Design and analysis of vehicle and guidance concept for interplanetary return mission

Abstract

Future space transportation scenarios will include Earth orbit transportation, orbit and interplanetary transfer as well as entry and re-entry. Sample return from interplanetary missions to Moon, Mars and beyond as well as ISS sample return and manned crew return vehicles from Earth orbit but also beyond, has to be established for research programs planned for the near future. Such long-term plans for the robotic or human space exploration of solar system bodies demand new and innovative concepts for the design of vehicles which can enter a planetary atmosphere and land on its surface safely.

This thesis presents different vehicle concepts and new method for trajectory design, optimization and guidance of Earth capture and re-entry phase of human interplanetary return mission. The reference mission for this investigation is the Earth capture and re-entry phase of lunar return mission with crew inside. The early lunar return missions were accomplished with a so-called ‘capsule’ shaped vehicle. There are however significant disadvantages of capsule design, especially the load factor of more than 7 times of Earth gravitation, which exceeds 4.0 g’s limit of NASA’s safety standards for astronauts [40].

The report assesses the performance of 3 different configurations of re-entry vehicles. Apollo like capsule [5, 6, 7] with an L/D ratio of about 0.3, flattened bi-conic [68] with an L/D ratio of about 0.7 and winged vehicle [58] with an L/D ratio of about 2.2 are categorised as low, medium and high lifting vehicles. Flattened bi-conic and winged vehicles use aerodynamic lift to remain at certain constant altitude to get rid of excessive kinetic energy before descending to the earth surface, whereas Apollo like capsule, due to its low lift to drag ratio, can stay at constant altitude for only a short period of time and descends faster through the earth atmosphere. A comparative re-entry performance analysis is performed among three configurations for parameters like stagnation point heat flux, integral heat load, peak deceleration (g-load).

A three degree of freedom trajectory simulation tool is used to simulate re-entry trajectories in a three dimensional space while treating the vehicle as a point mass. The simulation tool uses a non-linear programming (NLP) approach to find optimum trajectories as a function of a finite number of control parameters with upper and lower bounds and subjected to equality and inequality constraints. Stagnation point convective and radiative heat fluxes and integrated heat load are calculated during trajectory simulation to study the influence of vehicle and atmospheric properties on these important parameters.

A predictive guidance scheme is developed and implemented for flattened bi-conic vehicle re-entering the Earth atmosphere after returning from an arbitrary lunar mission. The guidance scheme is implemented in three phases, namely hyperbolic approach phase (or the capture phase) with predicted guidance, constant altitude phase with control law, and final descend phase with predicted guidance.

The core guidance algorithm is an evolution of the predictive guidance (explicit guidance) methods developed at the Institute of Space Systems (IRS), University of Stuttgart [15,16,27,28,29,32,36,37,46-50,62,65], which is a combination of onboard flight path prediction and trajectory optimization utilizing non-linear programming techniques with steering command parameterisation. The optimization program makes use of a complex optimization routine to find an optimized set of control parameters for a prescribed cost function and restrictions only once at the beginning of a mission phase, whereas the guidance program makes use of a simplified and fast routine of a Gradient Projection Algorithm (GPA) [31] in order to have less computation load onboard during the entry flight.

The performance of guidance scheme is evaluated against a variety of off-nominal conditions. These off-nominal conditions include variations of atmospheric density, variations of aerodynamic and mass properties of the vehicle, and errors in initial conditions at entry interface. An extensive performance analysis of the proposed guidance scheme with the help of Monte Carlo simulations has proved its functionality and reliability.

Zukünftige Raumtransportszenarios werden den Transport in den Erdorbit, Umlauf- und interplanetare Bahntransfers sowie den Eintritt und Wiedereintritt in Atmosphären einschließen. Die Probenrückführung von interplanetaren Missionen zu Mond, Mars und darüber hinaus sowie eine Probenrückführung von der ISS und bemannte Rückkehrfahrzeuge vom Erdorbit aber auch außerhalb davon, müssen für Forschungsprogramme, die für die nahe Zukunft geplant sind, eingerichtet werden. Solche langfristigen Pläne für die robotische oder bemannte Erforschung von Himmelskörpern in unserem Sonnensystem verlangen neue und innovative Konzepte für den Entwurf von Fahrzeugen, die sicher in eine planetare Atmosphäre eintreten und auf der Oberfläche landen können.

Diese Doktorarbeit zeigt verschiedene Fahrzeugkonzepte und neue Methoden für Flugbahnentwurf, Optimierung und Steuerung der Einfangmanöver an der Erde und der Wiedereintrittsphase von bemannten, interplanetaren Rückkehrmissionen auf. Die Referenzmission für diese Untersuchung ist ein Einfangmanöver an der Erde und die Wiedereintrittsphase einer lunaren, bemannten Rückkehrmission. Die frühen lunaren Rückkehrmissionen wurden mit einem kapselförmigen Fahrzeug durchgeführt. Eine Kapselform hat jedoch bedeutsame Nachteile. Insbesondere der Lastfaktor liegt bei mehr als dem Siebenfachen der Erdgravitation, was die Grenze von 4,0 g aus den Sicherheitsstandards der NASA für Astronauten überschreitet [40].

Der Bericht bewertet die Leistung von drei verschiedenen Konfigurationen von Wiedereintrittsfahrzeugen. Apollo-ähnliche Kapseln [5,6,7] mit einem L/D Verhältnis von ungefähr 0,3, Fahrzeuge mit abgeplatteter bi-konischer Form [68] mit einem L/D Verhältnis von ungefähr 0,7 und geflügelte Fahrzeuge [58] mit einem L/D Verhältnis von ungefähr 2,2 werden kategorisiert als Fahrzeuge mit kleinem, mittlerem und großem Auftrieb. Fahrzeuge mit abgeplatteter bi-konischer Form und geflügelte Fahrzeuge benutzen aerodynamischen Auftrieb, um in einer bestimmten konstanten Flughöhe zu bleiben und damit übermäßige kinetische Energie vor dem Abstieg zur Erdoberfläche abzubauen. Kapseln wie Apollo hingegen können auf Grund ihres niedrigen Auftrieb zu Widerstand Verhältnisses nur für kurze Zeit in konstanter Flughöhe bleiben und steigen schneller durch die Erdatmosphäre ab. Eine vergleichende Wiedereintrittsleistungsanalyse wird mit drei Konfigurationen für Parameter wie Staupunktswärmefluss, integrale Wärmelast und maximale Verzögerung. (g-load) durchgeführt.

Ein Flugbahnsimulationswerkzeug mit drei Freiheitsgraden wird benutzt, um die Wiedereintrittsflugbahnen in einem dreidimensionalen Raum zu simulieren, bei dem das Fahrzeug als Punktmasse behandelt wird. Das Simulationswerkzeug benutzt einen nichtlinearen Programmierungsansatz (NLP), um die optimalen Flugbahnen als Funktion einer begrenzten Zahl von Steuerparametern mit oberer und unterer Grenze zu finden. Konvektive und Strahlungswärmeflüsse und integrale Wärmelast im Staupunkt werden während der Flugbahnsimulation berechnet, um den Einfluss von Fahrzeug- und atmosphärischen Eigenschaften auf diese wichtigen Größen zu untersuchen.

Ein prädiktives Lenkkonzept wird für ein nach der Rückkehr von einer beliebigen lunaren Mission in die Erdatmosphäre eintretendes Fahrzeug mit abgeplatteter bi-konischer Form entwickelt und ausgeführt. Das Lenkkonzept ist in drei Phasen aufgeteilt, nämlich die hyperbolische Annäherungsphase (oder das Einfangmanöver an der Erde) mit prädiktiver Lenkung, die Flugphase mit konstanter Flughöhe mit Steuergesetz und die Abstiegsschlussphase mit prädiktiver Lenkung.

Der Kern des Lenkalgorithmus ist eine Weiterentwicklung einer prädiktiven Lenkmethode (expliziter Lenkung), die am Institut für Raumfahrtsysteme (IRS), Universität Stuttgart [15,16,27,28,29,32,36,37,46-50,62,65] entwickelt wurde und eine Kombination aus einer bordeigenen Flugbahnvoraussage und Flugbahnoptimierung ist und eine nichtlineare Programmierungstechnik mit Steuerkommandoparametrisierung verwendet. Das Optimierungsprogramm benutzt eine komplizierte Optimierungsroutine, um nur einmal - am Anfang einer Missionsphase - einen optimierten Satz von Steuerparametern für eine vorgeschriebene Kostenfunktion und Einschränkungen zu finden, wohingegen das Lenkprogramm eine vereinfachte und schnelle Routine eines Gradientenprojektionsalgorithmus (GPA) [31] benutzt, um während des Eintrittsflugs weniger Rechenlast an Bord zu haben.

Die Leistung des Lenkverfahrens wird für verschiedene nicht nominale Bedingungen bewertet. Diese nicht nominalen Bedingungen schließen Veränderungen der atmosphärischen Dichte, sowie der aerodynamischen und Masseneigenschaften des Fahrzeugs und Fehler in den anfänglichen Bedingungen am Eintrittspunkt mit ein. Eine umfangreiche Leistungsanalyse des vorgeschlagenen Lenkverfahrens mit Hilfe von Monte Carlo Simulationen hat seine Funktionalität und Zuverlässigkeit bewiesen.