Dissertação

{pt_PT=Explicit Guidance Solutions for the Lunar Ascent Element of the HERACLES Mission} {} EVALUATED

{pt=Nesta tese, novos algoritmos explícitos baseados na teoria de controlo ótimo para um problema de subida sem atmosfera e veículos de um só estágio foram desenvolvidos e testados para o Lunar Ascent Element do conceito de missão HERACLES. Os diferentes algoritmos consistem em aproximar a estimativa de tempo de ascenção restante, através de uma aproximação do cosseno do ângulo de picada por uma função quadrática e aproximando o integral da aceleração de propulsão em função do tempo por um aproximante de Padé. O seno da picada obtido dos multiplicadores de Lagrange também é aproximado por expansões lineares e quadráticas da série de Taylor a partir de um ponto genérico, ou por polinómios de Lagrange de primeira e segunda ordem, para que uma solução explícita possa ser obtida. Os novos algoritmos são comparados com uma solução explícita da literatura [1], com dois métodos de orientação bastante testados (Orientação Polinomial e PEG) e com a solução ótima numérica para a subida da superfície da Lua para uma órbita lunar baixa usando o Lunar Ascent Element. As aproximações lineares, em particular, produzem perfis de picada próximos do ótimo sem um aumento no custo computacional da solução explícita anterior., en=In this thesis, new explicit algorithms based on optimal control theory for an atmosphereless single stage ascent problem were obtained and tested for the Lunar Ascent Element of the HERACLES mission concept. The different algorithms consist on approximating the remaining burntime estimation, using a quadratic approximation for the cosine of the pitch angle, and approximating the thrust acceleration integral in time by a Padé approximant. The sine of the pitch obtained from the Lagrange multipliers will also be approximated by linear and quadratic Taylor series expansions from a generic point, or linear and quadratic Lagrange polynomials, so that an explicit solution is obtained. The new algorithms are compared with an explicit solution from literature [1], with two well tested guidance methods (Polynomial Guidance and PEG) and with the optimal numerical solution for an ascent from the surface of the moon into low lunar orbit using the early design of the Lunar Ascent Element. The linear approximations in particular produced near optimal pitch profiles without an increase in computational cost from the previous explicit solution.}
{pt=Lua, Orientação Explícita, Controlo Ótimo, Voo Ascendente de Foguetes, en=Moon, Explicit Guidance, Optimal Control, Rocket Ascent}

Novembro 23, 2018, 15:30

Publicação

Obra sujeita a Direitos de Autor

Orientação

ORIENTADOR

Paulo Jorge Soares Gil

Departamento de Engenharia Mecânica (DEM)

Professor Auxiliar