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Optimization method for mission analysis of aeroassisted orbital transfer vehicles

机译：航空轨道飞行器任务分析的优化方法

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Ce papier concerne une méthode d'optimisation qui a été développée pour traiter l'optimisation de trajectoire et l'analyse de mission d'un véhicule de transfert orbital aéroassisté (OTV), dans le contexte d'études préliminaires de concepts. Bien que ce type de trajectoire puisse déjà être calculé avec les outils existants d'optimisation de trajectoire, il est nécessaire d'avoir un outil plus rapide et robuste que l'on pourrait intégrer en tant que « boîte noire » dans un processus de conception pluridisciplinaire, l'objectif étant d'étudier rapidement un grand nombre de concepts différents d'OTVs et de mission. Dans ce contexte, notre objectif n'est pas d'obtenir une « trajectoire optimale » très précise, comme cela est possible avec les outils « lourds » d'optimisation, mais seulement une solution suffisamment précise pour obtenir une bon aperçu des performances (en l'occurrence, la variation de l'altitude d'apogée) et des charges mécaniques et thermiques. Au passage, la solution obtenue pourra être utilisée pour initialiser un outil d'optimisation plus précis. Pour atteindre cet objectif, nous avons étudié des formulations paramétriques de la loi de commande, avec optimisation des instants de commutation, cette étude a été réalisée en considérant un véhicule à faible finesse (contrôlé uniquement à l'aide de l'angle de gîte aérodynamique), tel la version aéroassisté du véhicule Mars Sample Return Orbiter. La fonction de coût à minimiser est le flux thermique, qui est un paramètre-clé dans la conception pluridisciplinaire de ce type de véhicule. La formulation paramétrique finalement choisie conduit à un bon niveau de robustesse et de précision de la solution.%This paper is about an optimization method which has been developed to deal with trajectory optimization and mission analysis of an aeroassisted orbital transfer vehicle (OTV), in the context of preliminary design studies. Although this kind of trajectory can already be computed with existing trajectory optimization tools, we need a faster and robust tool which can be integrated as a "black box" in a multidisciplinary design process, in order to study rapidly many different OTV concepts and missions. In this context, our objective is not to get a very precise "optimal trajectory", as existing "heavy" optimization tools do, but a solution precise enough to give a good insight of the performance (namely, the apogee altitude variation) and the mechanical and thermal loads. Incidentally, the solution obtained may also be used as an initial guess for a more precise trajectory optimization tool. To achieve this goal, we have studied parametric formulations of the control law, with optimization of the switching times. This development has been done considering a low lift-to-drag ratio vehicle (controlled only with the bank angle), like the aerocapture-designed version of the Mars Sample Return Orbiter. The cost function to be minimized is the heat flux, which is a key parameter for the multidisciplinary design of this kind of vehicle. The parametric formulation eventually chosen yields a good level of precision and robustness.
机译：本文涉及一种优化方法，该方法是在初步概念研究的背景下开发的，用于处理航空轨道飞行器轨道优化和任务分析。尽管可以使用现有的轨迹优化工具来计算这种类型的轨迹，但是有必要拥​​有一个更快，更强大的工具，可以将其集成为设计过程中的“黑匣子”。多学科的，目的是快速研究大量不同概念的OTV和任务。在这种情况下，我们的目标不是获得“繁重的”优化工具可能获得的非常精确的“最佳轨迹”，而仅仅是获得足够准确的性能概述的解决方案（在发生，最高海拔的变化）以及机械和热负荷。顺便说一下，所获得的解决方案可用于初始化更精确的优化工具。为了实现此目标，我们研究了控制律的参数公式，并优化了切换瞬间，这项研究是通过考虑具有低精细度的车辆（仅通过空气动力后跟角度进行控制）来进行的），例如“火星样品返回轨道器”飞行器的空中辅助版本。最小化的成本函数是热流，这是此类车辆多学科设计中的关键参数。最终选择的参数公式可带来较高的鲁棒性和解决方案的精确度。％本文是有关一种优化方法的，该方法已开发用于处理航空轨道飞行器（OTV）的轨迹优化和任务分析。初步设计研究的背景。尽管可以使用现有的轨迹优化工具来计算这种轨迹，但我们需要一种更快，更强大的工具，可以将其集成为多学科设计过程中的“黑匣子”，以便快速研究许多不同的OTV概念和任务。在这种情况下，我们的目标不是像现有的“重型”优化工具那样获得非常精确的“最佳轨迹”，而是一种足够精确的解决方案，以便对性能（即远地点高度变化）和机械和热负荷。附带地，获得的解也可以用作更精确的轨迹优化工具的初始猜测。为了实现这一目标，我们研究了控制律的参数公式，并优化了切换时间。考虑低升阻比飞行器（仅由倾斜角控制），例如火星样品返回轨道飞行器的航空捕获设计版本，可以完成此开发。要最小化的成本函数是热通量，这是此类车辆多学科设计的关键参数。最终选择的参数公式具有很高的精度和鲁棒性。

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