State-space non-linear modeling of a reusable liquid-propellant space launch vehicle in landing phase

Over the last decade, the enormous increase in the number of space launches per year demanded for more performing launch vehicles. The reusability feature both allowed the cost per mission to be greatly reduced, and generated more complex control problems to be faced. This thesis aims to develop a non-linear dynamic model for the simulation of a reusable liquid-propellant single-stage space launch vehicle during a retro-propulsive vertical landing phase, from engine's ignition to touchdown. The mathematical model is implemented in Matlab/Simulink and it incorporates propulsion, aerodynamics, fuel consumption, time-varying inertia and center of mass properties, Thrust Vectoring Control (TVC) dynamics, and fuel sloshing. The target complexity for the dynamic model was chosen as a trade-off between simulation-oriented and control-oriented models: while being accurate enough for simulations, it may be easily reduced to simpler models for control purposes. A sensitivity analysis was performed on the model to identify the most sensible model parameters that are more likely to be uncertain and/or that most affect the dynamic behaviour of the system. Globally, the simulation model provides a useful reference for a reusable space launch vehicle's dynamics analysis, control law design and overall design.

L'enorme incremento di lanci spaziali annuali nell'ultimo decennio ha messo in luce la necessità di nuovi, più performanti veicoli. L'avvento dei razzi riutilizzabili ha permesso una drastica riduzione del costo per missione, ma ha anche portato a più complessi problemi di controllo da affrontare. L'obiettivo di questa tesi è lo sviluppo di un modello dinamico non-lineare volto alla simulazione di un vettore/lanciatore spaziale riutilizzabile, alimentato a propellente liquido e composto da un singolo stadio, relativamente alla sola fase di atterraggio verticale controllato. Il modello matematico è stato implementato tramite Matlab/Simulink, e include gli effetti di propulsione, aerodinamica, consumo di propellente, variazione delle proprietà inerziali e del centro di massa, dinamica del sottosistema di Thrust Vectoring Control (TVC), e sciabordio del carburante liquido. La complessità scelta per il modello è un compromesso tra modelli orientati alla simulazione e al controllo; pur essendo sufficientemente sofisticato da giustificarne l'utilizzo in simulazioni, potrà facilmente essere ridotto a più semplici modelli orientati al controllo. Un'analisi di sensitività eseguita sul sistema ha permesso di identificare i parametri di modello più critici, ossia che sono più probabilmente soggetti ad incertezza e/o che maggiormente influenzano l'evoluzione dinamica del veicolo. Globalmente, il modello dinamico sviluppato in questa tesi costituisce un utile riferimento per l'analisi dinamica, la progettazione di algoritmi di controllo e progettazione generale di un lanciatore spaziale riutilizzabile.