文摘
月球被认为是一个重要的目的地空间科学和探索。找到一个满意的答复对宇宙的奥秘和利用月球资源为人类的福利,一些空间机构计划在月球上载人和无人驾驶任务。因此,月球的概念车已经开始与一个高级血统计划执行一个精确和安全降落在月球表面。相反,能源预算是一个重要的问题对于任何太空任务。减少太空任务的成本,有必要设计车辆轨迹基于优化的能源资源。燃料是主要的能源在一个太空任务。因此,fuel-optimized能源发电技术是专注于这项研究。设计一个算法,生成一个实时轨迹的降落和着陆月球探测器是确保一个成功登月任务的关键。dual-step轨迹生成的方案月球血统也是本文研究。算法发展过程,thrust-to-mass比率被认为是一个原理变量。 Algorithm design along with mathematical modeling and simulation results are described in detail. In addition, the proposed method for generating reference trajectory profiles is also analyzed for fuel consumption and robustness.
1。介绍
因为月亮是广泛观察到从地球到太空的第一步,许多航空组织发起了对月球探险的科学操作。事实上,月球勘探和其他行星的调查问题已经承认从1960年代重要的考虑1- - - - - -4]。低能着陆轨迹的一代是一个很重要的问题为即将到来的空间调查操作来完成不同的着陆任务行星、彗星和小行星与众多标准(5- - - - - -10]。肖像是每个操作需要一定价值的准确和无害的着陆能力专门为地形由风险来完成一个示例返回或调查任务在一个科学的有吸引力的地区。在阿波罗计划已经太老了,月球玛丽亚并不引人注目的旨在调查。着陆地点接近一个大坑的主要峰值被认为是技术上最迷人的目标(11,12]。这样的位置可以提供我们对月球起源的迹象,因为这些地区仍然是完全未知的。自治降落飞船是一个合适的人选去探索月球上提到的有吸引力的地区,但毫无疑问,这是一个困难和不确定的分配土地科学有趣的附近地区着陆。主要原因是长期通信延迟因为巨大的距离13]。因此,惯常轨迹生产安排和深空网络GNC方案不适合精确的和非暴力登月,而每一个行动的动力下降对终端着陆阶段的帮助下独立完成车载电子产品和软件系统。这意味着月球轨道上的宇宙飞船将最初以一定的轨道速度的条件。从轨道状态,飞船将发起一个自动化动力下降阶段生成轨迹。宇宙飞船将遵循轨迹向着陆区。在这个过程中,GNC将有积极的作用指导、导航和控制宇宙飞船。路上的后裔,宇宙飞船可能再现轨迹来弥补错误,让它飞向正确的目的地。直到终端下降阶段开始,这一过程将执行。着陆探测器还应面向在直立位置,轻轻地触摸月球表面,以确保软着陆(14,15]。
图1显示月球指导计划的主要任务的飞船从横向的条件几乎垂直的方向。在这门课的时候,飞船的速度从轨道转移条件以较低的速度垂直降落的情况。gravity-turn血统的本质(1,2,8,15,16)包含在当前的调查。此外,它的发展对一个容易可实现的算法解决方案。推力矢量和速度矢量的方向是相反的,这是gravity-turn血统的主要技术。惯性测量单元是用来识别速度和方向向量的值。姿态控制系统将使用这些信息作为输入的目的是保持推力矢量和速度平行方向相反。实际上,gravity-turn血统保证垂直降落与最佳的燃料消耗。的计划和操作飞船登月的后裔分为两个不同阶段:生产作为参考轨迹飞行路径和航天器实时指导。逃离重复长数值操作和降低计算难度参考轨迹为机载任务是非常重要的问题。此外,一个普遍的参考轨迹必须生产,以便实时指导算法可以正确地使用它。参考轨迹生成之前,有必要解决登月航天器的动力学与不同的维度。 Among those, a two-dimensional solution is described in [17]。因此,升级三维解决方案解释(18]。更详细的三维先进登月计划的决议审议(19]。狄多优化技术也申请了月球着陆轨迹优化方案(20.]。为了实现精确着陆,一种改进的解决方案和实时适用的轨迹生成方案是必要的。它应该实现的目标未来的任务变得高度健壮的和具有成本效益的,可以安全着陆。降低开发的复杂性下降轨迹肯定会降低起飞前的成本分析,将为一个精确的登月任务增加鲁棒性。任何计划,取代了传统的方案可能有相同的元素结构:一个血统的解决方案元素和一个实时适用的参考轨迹生成元素。月球血统的解决方案方法可用在前面的研究是复杂的,迭代和数值计算。参考轨迹生成方案也遵循了同样的风格。此外,一些研究人员实现起飞前的参考轨迹生成技术,使计划不健壮。虽然一些文献研究了实时参考轨迹生成方案,只有部分的终端下降阶段,同样,一个共同的限制中观察到的所有先前的研究是,月转移后,几个复杂的步骤包括到达终端血统起始点,如Hohmann转让和脱离轨道机动。
在本文中,我们提出一个解决方程定性飞船速度,水平,垂直距离,和交叉范围作为一个函数的速度矢量距角和开发一个分析dual-step参考轨迹生成算法。新方案满足垂直终端着陆条件和证实了一个安全的登月任务。整个血统的解决方案和比较在这里表示二维和三维灯饰。Dual-step参考轨迹生成方案由方程通过先进的月球血统解决方案提供一个准确的下降路径从圆形或椭圆轨道停车条件。此外,提出了参考轨迹生成算法的鲁棒性评估。然后,本文提出了一种先进的血统为顾客登月计划和轨迹生成模式。分析和模拟研究显示该方案的有效性和实用性为未来月球任务。
2。月球着陆器动力学
月球示意图如图2,在那里l显示本地垂直当地水平(LVLH)参考系。策略框架之间的关系,米,LVLH单位向量这个图所示。
降落在月球表面,现在有必要计算运动的基本方程。月球表面被认为是均匀的球形的身体(1]。运动的动力学方程分为两个部分。第一部分描述了航天器动力学和由以下方程: 在哪里u是宇宙飞船速度矢量,月球重力加速度,N推力的比例吗F汽车的质量米,螺旋角,推力矢量角相对于相反的速度矢量,y宇宙飞船在月球表面高度,是月球半径,推力滚角,横向距离的角度。
第二部分描述了运动学和由以下方程:
用交叉范围和水平跨度x和c,分别。
2.1。初步的假定
航天器动力学方程需要转换为速度矢量螺旋角的函数, 。在这种情况下,作了一些必要的假设推力矢量角、推力质量比,月球重力加速度的力量。N(例如, )和是不断的在哪里β设置为零。这些假设,方程(1)(3)减少
因此,是恒定的。自登陆必须接近月球表面,这是一个合理可行的假设 这意味着 。用这个方程(5)和(6)给
3所示。2 d先进的数值解
在这个先进的解决方案,一个假设的离心加速度参数是逻辑方式。月球重力加速度和离心加速度的比值定义为一个常数的值 。尽管这是一个不断变化的参数,它可以被视为一个常数最初,和实时指导将纠正错误造成的环境。因此, 所以
考虑到传统的农历血统(1,8,16),获得的速度方程借助上面的假设:
现在,方程(15)是综合评价下降速度:̆
如果 然后 作为 ,和假设 和 ,在哪里 这
在这里,离心加速度参数是衡量 。因此,获得的速度方程是:
现在,垂直距离 ,时间下降 ,和水平跨度定义如下:
然后, 在哪里
垂直距离或高度, 然后 所以 在哪里
水平跨度或范围, 然后 所以 在哪里
作为预防措施,我们建议采取一个整数值为了避免部分集成。相反,的价值可以通过设置一个合适的这部分价值变成了纯粹的一个整数。然而,作者指出,最好的选择是解决一些直接整数值更加合理的近似。因此,一些测试值(1、2、3、4、…)在上面的方程,结合使用。其他必要的参数近似等常量值= 4 ( ),= 1.623 ( ]。速度矢量螺旋角的范围被认为是在90年[度]和[度]。选择起始速度下降的轨道速度,1688(米/秒)。
计算机仿真结果产生的影响在数据3(一个)- - - - - -3 (e)。数据显示轨迹的垂直范围,时间和速度、水平跨度,登月飞船的动力下降。这些数据展示时比较性能动力学方程与传统方法进行比较。它可以提到传统的解决方案不考虑离心加速度的估计参数。在这些模拟结果,不同的影响宇宙飞船上的垂直距离、速度、水平跨度和下降时间已被观察到。人们已经发现,垂直距离主要是在这种情况下的影响。评估是进行仿真结果来选择一个合适的值 。因此,改善反应被发现先进的解决方案= 2。
(一)
(b)
(c)
(d)
(e)
4所示。3 d数值解
找到一个数值解在动力下降阶段,上述方程需要简化和重新安排适合的格式数值解算器。我们得到以下方程的速度u,时间t下靶场,x,高度y,横向距离c作为一个变量的函数,即速度矢量螺距角 。
然后,
这个可以集成
因此,对速度的方程 兰伯特的函数表示为
使用方程(8)和(12),下降时间tD可以通过集成下列方程表示为的函数 :
同样的,高度的方程可以写成
现在,替换的值从方程(4)给 在哪里u从方程(可以更换13)。类似的过程可以跟着表达水平跨度为速度矢量螺旋角的函数 :
使用方程(10)给
一个类似的过程应用于得到以下方程交叉范围:
5。三维高级血统解决方案
三维高级血统方案的控制方程是解决以同样的方式作为二维方案中描述的部分3。唯一的额外的方面包括解决横向距离的登月航天器动力学方程3 d先进解决方案。因此,有必要将横向距离方程表示为一个函数的速度矢量螺距角。剩下的假设是2 d方案中描述的相同。因此,对于横向距离, 在哪里 。
5.1。三维响应
推导的基础上,进行计算机模拟。图4代表的三维轨迹反应比较飞船降落在月球表面,而控制方程由完整的集成方法,解决了传统的照明,和先进的解决方案。不同状态方程进行数值结合月球重力加速度的常量值 ,推力,质量比N,最初的车辆速度u0螺旋角和初始速度向量表中提到的1。模拟分类为不同的值5度到20度之间的交叉角的增量5度。已经观察到高度不受交叉角变化的影响。相反,范围和横向距离距离,因为不同的交叉角值的影响。结果表明,该轨迹的反应不那么复杂先进的解决方案总是反应后的理想但是复杂的数值解和拥有更好的性能比传统的解决方案的方法。
(一)
(b)
(c)
(d)
6。研究燃料消耗
众所周知,如果燃料燃烧或点燃推进器,车辆的质量下降。所以,质量流量方程方程所示(44)。下标“E“引擎和表示”J“区别反应控制系统(RCS)喷气量:
忽视了推进器,一个新的数学质量流量方程方程所示(45),这是类似于方程(44没有推力行动。这是一个合适的假设,因为质量流由于RCS飞机小得多,由于主机:
下降时间的方程是发现速度矢量螺旋角的函数, :
燃料质量流率是解决的方式与先进的解决方案提出了部分5。的帮助下方程(22),(45)和(46),获得车辆质量流量: 在哪里
燃料消耗dual-step参考轨迹的生成是在这一节中讨论。模拟燃料使用场景图所示5- - - - - -7为N1,N2,还总和。最大的发动机推力和发动机排气速度是8000 N和3500 m / s,分别为计算机模拟估算燃油消耗时飞船动力下降阶段实施该方案。它已经提到,该算法产生的输出参考轨迹空间的矩阵包含所有可能的值和不同的目的地。血统的所有可能的路径的特定目的地,油耗估计可以做到的。为简单起见,在本节中,讨论一个例子是当宇宙飞船开始循环停车100公里轨道条件下下降。
例如,在圆形停车100公里轨道条件下,飞船需要在水平方向旅行415公里达到预定义的目的地。为此,宇宙飞船需要选择的组合和 。作者发现= 3.6,= 1.6从输出矩阵的算法。数据5- - - - - -7显示,燃料消耗的估计提出dual-step参考轨迹生成方法。
7所示。鲁棒性研究
初始条件和登陆模块的系统参数不确定性。因此,鲁棒性的研究是有用的。导航和姿态误差鲁棒性的研究被认为是提议dual-step轨迹生成方案。敏感性初始和最终导航误差和传感器误差评估来确定车辆的态度。
由于导航传感器误差、初始速度月球血统的车辆可能包含一些不确定因素。同样,导航错误可能发生在年底的血统来确定适当的值的最终速度降落飞船。因此,在这项研究中,车辆的初始和最终速度的不确定性被认为是确认该方案的鲁棒性。
再次,由于错误的态度,初始和最终速度矢量距角可能含有不确定性。它的一个主要参数提出了参考轨迹生成方案和关键评价其不确定性系统的鲁棒性。月球重力加速度的测定可以导航误差的影响在动力下降阶段。因此,作者认为月球重力加速度的不确定性研究鲁棒性。
确认提出先进的性能分析轨迹生成算法,路径计算初始速度的偏差,最终速度,初始速度矢量螺旋角,月球重力。名义条件是在前一节中使用的一样。
数据8- - - - - -12显示表中描述的情况下的飞行路径1。没有指定终端登陆位置在这个研究。这些数据显示参数的不确定性如何影响着陆的位置。增加初始速度增加了水平跨度和垂直距离,如图8。月球重力加速度的不确定性的增加也增加了横向跨度和垂直距离,如图9。增加初始速度矢量距角导致垂直距离降低,但横向跨度稍有增加,如图10和11。因此,初始速度向量的不确定性螺旋角不影响水平。不确定性的影响最终速度小于其他不确定性,如图12。数值结果表明,该轨迹生成方案是高度健壮。
8。结论
克服现有血统方案的缺点,满足未来任务的期望,一个先进的血统和轨迹生成方案提出了研究。分析的基础上,可以实现自动演示。该方案实现了一个定性的下降解的方程飞船速度、水平跨度,垂直距离速度矢量螺旋角的函数,并开发了一个分析dual-step参考轨迹生成算法。新方案满足垂直终端着陆条件确认安全的登月任务。整个血统的解决方案和比较在这里表示二维和三维灯饰。此外,一个先进的分析dual-step参考轨迹生成方案由方程通过先进的月球血统解决方案提供一个精确的下降路径从圆形或椭圆轨道停车条件。进行鲁棒性的研究也提出了参考轨迹生成算法。模拟和分析研究表明,该方案是高度有效的和有用的月球任务。
数据可用性
没有数据被用来支持本研究。
的利益冲突
作者宣称没有利益冲突。
确认
这个项目是由院长以来科研阿卜杜勒阿齐兹国王大学(域),吉达,在批准号G: 293-135-1440。因此,作者承认和感谢安全域的技术和财政支持。