Dissertação

{en_GB=Guidance Optimization for Mars Pinpoint Landing with Optimal Trigger and Re-optimization} {} EVALUATED

{pt=Aterragens de precisão serão necessárias em futuras missões a Marte e serão cruciais em missões que aterrem em locais difíceis, como crateras ou vales. Para além disso, em futuras missões tripuladas, é necessário que a nave aterre próximo de carga previamente enviada. Neste trabalho é implementada e testada uma função de guidance para aterragens de precisão em Marte, baseada num método desenvolvido pela NASA. Este método utiliza optimização convexa para criar uma trajectória óptima, i.e, com o menor consumo de combustível possível, que guia a nave de um ponto A até à aterragem num ponto B. Neste trabalho foi desenvolvido um método para determinar qual a melhor posição para iniciar a trajectória propulsiva, um ciclo de re-optimização da trajectória e um método simples para ter em conta o efeito da resistência aerodinâmica. Aterragens em Marte foram simuladas para 1500 diferentes estados iniciais e condições atmosféricas. O algoritmo permitiu aterrar com precisão de meio metro e poupar em média 30% de combustível em comparação com um algoritmo do tipo Apollo. Foi determinado, através de simulações, que os métodos introduzidos são viáveis e robustos. A função desenvolvida mostrou-se capaz de, autonomamente e em tempo real, geral trajectórias óptimas para aterrar com precisão., en=Precise landings will be required for future Mars missions and will be crucial to missions landing on challenging places such as craters or valleys. Also, in future manned missions, it is important to land close to cargo that was previously sent. In this work, a guidance function is implemented and tested for precise landings on Mars, based on a method developed by NASA. In this method, convex optimization is used to create fuel-optimal trajectories that guide the spacecraft from a point A to land on a point B. In this work, it was developed a method for finding the optimal position to trigger the powered descent, a loop for re-optimizing the trajectory and a simple method to take the drag effect into account. A Mars landing scenario was simulated with 1500 different initial states and atmospheric conditions. The algorithm allowed landing with half-meter precision and to save on average 30% of fuel in comparison with an enhanced Apollo-like guidance function. It was determined with simulations that the introduced methods are viable and robust. The developed function has shown to be able of, autonomously and in real-time, generate fuel-optimal trajectories to land on target.}
{pt=Aterragem de Precisão, Optimização Convexa, Aterragem Propulsiva, Re-optimização, Iniciação Óptima dos Motores, en=Pinpoint Landing, Powered Descent Guidance, Optimal Trigger Point, Convex Optimization, Re-optimization}

Maio 29, 2019, 14:0

Orientação

ORIENTADOR

Paulo Jorge Soares Gil

Departamento de Engenharia Mecânica (DEM)

Professor Auxiliar