Entwicklung eines prädiktiven Lenkverfahrens für wiederverwendbare Raumtransportsysteme

Abstract

In der vorliegenden Arbeit werden zum einen umfangreiche Missions- und Systemanalysen zu einem wiederverwendbaren Raumtransportsystem durchgeführt und zum anderen wird ein zweistufiges prädiktives Lenkkonzept für den Einsatz in beliebigen Raumfahrzeugen weiterentwickelt und numerisch erprobt. Die Arbeiten sind auf das zweistufige, teilweise wiederverwendbare Raumtransportsystem Hopper ausgerichtet.

Die Ergebnisse der Flugleistungsanalysen zeigen, welche Missions- und Systemparameter den größten Einfluss auf die Nutzlast im Zielorbit haben und geben Aufschluss darüber, durch welche Maßnahmen die Nutzlastkapazität des betrachteten Raumtransportsystems gesteigert werden kann.

Die suborbital fliegende Erststufe erfordert eine Lenkstrategie, die sowohl den Aufstiegsflug als auch den atmosphärischen Wiedereintritt umfasst. Dazu wird ein am IRS entwickeltes Lenkverfahren, das auf Methoden der nichtlinearen Programmierung (NLP) basiert, weiterentwickelt. Der bordautonome Lenkalgorithmus generiert vor dem Flug mit vereinfachten Modellen einen optimierten Steuerverlauf. Während des Fluges wird in regelmäßigen zeitlichen Abständen eine Flugbahnvorhersage durchgeführt. Sind die vorhergesagten Zielabweichungen zu groß, führt der Bordrechner eine Aktualisierung der Steuerparameter durch. Dies geschieht durch den Restaurationszyklus des im Lenkkonzept verankerten Optimierungsalgorithmus.

Zur Steigerung der Flexibilität des Verfahrens wurden Ungleichungsrestriktionen in den Restaurationszyklus implementiert. Somit werden die missions- und fahrzeugspezifischen Regler, die in vorangegangenen Arbeiten beispielsweise zur Einhaltung des zulässigen Wärmestroms eingesetzt wurden, nicht mehr benötigt. Durch die Definition verschiedener Flugphasen und die Implementierung verschiedener Steuermodelle, die die Möglichkeit bieten, den Steuerverlauf über beliebige Zustandsgrößen zu parametrisieren, wurde erreicht, dass das Verfahren nun auf alle Flugphasen eines wiederverwendbaren Raumtransportsystems anwendbar ist. Die Anwendbarkeit des Verfahrens auf die gesamte Hopper-Mission wird in umfangreichen Monte-Carlo-Simulationen demonstriert. Dabei werden auch Missionsabbruch-Szenarien betrachtet.

Die Übertragbarkeit auf andere Raumfahrzeuge und Missionen wird durch die Simulation einer aerodynamisch unterstützten Orbittransfermission nachgewiesen. Dazu sind nur vergleichsweise geringe Anpassungsarbeiten notwendig, die im Wesentlichen die Fahrzeugmodelle, sprich Aerodynamik, Antrieb, Massen und Abmaße sowie fahrzeug- und missionsspezifische Flugbeschränkungen betreffen.

Damit steht nun erstmalig ein Lenkverfahren zur Verfügung, das sowohl den Aufstiegs- als auch den Rückkehrflug eines wiederverwendbaren Trägersystems abdeckt, und leicht auf beliebige Raumtransportsysteme und Missionen übertragen werden kann.

This report presents flight performance analyses for a reusable launch vehicle. Based on mission and system analyses, a two step predictive guidance algorithm employing methods of nonlinear programming (NLP) has been improved and extended for application to any launch vehicle. The algorithm was numerically tested for the mission of a reusable launch vehicle as well as an aeroassisted orbit transfer mission. The main part of this work is focused on the Hopper concept, a two stage, semi reusable launch vehicle.

Sensitivity studies show which mission and system parameters have the strongest influence on the payload and how to increase the payload capability of the Hopper system. The limiting restrictions for the payload are the suborbital Hopper's range and the heat load during reentry into the atmosphere.

Due to the suborbital flight of Hopper, restrictions active during reentry and the distance to the landing site have to be considered during ascent. This requires a guidance strategy covering the entire flight including the ascent as well as the reentry flight. Ascent and reentry flight can not be treated separately as it is done traditionally for reusable launch vehicles that reach orbital velocity. Therefore the two step predictive guidance algorithm developed at IRS has been extended and significantly improved to overcome known weaknesses from earlier works. The onboard guidance algorithm generates an optimized steering profile before flight. During flight at regular time intervals the onboard computer performs a flight path prediction. If the predicted target deviations become too large, the steering profile is updated in the restoration cycle of the guidance algorithm.

The implementation of inequality constraints in this restoration cycle negates the use of additional controllers like the heat flux controller employed in previous works. Since the guidance algorithm treats these controllers as disturbances, they can cause convergence problems if they are active for a long time. Additionally they can lead to the problem, that the guidance algorithm does not have enough time remaining to compensate for the target deviations induced by the controller. Another disadvantage of these controllers is that they have to be adapted individually for every vehicle and every mission.

The higher number of constraints requires a parameterization of the steering profile with a larger number of steering parameters. Therefore the steering model has been extended in a way that any flight phases can be defined, where the steering profiles can be defined as a function of time, velocity or any other state variable. The new implementation of steering as a function of the normalized flight path energy was shown to be the most appropriate. While the velocity can increase also during reentry without any engines running, the flight path energy is decreasing from the main engine cut off until the end of the flight. In this way the time dependency of the flight steering has been eliminated to a large extent. This increases the robustness of the algorithm against disturbances and allows the use of as few steering parameters as possible, which is important for the real time capability of the guidance algorithm.

The guidance algorithm has been applied successfully to the mission of the reusable launch vehicle Hopper, including mission abort scenarios. The sensitivity studies and Monte-Carlo analyses show, that the guidance algorithm is able to compensate for model uncertainties and external influences on the flight path in the prescribed limits. Only in a few cases under extremely unfavorable conditions like a too small specific impulse of the engines and a very low lift to drag ratio at the same time the target is not reached or restrictions are violated significantly. Under these conditions it is physically impossible for Hopper to reach the landing site without a violation of the heat flux restriction. This leads to performance requirements for the Hopper system. Especially the reserve for the heat flux restriction has to be increased to guarantee the success of the Hopper mission. This can be reached for example by improvements of the aerodynamic properties or of the propulsion system. The easiest technical solution seems to be to increase the heat flux limit, since the maximum heat flux occurs only for a few seconds.

The transferability of the guidance concept to other vehicles and missions has been demonstrated by simulating an aeroassisted orbit transfer maneuver. Only the vehicle models as well as the vehicle and mission specific constraints have to be adapted and the necessary flight phases have to be defined.

Now a guidance concept is available which covers the entire mission of a reusable launch vehicle and is easily adaptable to other launch vehicles and missions.