NASA HL-20升力体机身
介绍
本案例研究机型NASA HL-20升力体，低成本的补充航天飞机轨道器的机身。的HL-20是无动力的，但该模型包括机身和控制器。
对于大多数飞行控制设计，机身，或植物模型，需要建模，仿真和分析。理想情况下，机体应迅速模仿，重复使用的块或模型结构，减少验证时间，并留下可用于控制设计更多的时间。在这项研究中，航天模块库™软件有效的HL-20机身的模型部分。的剩余部分，包括空气动力系数的计算，建模与Simulink的万博1manbetx®软件。本案例研究考察的气动数据是如何在模型中使用的HL-20机身模型和风格。
NASA HL-20升力体
在HL-20，又称人事发射系统（PLS），是升力体再入飞行器设计，以配合航天飞机轨道器。它最初是作为往返近地轨道一个低成本的解决方案。它可以携带多达10人，并在有限的货物[1]。
的HL-20提升体可以通过用助推火箭垂直启动它或者通过在航天飞机轨道飞行器的有效载荷舱运输它要么被放置在轨道上。在HL-20升力体deorbits使用小板载推进系统。其再入轮廓是鼻子第一，水平和无动力。
在HL-20提升的顶前视图机构（图片：NASA兰利）
在HL-20的设计有很多好处：
登陆和启动之间的快速周转降低了运营成本。
在HL-20具有优异的飞行安全。
它可以在飞机跑道上降落传统。
为HL-20的潜在用途包括：
搁浅的宇航员轨道救援
国际空间站机组人员交流
观察团
卫星飞行任务中
虽然HL-20方案是当前不活动，从HL-20试验的空气动力学数据正在在当前NASA项目中使用[2]。
的HL-20机身和控制器型号
您可以通过输入打开HL-20的机身和控制器模型aeroblk_HL20在MATLAB®命令行。
模型假设和限制
对于HL-20提升体的空气动力的初步数据从NASA文件TM4302采取[1]。
机身模型包含几个关键假设和限制：
机身被假定为刚性的，并且具有恒定的质量，重心，和惯性，因为该模型仅代表一个任务的无动力再入部。
HL-20被认为是一个左右对称的车辆。
压缩（马赫）的影响被认为是可以忽略不计。
控制效力被假定为与偏转角与非线性攻角和线性变化。控制有效性不依赖于侧滑角。
非线性六度的自由度气动模型是的HL-20的早期版本的表示。因此，该模型并不打算为HL-20的后续版本的现实性能仿真。
典型的机身模型由多个组件，如
运动方程
环保车型
空气动力系数，力和力矩的计算
的HL-20模型的机身子系统包含五个子系统，其模型的典型机身部件：
-
HL-20机身子系统
6DOF（欧拉角）子系统
6自由度（欧拉角）子系统包含用于机身运动的六度的自由度方程。在6DOF（欧拉角）子系统，身体姿态在时间使用欧拉角表示传播。该子系统是运动块的从航天模块组库中的方程中的一个。四元数的表示也可以。查看6DOF（欧拉角）和6DOF（四元）阻止对这些块的详细信息参考页。
环保车型子系统
环境模型子系统包括以下子系统和模块：
该WGS84引力模型模块实现了世界大地坐标系（WGS84）的地心等电位椭球的数学表达式。
查看WGS84引力模型块参照页面此块的更多信息。
所述COESA大气模型块实现了1976委员会扩展到标准大气（COESA）为绝对温度，压力，密度，和声音的速度标准大气压下的值的数学表示，给定了输入的位势高度。
查看COESA大气模型块参照页面此块的更多信息。
风模型子系统包含以下模块：
风切变模型块增加了风切变到模型中。
查看风切变模型块参照页面此块的更多信息。
离散风力模型块实现了标准“1 - 余弦”的阵风形状。
查看离散阵风模型块参照页面此块的更多信息。
所述德赖登风湍流模型（连续）块使用德赖登频谱表示通过适当形成的过滤器通过带限白噪声紊流添加到航天模型。
查看德莱顿风湍流模型（连续）块参照页面此块的更多信息。
环境模型实现标准的引用，如美国标准大气压，1976年中数学表达式。
在HL-20机身型号环保车型
风机型在HL-20机身型号
α，β，马赫子系统
α，β，马赫子系统计算所需的空气动力系数计算和查找附加参数。这些额外的参数包括：
马赫数
入射角（
）空速
动态压力
α，β，马赫子系统校正风速的车体速度和修正身体率风角加速度。
附加已计算参数HL-20机体模型（α，β，马赫子系统）
空气动力系数子系统
气动系数子系统包含用于计算六个气动系数气动数据和方程，其被实现为在参考[1]。这六个空气动力系数随之而来。
| CX | 轴向力系数 |
| Cÿ | 侧向力系数 |
| Cž | 常规动力系数 |
| C升 | 滚动力矩系数 |
| C米 | 俯仰力矩系数 |
| Cñ | 偏航力矩系数 |
地面和起落架效果并不包括在这个模型中。
每个这些系数的贡献在子系统（体速率，致动器的增量，和基准）来计算，然后相加，并传给的力和力矩子系统。
空气动力系数的HL-20机身型号
空气动力学数据是从风洞试验聚集，主要是对HL-20的初步亚音速空气动力学模型的比例模型。对数据进行曲线拟合，而大部分的空气动力系数的由攻击和侧滑角的角度的多项式函数描述。深入可在参考文献中找到关于空气动力数据和所述数据简缩的信息[1]。
包含在多项式函数aeroblk_init_hl20.m文件被用来计算查找由模型的预载功能使用的表。查找表代替多项式函数。根据不同的顺序和执行功能的上，使用查找表可以比在与功能每个时间步长重新计算的值更有效。为了进一步提高效率，最表被实现为PreLook式索引搜索和插值（正d）使用PreLook式块。这些块提高性能最当该模型具有多个具有相同断点表。这些块减少的次数模型来搜索在给定的时间步断点数目。一旦表由预载功能填充，空气动力系数可以被计算。
对于计算这六个空气动力系数的等式三个子系统之间的划分：
求和基准系数，机体速率阻尼，和致动器增量子系统输出而产生用于计算机身力和力矩的六个空气动力系数[1]。
基准系数子系统。所述基准系数子系统计算系数，而不控制表面偏转的基本配置。这些数据仅系数对身体的入射角依赖。
身率阻尼子系统。动态运动衍生物被计算在机体速率阻尼子系统。
执行器增量子系统。查找表确定由于在致动器递增子系统控制表面偏转的增量变化的系数。可用的控制表面包括对称机翼襟翼（电梯），差分襟翼（副翼），正体襟翼，负体襟翼，差分体襟翼，和全可动舵。
力和力矩子系统。力和力矩子系统计算体力和身体的瞬间作用于有关重心的机身。这些力和力矩取决于空气动力系数，推力，动压和参考机体参数。
完成模型
这些子系统，你已经研究完成HL-20的机身。在飞行控制设计过程的下一步骤是分析，修剪，以及线性化HL-20机身，使得飞行控制系统可被设计为它。你可以看到一个自动着陆飞行控制的一个例子中的HL-20机身aeroblk_HL20例。
参考
[1]杰克逊，E. B.，和C. L.克鲁兹，“初步亚音速气动模型对HL-20提升体，仿真研究” NASA TM4302（1992年8月）。
该文件包含在HL-20升力体。压缩文件从MATLAB中心。
[2] Morring，F.，Jr。的“ISS`救生艇”研究包括ELVS，”航空周刊与空间技术（五月二十日，2002年）。
其他信息关于HL-20升力体
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