloshing e gli effetti di inerzia dei motori sono ottenute dalla letteratura, ed è presentato un modello lineare della dinamica del sistema per il moto del veicolo sul piano di beccheggio della traiettoria nominale. La dinamica linearizzata del razzo sul piano di beccheggio è analizzata al fine di identificare le caratteristiche principali del sistema, e per selezionare le dinamiche e gli effetti da considerare per la progettazione del controllore di assetto e per la verifica delle leggi di controllo implementate in un ambiente di simulazione non lineare a sei gradi di libertà. Il design del controllo di assetto dell'asse di beccheggio è ottenuto utilizzando la robust structured H-infinity synthesis e i requisiti sui margini di stabilità sono verificati considerando le incertezze sui parametri del sistema. Infine, viene presentata l'implementazione di un simulatore non lineare a sei gradi di libertà. Il simulatore include un modello dell'algoritmo GNC interfacciato con il modello della dinamica del lanciatore, ed è impiegato nella verifica della robustezza del controllo tramite analisi Monte Carlo.