Bu tədqiqat, helium balonunun altında asılmış relsli buraxıcıdan raketin atıldığı “rockoon” sistemində azimut istiqamətinin Control Moment Gyroscope (CMG) istifadə edilərək idarə olunub-olunmadığını və sərbəst yüksəliş zamanı buraxıcının duruş dinamikasının necə dəyişdiyini eksperimental olaraq araşdırır. Tədqiqatçılar üç fiziki model raket buraxılışı həyata keçirmiş, balonun tether bağlantılarını müvəqqəti olaraq sərbəst buraxaraq təxminən yeddi saniyəlik sərbəst yüksəliş yaratmış və bu proses zamanı raketi 60° maili üç metrlik relsdən işə salmışdır. Üç buraxılışda alışma anındakı azimut xətaları hədəfə görə müvafiq olaraq −3,2°, +6,6° və −2,0° olmuşdur; buna görə alışma anındakı mütləq xəta bütün təcrübələrdə 7°-nin altında qalmışdır. Bununla birlikdə N2 buraxılışında sərbəst buraxmadan relsdən ayrılmaya qədər olan intervalda maksimum azimut xətası 8,3°-yə çatmışdır.

Təcrübə real stratosferik rockoon missiyası deyil. İstifadə olunan plastik helium balonunun diametri 4,5 m-dir və təxminən 493 N xalis qaldırma qüvvəsi təmin edir. Sistem sərbəst buraxıldıqda təxminən 1,3 m/s sürətlə yüksəlmiş, lakin 36,9 m-lik tether sistemi səbəbindən sərbəst yüksəliş təxminən yeddi saniyə ilə məhdudlaşdırılmışdır. Balonun və raketin maksimal hündürlüyü təcrübə boyunca 150 metrdən aşağı saxlanılmışdır. Tədqiqatın məqsədi yüksək irtifa performansı göstərməkdən daha çox, yer bağlantısının müvəqqəti olaraq aradan qaldırıldığı real balon asqısında buraxıcı duruşunun və CMG azimut idarəsinin davranışını ölçməkdir.

Buraxıcıda roll və yaw oxlarında eyni vaxtlı salınımlar müşahidə edilmişdir. Koordinat sistemi buraxılış relsinin əsas ətalət oxlarına çevrildikdə bu davranışın real azimut sapmasından çox rels oxu ətrafında fırlanma salınımı olduğu görülmüşdür. Tədqiqatçılar bu səbəbdən roll–yaw əlaqələnməsinin raketin buraxılış istiqamətinə mühüm töhfə vermədiyini qiymətləndirirlər. Buna qarşılıq raket rels üzərində irəliləyərkən sürtünmə ilə əlaqəli pitch-up təsiri ölçülmüş; N2 buraxılışında 3,2°, N3-də təxminən 1° pitch-up qeydə alınmışdır.

İkiqat sarkaç modelinin tezlik analizi bağlı vəziyyətdə ölçülən birinci modu təxminən %2 dəqiqliklə yenidən yaratmışdır. İkinci modda isə birbaşa ölçülən həndəsədən istifadə edən model tethered vəziyyətdə ölçülən tezliyi təxminən %29, sərbəst yüksəlişdə isə təxminən %18 aşağı qiymətləndirmişdir. Effektiv \(l_2\) uzunluğu fitting parametri kimi böyüdüldükdə ikinci mod təxminən %1 daxilində yenidən yaradıla bilmişdir. Müəlliflər bu effektiv uzunluq artımını balon altında istifadə olunan dörd asqı telinin bağlantı nöqtələrinin vinç qarmağına görə daha yumşaq məhdudiyyət yaratması ilə əlaqələndirirlər.

Türkiyə baxımından: Tədqiqat Türkiyədəki universitet və tədqiqat qruplarının balon əsaslı atmosferik təcrübə platformaları, kiçik raketlər, asılı yük idarəsi və ya yüksək irtifa buraxılış texnologiyaları üzərində həyata keçirə biləcəyi araşdırmalar üçün faydalı eksperimental metod nümunəsi təqdim edir. Xüsusilə balon–buraxıcı mexaniki bağlantısının azimut idarəsi ilə pitch və sarkaç hərəkətlərindən ayrıca qiymətləndirilməli olduğunu göstərir. Lakin bu məqalədəki üç aşağı irtifa təcrübəsi Türkiyədə real yüksək irtifa rockoon əməliyyatının uçuş təhlükəsizliyini, trayektoriya dəqiqliyini, hava məkanı uyğunluğunu və ya sertifikasiya tələblərini təsdiqləmir; bunların ayrıca real missiya miqyasında araşdırılması lazımdır.

Rockoon nədir və niyə balondan raket buraxılır?

“Rockoon” ingiliscə rocket və balloon sözlərinin birləşməsindən yaranan və raketin balondan buraxıldığı sistemi ifadə edən termindir. Tədqiqatın giriş bölməsinə görə rockoon yanaşmasının əsas məqsədi raketi atmosferin daha seyrək və təzyiqin daha aşağı olduğu yüksək irtifaya daşıyaraq aerodinamik sürüklənməni, atmosfer təzyiqi itkisini və yerdən buraxılışdakı bəzi cazibə itkilərini azaltmaqdır.

Mənbə təxminən 20 km hündürlükdə atmosfer sıxlığının dəniz səviyyəsinin təxminən %7-si olduğunu bildirir. Bu fiziki üstünlük real rockoon sistemlərinin motivasiyasını izah edir; lakin mövcud təcrübə 20 km-də həyata keçirilməmişdir. Tədqiqatdakı fiziki buraxılışlar 150 metrdən aşağı aparılmış dinamika və idarə doğrulamasıdır.

Bu tədqiqat əvvəlki vinç təcrübəsindən necə fərqlənir?

Tədqiqat qrupu əvvəllər eyni əsas CMG ilə idarə olunan relsli buraxıcını balon əvəzinə vinçdən asaraq sınaqdan keçirmişdi. Vinç təcrübəsində yuxarı asqı nöqtəsi təxminən sabit olduğundan sistem klassik sarkaç kimi davranırdı. Real rockoon sistemində isə balonun özü hərəkət edə bilər və asqı nöqtəsinin dinamik məhdudiyyəti dəyişir.

Yeni tədqiqatın əsas töhfəsi, dörd tether telinin müvəqqəti sərbəst buraxılması ilə balon və buraxıcının həqiqətən sərbəst yüksəlməsinə icazə verilməsi və raketin bu şəraitdə işə salınmasıdır. Beləliklə sabit vinç qarmağının və ya yerə bağlı balonun təmin edə bilməyəcəyi daha yumşaq asqı sərhəd şərti eksperimental olaraq araşdırılmışdır.

CMG azimut idarəsi necə işləyir?

Control Moment Gyroscope, fırlanan momentum çarxının bucaq momentumu istiqamətini dəyişdirərək quruluşa tork ötürə bilən giroskopik sistemdir. Tədqiqatın 4. səhifəsindəki Şəkil 1-də istifadə olunan cihazda üfüqi qolun iki ucunda bir-birinə əks istiqamətdə fırlanan iki momentum çarxı vardır. Çarx oxları gimbal mexanizmi ilə əyildikdə şaquli bucaq momentumu komponentləri eyni istiqamətdə toplanır və buraxıcı bunun əks istiqamətində azimut hərəkəti edir.

Mənbədə buraxıcının bucaq sürəti:

\[ \Omega= 2\frac{I_d}{I_L}\omega\sin\theta \]

şəklində ifadə olunur. Burada \(I_d\) tək bir CMG rotorunun ətalət momentini, \(I_L\) buraxıcının şaquli ox ətrafındakı ətalət momentini, \(\omega\) momentum çarxının fırlanma sürətini və \(\theta\) gimbal meyl bucağını təmsil edir.

Buraxıcıya tətbiq olunan azimut torku isə:

\[ M= 2I_d\omega\cos\theta\,\dot{\theta} \]

münasibəti ilə verilir. Denklem \(\theta=90^\circ\) olduqda \(\cos\theta=0\) səbəbindən gimbal hərəkətinin əlavə azimut torku yarada bilmədiyini göstərir. Mənbə bu vəziyyəti CMG saturation kimi müəyyən edir.

Təcrübədə CMG çarxlarının bucaq sürəti 135 rad/s, yəni təxminən 1290 rpm-dir. Hər rotorun ətalət momenti \(3,286\times10^{-3}\) kg·m², buraxıcının şaquli ox ətalət momenti isə 1,223 kg·m² olaraq verilmişdir.

“Aktiv azimut idarəsi” avtonom idarə anlamına gəlirmi?

Xeyr. Tədqiqatda mexaniki olaraq aktiv CMG idarə sistemi istifadə olunsa da, azimut əmri qapalı çevrimli avtonom uçuş kompüteri tərəfindən verilməmişdir. Buraxıcı operatorun radio idarəetməsi ilə CMG-ni manual yönləndirməsi nəticəsində hədəf azimuta çevrilmişdir.

N1 buraxılışının hədəfi maqnit 265°, N2 və N3-ün hədəfi maqnit 180° kimi müəyyən edilmişdir. Tether telləri buraxıldıqdan sonra da operator alışmaya qədər CMG sistemini yönləndirməyə davam etmişdir.

Balon və asqı sistemi necə quruldu?

Tədqiqatın 5. səhifəsindəki Şəkil 3 təcrübədə istifadə olunan real rockoon quruluşunu göstərir. Heliumla doldurulmuş plastik balonun diametri 4,5 m-dir. Balonun altında kvadrat formalı sərt çərçivə, onun altında dörd asqı teli və daha aşağıda CMG ilə relsli buraxıcı yerləşir.

CMG-nin yuxarı bağlantısında bir swivel istifadə edilmişdir; beləliklə azimut istiqamətində balonun özünü döndərmək məcburiyyəti olmadan buraxıcının dönməsinə icazə verilmişdir.

Buraxılış necə həyata keçirildi?

Balon başlanğıcda dörd tether teli ilə yerə bağlı saxlanılmışdır. Operator CMG sistemindən istifadə edərək buraxıcını hədəf azimuta yönləndirmiş, hava və yer təhlükəsizliyi vizual olaraq təsdiqləndikdən sonra dörd tether eyni vaxtda sərbəst buraxılmışdır.

Balon və buraxıcı sərbəst yüksəlişə başladıqdan təxminən üç saniyə sonra raket mühərrikinin alışma sistemi uzaqdan işə salınmışdır. Rocket relsdən çıxdıqdan sonra tether telləri yenidən tutulmuş və balonun yüksəlişi dayandırılmışdır. Buna görə real sərbəst yüksəliş yalnız təxminən yeddi saniyə davam etmişdir.

Təcrübə real yüksək irtifa rockoon buraxılışı idimi?

Xeyr. Tədqiqatın araşdırma sualı yüksək irtifadakı mühərrik performansını deyil, sərbəst balon asqısının buraxıcı duruşuna təsirini araşdırmaqdır.

Təcrübə sahəsində tether sistemi balonun hündürlüyünü 150 metrdən aşağı məhdudlaşdırmış və raketin apogeyi də 150 metrdən aşağı qalmışdır. Mənbə bu şəraitdə təcrübə üçün Yaponiya aviasiya orqanından ayrıca icazə və ya bildiriş tələb olunmadığını bildirir.

Bu səbəbdən tədqiqatın girişində izah edilən təxminən 20 km irtifaya məxsus sıxlıq və mühərrik üstünlükləri təcrübənin özündə doğrulanmış performans nəticələri deyil; real rockoon sistemlərinin nəzəri/tətbiqi motivasiyasıdır.

Hansı raket istifadə edildi?

Təcrübədə üç ayrı Spitfire PML 30385 model raket gövdəsi istifadə edilmişdir. Raketin diametri 76 mm, hündürlüyü 1288 mm və kütləsi 1,16 kg-dır. G69N-P mühərrikinin orta itələməsi mənbədə 80 N kimi verilmişdir. Raketdə üç sabit quyruq qanadı var və mühərrik itki istiqaməti tənzimlənə bilmir.

Duruş ölçümü necə aparıldı?

Üç nöqtəyə altı oxlu ətalət sensoru yerləşdirilmişdir: raket gövdəsi, buraxılış relsinin ucu və CMG-nin yuxarı hissəsi. Sensorlar üç oxda xətti ivməni və üç oxda bucaq sürətini ölçür.

Təcrübə üçün xətti ivmə ölçmə aralığı ±4 g, yəni təxminən ±40 m/s²; giroskop aralığı ±500°/s seçilmişdir. Raket mühərrikinin yanması zamanı xətti ivmə sensoru yuxarı həddə çatmış, lakin duruş bucaqları xətti ivmədən deyil, giroskop bucaq sürətinin integralından çıxarıldığı üçün tədqiqatçılar bu saturation-un duruş rekonstruksiyasına təsir etmədiyini bildirirlər.

Duruş bucağı mənbədə:

\[ \theta=\int(\omega+b)\,dt \]

şəklində hesablanmışdır. Burada \(\omega\) giroskopun ölçdüyü bucaq sürətini, \(b\) isə sensor ofsetinə bağlı drift-i aradan qaldırmaq üçün müəyyən edilən bias düzəltmə terminini təmsil edir.

Bias dəyəri buraxılışdan əvvəlki 60 saniyəlik pəncərədə inteqrasiya olunmuş bucağın xalis drift göstərməməsini təmin edəcək şəkildə hesablanmışdır. Sensor və oxa görə təxmin edilən bias 0,01–0,5°/s aralığındadır. Mənbə düzəlişdən sonra qalan bias-ın təxminən 0,05°/s altında və 30 saniyəlik analiz müddətində yığılmış duruş bucağı xətasının təxminən 1,5°-dən kiçik olduğunu təxmin edir.

Sensor saatları necə uyğunlaşdırıldı?

Üç sensorun müstəqil saatları olduğu üçün məlumatlar təcrübədən sonra sinxronlaşdırılmışdır. Buraxılışdan əvvəlki ortaq sarkaç hərəkəti və raketin relsdən çıxdığı andakı kəskin siqnal dəyişiklikləri zaman uyğunlaşdırması üçün istifadə edilmişdir.

100 Hz təcrübələrində qalan zaman sinxronizasiya xətasının təxminən bir nümunələmə intervalı, yəni 0,01 saniyə daxilində olduğu təxmin edilir. Bu müddət tədqiqatın qiymətləndirdiyi 1,5 saniyə və ya daha uzun sarkaç periodlarına görə kiçikdir.

Üç buraxılışın məlumat keyfiyyəti eyni idimi?

Xeyr. İlk təcrübə N1-də bütün sensorlar 10 Hz ilə işləmışdir. Mənbə daha sonra bu nümunələmə sürətinin təxminən 0,4 saniyəlik rels üzərində irəliləmə prosesini ətraflı həll etmək üçün yetərsiz olduğunu müəyyən etmişdir.

Bu səbəbdən məqalənin ətraflı kəmiyyət dinamik analizi N2 və N3-ün 100 Hz qeydlərinə əsaslanır. N1 daha çox ümumi davranışın keyfiyyət doğrulaması üçün istifadə edilmişdir.

Azimut idarəsi üç buraxılışda nə qədər uğurlu oldu?

Alışma anındakı hədəf azimut xətası üç təcrübənin hamısında mütləq olaraq 7°-nin altında qalmışdır. N1-də xəta −3,2°, N2-də +6,6° və N3-də −2,0°-dir.

Bununla birlikdə “7° daxilində” ifadəsi bütün sərbəst yüksəliş intervalına genelləşdirilməməlidir. N2-nin tether buraxılmasından relsdən ayrılmaya qədər hesablanan maksimum xətası 8,3°-dir.

Maksimum və RMS azimut xətaları nə idi?

N1-in pitch-up bucağı 10 Hz nümunələmə səbəbindən qiymətləndirilməmişdir. Bu vəziyyət Table 3-də açıq şəkildə N/A olaraq göstərilir.

Roll və yaw niyə birlikdə salınır?

N2 və N3 ölçmələrində roll və yaw bucaqları eyni zamanlarda pik edən sinxron salınımlar göstərmişdir. İlk baxışda yaw-dakı bu dəyişiklik real azimut istiqamətinin salınması kimi şərh oluna bilər.

Tədqiqatçılar rels sensoru ölçmələrini relslə uyğunlaşdırılmış \(x_r y z_r\) koordinat sisteminə çevirdikdə salınımın \(x_r\), yəni rels oxu ətrafındakı roll istiqamətində olduğunu; real \(z_r\) yaw istiqamətində eyni salınımın görünmədiyini göstərmişdir.

Mənbə bunu buraxıcının ən kiçik ətalət momentinə malik əsas oxunun təxminən rels istiqaməti ilə üst-üstə düşməsi səbəbindən yaranan sərt cisim fırlanma hərəkəti kimi şərh edir. Buna görə müşahidə olunan roll–yaw coupling-in raketin buraxılış istiqamətini eyni böyüklükdə dəyişən real azimut salınımı olmadığı nəticəsinə gəlinir.

Buraxıcı quruluşu əyilmiş ola bilərmi?

Üçüncü buraxılışda rels sensoru ilə CMG üzərindəki sensorun pitch, yaw və roll qeydləri müqayisə edilmişdir. İki sensorun əyriləri ümumilikdə bir-birinə paralel və yaxın irəliləmişdir.

Raket relsdən təxminən 0,4 saniyədə ayrıldıqda rels sensorunun inteqrasiya olunmuş bucağında, xüsusilə yaw oxunda təxminən 7°-lik sabit offset yaranmışdır. Müəlliflər bunun fiziki quruluş deformasiyası deyil, yükün qəfil sərbəst qalması zamanı bucaq sürəti inteqrasiyasında yaranan xəta olduğunu bildirirlər. Rels və CMG bucaq sürətlərinin sonradan bir-birinə paralel qalması və təcrübədən sonra quruluşda qalıcı deformasiya olmaması bu şərhi dəstəkləyir.

Alışma zamanı pitch-up niyə yaranır?

Raket mühərriki işə düşdükdən sonra vasitə təxminən 0,4 saniyə boyunca buraxılış relsi üzərində sürüşür. Bu vaxt raketlə rels arasındakı sürtünmə, xüsusilə mühərrik itki oxu rels istiqaməti ilə tam uyğun olmadıqda, buraxıcı üzərində pitch momenti yarada bilər.

N2-də 3,2° pitch-up, N3-də isə təxminən 1° ölçülmüşdür. Tədqiqatçılar əvvəlki mexaniki modellərinə əsaslanaraq N2-dəki 3,2° pitch-up-ı təxminən 1,9°-lik mühərrik itki oxu uyğunsuzluğu ilə izah edirlər.

Bu 1,9° dəyəri birbaşa ölçülmüş mühərrik hizasızlığı deyil. Ölçülən pitch-up hərəkətindən və əvvəlki modeldən çıxarılan nəticədir.

Niyə ikiqat sarkaç modeli istifadə olunur?

Balondan aşağı sallanan sistem tək bir nöqtəvi kütlədən ibarət deyil. Yuxarı asqı teli birinci hərəkət sərbəstliyini, öz kütlə paylanmasına və ətalət momentinə malik uzun buraxıcı gövdə isə ikinci hərəkət sərbəstliyini yaradır. Bu səbəbdən sistem tək sarkaç əvəzinə iki modlu ikiqat sarkaç bənzəri quruluş göstərir.

Mənbənin 4. səhifəsindəki Şəkil 2 çəkisiz asqı teli və sərt çubuqla sadələşdirilmiş modeli göstərir. Euler–Lagrange tənliklərindən iki öztezlik əldə edilir.

Modelin öztezlikləri mənbədə:

\[ \omega= \sqrt{ \frac{mg}{2Il_1} \left[ (l_1+l_2)l_2+\frac{I}{m} \pm \sqrt{ \left((l_1+l_2)l_2+\frac{I}{m}\right)^2 -4l_1l_2\frac{I}{m} } \right] } \]

şəklində ifadə edilmişdir. İki həll \(\omega_1\) və \(\omega_2\), müvafiq olaraq birinci və ikinci mod öztezliklərini təmsil edir.

Mod formasının iki bucaq amplitudu arasındakı nisbəti:

\[ \frac{\Theta_1}{\Theta_2} = \frac{l_2\omega^2} {g-l_1\omega^2} \]

ilə müəyyən edilmişdir.

Bağlı vəziyyətdə FFT nə göstərdi?

İkinci buraxılışdan əvvəl balon tether ilə sabit vəziyyətdəykən 10 saniyəlik duruş qeydi üzərində FFT tətbiq edilmişdir. Pitch və rels oxlarının hər ikisində iki aydın tezlik zirvəsi görülmüşdür; bu nəticə sistemin ikiqat sarkaç modeli ilə təmsil edilməsini dəstəkləmişdir.

Figure 13-də tethered vəziyyətdə eksperimental birinci mod tezliyi 0,197 Hz, ikinci mod tezliyi isə 0,886 Hz olaraq verilir.

Sərbəst yüksəlişdə birinci mod həqiqətən ortadan qalxdımı?

Mövcud məlumat bunu qəti şəkildə göstərmir. Sərbəst yüksəliş yalnız təxminən yeddi saniyə sürdüyü və FFT analizi təxminən beş saniyəlik pəncərə istifadə etdiyi üçün təxminən 0,2 Hz altındakı tezliklər həll edilə bilmir.

Sərbəst yüksəlişdə ölçülə bilən zolaqda birinci mod görünməmişdir; lakin mənbə bunun iki mümkün izahını ayırır: mod həqiqətən itmiş ola bilər və ya bütün balon–buraxıcı sisteminin daha uzun periodlu hərəkətinə çevrilərək 0,2 Hz-in altına sürüşmüş ola bilər.

Bu səbəbdən “sərbəst uçuş birinci modu ortadan qaldırdı” şəklində qəti nəticə mənbə tərəfindən dəstəklənmir. Daha uzunmüddətli sərbəst balon təcrübəsi zəruridir.

İkiqat sarkaç modeli tezlikləri nə qədər doğru proqnozlaşdırdı?

Tədqiqatın 14. səhifəsindəki Figure 13 eksperimental tezlikləri birbaşa ölçülən həndəsədən istifadə edən model və fitted-\(l_2\) modeli ilə müqayisə edir.

Birinci tethered mod üçün 0,197 və 0,201 Hz dəyərləri təxminən %2 fərq daxilindədir. İkinci modda isə birbaşa həndəsi model aydın şəkildə aşağı qalır.

Niyə l₂ dəyərini böyütmək lazımdır?

Modeldə \(l_2\), buraxıcının asqı nöqtəsindən kütlə mərkəzinə olan həndəsi məsafədir. Ölçülən dəyər raket buraxılmadan əvvəl 0,483 m, raket ayrıldıqdan sonra isə 0,378 m-dir.

İkinci modu eksperimental tezliyə yaxınlaşdırmaq üçün fitted \(l_2\) tethered vəziyyətdə 0,90 m, sərbəst yüksəlişdə 0,55 m kimi istifadə edilmişdir. Bunlar ölçülən uzunluqların təxminən 1,9 və 1,5 qatıdır.

Tədqiqatçılar bu artımı real buraxıcının fiziki olaraq uzanması kimi şərh etmirlər. Fitted \(l_2\), balon altındakı dörd asqı telinin bağlantılarının ideal sabit pivot qədər sərt olmamasının dinamik təsirini təmsil edən effektiv parametrdir.

Tədqiqatın dəstəklədiyi nəticələr

• CMG əsaslı azimut idarə sistemi təxminən yeddi saniyəlik sərbəst balon yüksəlişi zamanı işlədilə bilmişdir.
• Üç fiziki raket buraxılışının hamısında alışma anındakı azimut xətasının mütləq dəyəri 7°-nin altında qalmışdır.
• N2 və N3-də 100 Hz duruş məlumatları ilə balonun sərbəst yüksəlişi və relsdən ayrılma dinamikası ölçülə bilmişdir.
• Roll və yaw qeydlərində görünən eyni vaxtlı salınım rels oxuna çevrilən koordinat sistemində əsasən rels ətrafındakı roll hərəkəti ilə izah edilmişdir.
• Raketin rels üzərində irəliləməsi zamanı pitch-up davranışı yenidən müşahidə edilmişdir.
• Tethered vəziyyətdə ikiqat sarkaç modelinin birinci mod tezliyi eksperimental dəyəri təxminən %2 daxilində yenidən yaratmışdır.
• İkinci modun eksperimental tezliyinə çatmaq üçün balon asqısının yumşaq sərhəd şərtlərini təmsil edən daha böyük effektiv \(l_2\) dəyərləri lazım olmuşdur.
• Sərbəst yüksəlişdə birinci mod 0,2 Hz və üzərindəki ölçülə bilən FFT zolağında görünməmişdir.

Tədqiqatın dəstəkləmədiyi və ya sınaqdan keçirmədiyi nəticələr

• Təcrübə stratosferik irtifadan operativ rockoon buraxılışını təsdiqləməmişdir.
• 20 km irtifada aerodinamik sürüklənmə və ya raket mühərriki performans artımı bu təcrübədə ölçülməmişdir.
• CMG azimut idarəsi qapalı çevrimli avtonom idarə alqoritmi kimi sınaqdan keçirilməmişdir; sistem radio idarəetməsi ilə manual yönləndirilmişdir.
• Üç təcrübədən bütün hava şəraitləri və ya tam miqyaslı rockoon sistemləri üçün ümumi azimut dəqiqliyi çıxarıla bilməz.
• Azimut xətasının bütün sərbəst buraxma–relsdən ayrılma intervalında həmişə 7° altında qaldığı göstərilməmişdir; N2-nin maksimum xətası 8,3°-dir.
• Sərbəst yüksəliş zamanı birinci sarkaç modunun fiziki olaraq tamamilə ortadan qalxdığı sübut edilməmişdir; mod 0,2 Hz altına sürüşmüş ola bilər.
• Fitted \(l_2\) dəyərləri real tel və ya quruluş uzunluğunun fiziki ölçümü deyil.
• N2 üçün çıxarılan təxminən 1,9° mühərrik itki hizasızlığı birbaşa ölçülmüş mühərrik xüsusiyyəti deyil.
• Orbitə yük yerləşdirmə, orbital injection accuracy və ya real operativ uçuş təhlükəsizliyi bu üç aşağı irtifa təcrübəsi ilə doğrulanmamışdır.
• Uzunmüddətli sərbəst balon uçuşunda aşağı tezlikli sarkaç hərəkəti ölçülməmişdir.

Tədqiqatın Metodu və Nəticələri

Təcrübə dizaynının əsas məntiqi

Təcrübə buraxıcının əvvəlcə yerə bağlı, daha sonra qısamüddətli sərbəst balon asqısında olmasını təmin edərək sərhəd şərtindəki dəyişikliyi birbaşa eyni sistem üzərində yaratmışdır. Beləliklə vinç təcrübəsində mövcud olan sabit yuxarı pivot ilə real balon asqısındakı hərəkətli yuxarı sərhəd arasındakı fərq araşdırıla bilmişdir.

Raketin alışması tether telləri buraxıldıqdan təxminən üç saniyə sonra edilmiş, buraxılışdan sonra tellər yenidən tutulmuş və sərbəst yüksəliş təxminən yeddi saniyə ilə məhdudlaşdırılmışdır.

CMG parametrləri və idarə sərhədi

Hər CMG momentum çarxının ətalət momenti \(3,286\times10^{-3}\) kg·m² və nominal sürəti təxminən 1290 rpm-dir. Gimbal hərəkəti ±90°-yə qədər mümkündür. Nəzəri tork tənliyindəki \(\cos\theta\) termini səbəbindən 90° gimbal bucağında sistem saturation vəziyyətinə çatır.

Bu tədqiqat CMG-nin qapalı çevrim idarə qazancını və ya avtomatik hədəf izləmə alqoritmini qiymətləndirməmişdir; insan operatorun radio idarəetməsi ilə yönləndirdiyi mexaniki idarə səlahiyyətini eksperimental olaraq sınaqdan keçirmişdir.

Sensor koordinat çevrilməsi

Rels və raket sensorları üfüqə görə 60° maili olduğundan ölçülən \(x_r\) və \(z_r\) komponentləri CMG sensorunun koordinat sisteminə çevrilmişdir:

\[ \begin{pmatrix} \omega_{x_r}\\ \omega_{z_r} \end{pmatrix} = \begin{pmatrix} \cos\theta_e & \sin\theta_e\\ -\sin\theta_e & \cos\theta_e \end{pmatrix} \begin{pmatrix} \omega_x\\ \omega_z \end{pmatrix} \]

Burada \(\theta_e=60^\circ\) buraxılış relsinin yüksəliş bucağıdır. Çevrilmiş bucaq sürətləri daha sonra bias düzəlişi ilə inteqrasiya edilərək duruş bucaqları əldə edilmişdir.

İkinci buraxılışda raket davranışı

N2 raketinin translasiya ivməsi mühərrik yanması zamanı ±40 m/s² sensor həddini aşmışdır. Mühərrik yanmasından sonra ivmə yenidən ölçmə aralığına qayıtmış və raket təxminən 7,9–8,0 saniyə civarında yerə çatmışdır.

Duruş qeydləri raketin relsdən ayrıldıqdan sonra təxminən sabit roll sürəti ilə döndüyünü və mənbə müşahidəsinə görə mühüm istiqamət sapması göstərmədən uçduğunu bildirir. Bu nəticə yalnız aşağı irtifalı model raket uçuşu ilə məhduddur.

Relsdən ayrılma anı

N2-də raket alışmadan təxminən 0,4 saniyə sonra relsin ucundan ayrılmışdır. Rels üzərində irəliləyərkən pitch-up müşahidə edilmiş; ayrılma anında kütlənin qəfil itkisi buraxıcı duruşunda müvəqqəti pozuntu yaratmışdır.

Təxminən yeddinci saniyədə tether tellərinin balonun yüksəlişini yenidən dayandırması buraxıcı duruşunda ikinci aydın pozucu təsir yaratmışdır. Bu bölmə real sərbəst balon dinamikası ilə yer bağlantısının yenidən qurulması arasındakı fərqi ölçümdə görünən edir.

Azimut idarəsinin kəmiyyət nəticəsi

N1-in sərbəst buraxma, alışma və relsdən ayrılma xətaları müvafiq olaraq −5,4°, −3,2° və −4,8°-dir. N2 üçün eyni dəyərlər +0,2°, +6,6° və +2,7°; N3 üçün +1,4°, −2,0° və +0,2°-dir.

Üç alışma dəyərinin hamısının mütləq böyüklüyü 7° altındadır. N2-nin alışmadan əvvəlki azimut dəyişməsinin digər iki testə görə daha böyük olması sistemin bütün zaman boyunca sabit ±7° dəhlizində olmadığını göstərir.

Pitch-up ölçməsinin şərhi

Mənbə rels sürtünməsinin pitch-up üzərindəki təsirini mühərrikin thrust misalignment bucağı ilə əlaqələndirir. Əvvəlki tədqiqatda ±1,5° thrust misalignment üçün təxminən −0,5° ilə +2,5° pitch-up aralığı gözlənmişdir.

N2-də ölçülən 3,2° pitch-up nəticəsindən təxminən 1,9° thrust misalignment çıxarımı edilmişdir. Bu dəyər istehsal tolerantlığına dair mümkün izahdır; mühərrikin real itki oxu müstəqil ölçmə sistemi ilə ölçülməmişdir.

FFT və ölçmə pəncərəsinin həll sərhədi

Tethered analiz 10 saniyəlik pəncərə istifadə etdiyindən təxminən 0,1 Hz səviyyəsindəki tezlik komponentləri ayırd edilə bilir. Sərbəst uçuş pəncərəsi yalnız beş saniyə olduğundan əsas tezlik həlli təxminən 0,2 Hz-dir.

Bu səbəbdən sərbəst uçuş modelinin proqnozlaşdırdığı təxminən 0,15 Hz birinci mod təcrübənin FFT pəncərəsi tərəfindən birbaşa həll edilə biləcək zolağın altındadır. Mənbənin “birinci mod ölçülə bilən zolaqda görünmədi” ifadəsinin əsas səbəbi budur.

İkinci modda model fərqi

Tethered vəziyyətdə eksperimental ikinci mod 0,886 Hz ikən ölçülən həndəsəyə əsaslanan model 0,628 Hz verir. Mənbə bu fərqi təxminən %29 kimi ifadə edir.

Sərbəst yüksəlişdə ikinci mod 0,787 Hz ölçülmüş; həndəsə əsaslı model 0,649 Hz vermişdir. Bu fərq təxminən %18-dir.

Fitted effektiv uzunluq istifadə edildikdə müvafiq olaraq 0,885 Hz və 0,789 Hz əldə edilərək eksperimental ikinci mod təxminən %1 daxilində yenidən yaradılmışdır.

Niyə bu nəticə vacibdir?

Tezlik fərqi vinçdən və ya ideal tək nöqtədən asılmış mexaniki modelin real balon sisteminə birbaşa tətbiq edilməsinin yetərli olmaya biləcəyini göstərir. Balon altındakı dörd tel, çərçivə və bağlantı nöqtələrinin sonlu hərəkət sərbəstliyi sistemin effektiv sərhəd şərtlərini dəyişdirə bilər.

Bu səbəbdən gələcək rockoon sistemlərində yalnız buraxıcının kütləsi və həndəsi asqı uzunluqlarından istifadə etmək əvəzinə balon–çərçivə–asqı bağlantısının dinamik elastikliyinin və effektiv pivot davranışının da modelləşdirilməsi tələb oluna bilər. Tədqiqat bu ehtiyaca eksperimental məlumat təmin edir; tam miqyaslı dizayn modeli hələ doğrulanmamışdır.

Tədqiqatın əsas güclü tərəfləri

Tədqiqat əvvəllər vinç üzərində sınanmış CMG buraxıcını real sərbəst yüksələn balon asqısına daşıyaraq idarə və sarkaç dinamikasını fiziki buraxılışlarda qiymətləndirmişdir. Üç fərqli nöqtədəki ətalət sensorları buraxıcının sərt gövdə davranışının və raket hərəkətinin müqayisəsinə imkan vermişdir. Ölçülən öztezliklərin analitik ikiqat sarkaç modeli ilə birbaşa müqayisəsi də yalnız müşahidəvi uçuş hesabatından kənarda kəmiyyət dinamik doğrulama təmin edir.

Tədqiqatın əsas məhdudiyyətləri

Ən böyük məhdudiyyət yalnız üç buraxılışın həyata keçirilməsidir. Sərbəst yüksəliş hər təcrübədə təxminən yeddi saniyədir və N2 ilə N3-də sensor məlumatlarının bir hissəsi itmişdir. N1-in 10 Hz nümunələmə sürəti ətraflı launch-rail dinamikasını həll etmək üçün yetərsizdir. Sərbəst uçuş FFT pəncərəsinin beş saniyə olması 0,2 Hz altındakı birinci mod davranışını qiymətləndirməyə mane olmuşdur.

Təcrübə aşağı irtifada həyata keçirilmişdir; stratosfer küləkləri, çox aşağı atmosfer sıxlığı, uzunmüddətli balon hərəkətləri, yüksək irtifa temperaturları, tam miqyaslı raket kütləsi və orbital missiya dinamikası bu tədqiqatın əhatəsində deyil.

Gələcək araşdırmada nə edilməlidir?

Mənbənin ən açıq gələcək tədqiqat tələbi sərbəst balon uçuş müddətinin uzadılmasıdır. Daha uzun qeyd 0,2 Hz altındakı birinci modun həqiqətən hansı tezliyə sürüşdüyünü müəyyən etməyə və bütün balon–buraxıcı sisteminin aşağı tezlikli hərəkətini ayırmağa imkan verəcəkdir.

Daha çox buraxılış sayı, tam sensor telemetriyası və daha uzun sərbəst uçuş azimut xətasının statistik paylanmasını müəyyən etmək üçün də zəruridir. Mövcud üç təcrübə operativ bir rockoon sisteminin hədəf dəqiqliyini və ya etibarlılığını statistik olaraq sübut etməyə yetərli deyil.

Mənbə və Metod Qeydi

Tam özgün çalışma adı: Rockoon Launch Experiment with Azimuth Angle Control

Müəlliflər: Tadayoshi Shoyama; Yutaka Wada; Shobu Oda.

Müəllif sırası: Mənbədəki özgün sıra aynən qorunmuşdur.

Bərabər töhfə/bərabər birinci müəllif: Mənbədə göstərilməmişdir.

Məsul müəllif: Tadayoshi Shoyama.

Qurumlar: Planetary Exploration Research Center, Chiba Institute of Technology, Narashino City, Japan; AstroX Inc., Minamisoma, Japan.

Mənbə növü: Hakemli eksperimental tədqiqat məqaləsi. Üç fiziki model raket buraxılışı, sərbəst yüksələn balon asqısı, CMG azimut idarəsi, giroskop əsaslı duruş rekonstruksiyası və ikiqat sarkaç dinamik model müqayisəsini ehtiva edir.

Jurnal: Aerospace

Nəşriyyat: MDPI

Cild / sayı / məqalə nömrəsi: 13(8), 709

Nəşr tarixi: 7 Avqust 2026

DOI: 10.3390/aerospace13080709

Rəsmi nəşr bağlantısı: https://www.mdpi.com/2226-4310/13/8/709

DOI bağlantısı: https://doi.org/10.3390/aerospace13080709

Hakemlik vəziyyəti: Tədqiqat hakemli Aerospace jurnalında yayımlanmış tədqiqat məqaləsidir.

Lisenziya: Creative Commons Attribution (CC BY) açıq erişim lisenziyası.

Maliyyələşmə: Tədqiqat Fukushima Innovation Coast Framework Promotion Organization tərəfindən yürüdülən Innovation Creation Platform Program (“Fukushima Tech Create”) çərçivəsində “Demonstration experiment of air-launching a micro rocket using a plastic balloon” layihəsi ilə dəstəklənmişdir; bildiriş nömrəsi 4-Fuku-I-333-dür.

Məlumat əlçatanlığı: Tədqiqat məlumatları kommersiya məhdudiyyətləri səbəbindən açıq məlumat deposunda yayımlanmamışdır. Mənbə məlumatların məsul müəllifdən tələb edilərək və non-disclosure agreement şərti ilə paylaşıla biləcəyini bildirir.

Əlavə material: Mənbə üçüncü rockoon buraxılışının davranışını göstərən Video S1 əlavə materialını bildirir.

Maraqlar toqquşması: Tadayoshi Shoyama və Yutaka Wada rockoon launch services inkişaf etdirən AstroX Inc. ilə bağlıdır. Mənbə bu kommersiya əlaqəsini açıq şəkildə bəyan edir. Digər müəllif üçün tədqiqata təsir edə biləcək kommersiya və ya maliyyə əlaqəsi bildirilməmişdir.

Müəllif töhfələri: Konseptuallaşdırma Tadayoshi Shoyama və Yutaka Wada; metodologiya Yutaka Wada və Tadayoshi Shoyama; tədqiqat, formal analiz və məlumat kurasiyası Tadayoshi Shoyama; ilk qaralama Tadayoshi Shoyama; gözdən keçirmə və redaktə Yutaka Wada; nəzarət və layihə idarəçiliyi Yutaka Wada ilə Shobu Oda; maliyyə əldə edilməsi Shobu Oda tərəfindən həyata keçirilmişdir.

Aşağı irtifa təcrübə sərhədi: Məqalənin girişində stratosferik rockoon sistemlərinin təxminən 20 km irtifada təmin edə biləcəyi atmosfer üstünlükləri müzakirə olunur. Mövcud təcrübə isə 150 m-dən aşağı həyata keçirilmişdir və sərbəst yüksəliş təxminən yeddi saniyədir. Verianla bu iki miqyası bir-birinə qarışdırmır.

İdarə sistemi sərhədi: Mənbə CMG əsaslı sistemi “active azimuth control” kimi müəyyən edir; lakin CMG təcrübədə radio idarəetməsi ilə manual işlədilmişdir. Tədqiqat avtonom və ya qapalı çevrimli azimut idarə alqoritmi doğrulaması deyil.

7° azimut nəticəsi üçün əhatə qeydi: Üç təcrübədə alışma anındakı xətalar −3,2°, +6,6° və −2,0°-dir və mütləq dəyərləri 7°-nin altındadır. Sərbəst buraxmadan relsdən ayrılmaya qədər olan maksimum xəta isə N2-də 8,3°-dir. Buna görə 7° nəticəsi yalnız alışma anının nəticəsi kimi təqdim edilmişdir.

Nümunələmə və məlumat itkisi sərhədi: N1 10 Hz ilə ölçülmüş və mənbə bunu ətraflı duruş davranışı üçün yetərsiz hesab etmişdir. N2 və N3 100 Hz ölçmələrdən istifadə etmişdir; lakin N2-də CMG sensoru, N3-də raket sensoru nasazlıq səbəbindən məlumat itirmişdir. Kəmiyyət dinamik çıxarımların nümunə ölçüsü bu səbəbdən məhduddur.

Birinci mod tezlik sərhədi: Sərbəst yüksəliş FFT analizi beş saniyəlik pəncərə ilə aparılmışdır. Buna görə təxminən 0,2 Hz altındakı tezliklər həll edilə bilmir. Tədqiqat birinci modun ölçülə bilən zolaqda görünmədiyini göstərir; modun fiziki olaraq tamamilə ortadan qalxdığını sübut etmir.

Effektiv l₂ şərhi: İkinci mod tezliyini yenidən yaratmaq üçün tethered vəziyyətdə 0,90 m, sərbəst yüksəlişdə 0,55 m fitted \(l_2\) istifadə edilmişdir. Bunlar fiziki asqı uzunluğunun yeni ölçmələri deyil, yumşaq balon asqı məhdudiyyətinin təsirini təmsil edən model parametrləridir.

Pitch-up şərhi: N2-də ölçülən 3,2° pitch-up üzərindən təklif edilən təxminən 1,9° thrust misalignment dəyəri model əsaslı çıxarımdır; mühərrik oxu birbaşa ölçülməmişdir.

Elmi sərhəd: Tədqiqat üç aşağı irtifa model raket buraxılışında sərbəst balon asqısının dinamik davranışını və manual CMG azimut idarəsini araşdırır. Nəticələr tam miqyaslı stratosferik rockoon, orbital buraxılış, operativ trajectory accuracy və ya uzunmüddətli uçuş etibarlılığının doğrulaması deyil.

İçerik üretim yöntemi: Bu Verianla izahındakı təcrübə şəraiti, tənliklər, buraxılış parametrləri, sensor nəticələri, azimut xətaları, tezlik dəyərləri və elmi sərhədlər araşdırılan mənbə tədqiqata əsaslanır. Xarici bibliyografik kontrol yalnız tədqiqat kimliyi, rəsmi nəşr qeydi və hakemlik vəziyyətinin doğrulanması üçün istifadə edilmiş; xarici mənbələrdən yeni uçuş performansı və ya mənbədə olmayan rockoon nəticəsi əsas mətnə əlavə edilməmişdir.