Design and analysis of vehicle and guidance concept for interplanetary return mission

Future space transportation scenarios will include Earth orbit transportation, orbit and interplanetary transfer as well as entry and re-entry. Sample return from interplanetary missions to Moon, Mars and beyond as well as ISS sample return and manned crew return vehicles from Earth orbit but also beyond, has to be established for research programs planned for the near future. Such long-term plans for the robotic or human space exploration of solar system bodies demand new and innovative concepts for the design of vehicles which can enter a planetary atmosphere and land on its surface safely. This thesis presents different vehicle concepts and new method for trajectory design, optimization and guidance of Earth capture and re-entry phase of human interplanetary return mission. The reference mission for this investigation is the Earth capture and re-entry phase of lunar return mission with crew inside. The early lunar return missions were accomplished with a so-called ‘capsule’ shaped vehicle. There are however significant disadvantages of capsule design, especially the load factor of more than 7 times of Earth gravitation, which exceeds 4.0 g’s limit of NASA’s safety standards for astronauts [40]. The report assesses the performance of 3 different configurations of re-entry vehicles. Apollo like capsule [5, 6, 7] with an L/D ratio of about 0.3, flattened bi-conic [68] with an L/D ratio of about 0.7 and winged vehicle [58] with an L/D ratio of about 2.2 are categorised as low, medium and high lifting vehicles. Flattened bi-conic and winged vehicles use aerodynamic lift to remain at certain constant altitude to get rid of excessive kinetic energy before descending to the earth surface, whereas Apollo like capsule, due to its low lift to drag ratio, can stay at constant altitude for only a short period of time and descends faster through the earth atmosphere. A comparative re-entry performance analysis is performed among three configurations for parameters like stagnation point heat flux, integral heat load, peak deceleration (g-load). A three degree of freedom trajectory simulation tool is used to simulate re-entry trajectories in a three dimensional space while treating the vehicle as a point mass. The simulation tool uses a non-linear programming (NLP) approach to find optimum trajectories as a function of a finite number of control parameters with upper and lower bounds and subjected to equality and inequality constraints. Stagnation point convective and radiative heat fluxes and integrated heat load are calculated during trajectory simulation to study the influence of vehicle and atmospheric properties on these important parameters. A predictive guidance scheme is developed and implemented for flattened bi-conic vehicle re-entering the Earth atmosphere after returning from an arbitrary lunar mission. The guidance scheme is implemented in three phases, namely hyperbolic approach phase (or the capture phase) with predicted guidance, constant altitude phase with control law, and final descend phase with predicted guidance. The core guidance algorithm is an evolution of the predictive guidance (explicit guidance) methods developed at the Institute of Space Systems (IRS), University of Stuttgart [15,16,27,28,29,32,36,37,46-50,62,65], which is a combination of onboard flight path prediction and trajectory optimization utilizing non-linear programming techniques with steering command parameterisation. The optimization program makes use of a complex optimization routine to find an optimized set of control parameters for a prescribed cost function and restrictions only once at the beginning of a mission phase, whereas the guidance program makes use of a simplified and fast routine of a Gradient Projection Algorithm (GPA) [31] in order to have less computation load onboard during the entry flight. The performance of guidance scheme is evaluated against a variety of off-nominal conditions. These off-nominal conditions include variations of atmospheric density, variations of aerodynamic and mass properties of the vehicle, and errors in initial conditions at entry interface. An extensive performance analysis of the proposed guidance scheme with the help of Monte Carlo simulations has proved its functionality and reliability. Zukunftige Raumtransportszenarios werden den Transport in den Erdorbit, Umlauf- und interplanetare Bahntransfers sowie den Eintritt und Wiedereintritt in Atmospharen einschliesen. Die Probenruckfuhrung von interplanetaren Missionen zu Mond, Mars und daruber hinaus sowie eine Probenruckfuhrung von der ISS und bemannte Ruckkehrfahrzeuge vom Erdorbit aber auch auserhalb davon, mussen fur Forschungsprogramme, die fur die nahe Zukunft geplant sind, eingerichtet werden. Solche langfristigen Plane fur die robotische oder bemannte Erforschung von Himmelskorpern in unserem Sonnensystem verlangen neue und innovative Konzepte fur den Entwurf von Fahrzeugen, die sicher in eine planetare Atmosphare eintreten und auf der Oberflache landen konnen. Diese Doktorarbeit zeigt verschiedene Fahrzeugkonzepte und neue Methoden fur Flugbahnentwurf, Optimierung und Steuerung der Einfangmanover an der Erde und der Wiedereintrittsphase von bemannten, interplanetaren Ruckkehrmissionen auf. Die Referenzmission fur diese Untersuchung ist ein Einfangmanover an der Erde und die Wiedereintrittsphase einer lunaren, bemannten Ruckkehrmission. Die fruhen lunaren Ruckkehrmissionen wurden mit einem kapselformigen Fahrzeug durchgefuhrt. Eine Kapselform hat jedoch bedeutsame Nachteile. Insbesondere der Lastfaktor liegt bei mehr als dem Siebenfachen der Erdgravitation, was die Grenze von 4,0 g aus den Sicherheitsstandards der NASA fur Astronauten uberschreitet [40]. Der Bericht bewertet die Leistung von drei verschiedenen Konfigurationen von Wiedereintrittsfahrzeugen. Apollo-ahnliche Kapseln [5,6,7] mit einem L/D Verhaltnis von ungefahr 0,3, Fahrzeuge mit abgeplatteter bi-konischer Form [68] mit einem L/D Verhaltnis von ungefahr 0,7 und geflugelte Fahrzeuge [58] mit einem L/D Verhaltnis von ungefahr 2,2 werden kategorisiert als Fahrzeuge mit kleinem, mittlerem und grosem Auftrieb. Fahrzeuge mit abgeplatteter bi-konischer Form und geflugelte Fahrzeuge benutzen aerodynamischen Auftrieb, um in einer bestimmten konstanten Flughohe zu bleiben und damit ubermasige kinetische Energie vor dem Abstieg zur Erdoberflache abzubauen. Kapseln wie Apollo hingegen konnen auf Grund ihres niedrigen Auftrieb zu Widerstand Verhaltnisses nur fur kurze Zeit in konstanter Flughohe bleiben und steigen schneller durch die Erdatmosphare ab. Eine vergleichende Wiedereintrittsleistungsanalyse wird mit drei Konfigurationen fur Parameter wie Staupunktswarmefluss, integrale Warmelast und maximale Verzogerung. (g-load) durchgefuhrt. Ein Flugbahnsimulationswerkzeug mit drei Freiheitsgraden wird benutzt, um die Wiedereintrittsflugbahnen in einem dreidimensionalen Raum zu simulieren, bei dem das Fahrzeug als Punktmasse behandelt wird. Das Simulationswerkzeug benutzt einen nichtlinearen Programmierungsansatz (NLP), um die optimalen Flugbahnen als Funktion einer begrenzten Zahl von Steuerparametern mit oberer und unterer Grenze zu finden. Konvektive und Strahlungswarmeflusse und integrale Warmelast im Staupunkt werden wahrend der Flugbahnsimulation berechnet, um den Einfluss von Fahrzeug- und atmospharischen Eigenschaften auf diese wichtigen Grosen zu untersuchen. Ein pradiktives Lenkkonzept wird fur ein nach der Ruckkehr von einer beliebigen lunaren Mission in die Erdatmosphare eintretendes Fahrzeug mit abgeplatteter bi-konischer Form entwickelt und ausgefuhrt. Das Lenkkonzept ist in drei Phasen aufgeteilt, namlich die hyperbolische Annaherungsphase (oder das Einfangmanover an der Erde) mit pradiktiver Lenkung, die Flugphase mit konstanter Flughohe mit Steuergesetz und die Abstiegsschlussphase mit pradiktiver Lenkung. Der Kern des Lenkalgorithmus ist eine Weiterentwicklung einer pradiktiven Lenkmethode (expliziter Lenkung), die am Institut fur Raumfahrtsysteme (IRS), Universitat Stuttgart [15,16,27,28,29,32,36,37,46-50,62,65] entwickelt wurde und eine Kombination aus einer bordeigenen Flugbahnvoraussage und Flugbahnoptimierung ist und eine nichtlineare Programmierungstechnik mit Steuerkommandoparametrisierung verwendet. Das Optimierungsprogramm benutzt eine komplizierte Optimierungsroutine, um nur einmal - am Anfang einer Missionsphase - einen optimierten Satz von Steuerparametern fur eine vorgeschriebene Kostenfunktion und Einschrankungen zu finden, wohingegen das Lenkprogramm eine vereinfachte und schnelle Routine eines Gradientenprojektionsalgorithmus (GPA) [31] benutzt, um wahrend des Eintrittsflugs weniger Rechenlast an Bord zu haben. Die Leistung des Lenkverfahrens wird fur verschiedene nicht nominale Bedingungen bewertet. Diese nicht nominalen Bedingungen schliesen Veranderungen der atmospharischen Dichte, sowie der aerodynamischen und Masseneigenschaften des Fahrzeugs und Fehler in den anfanglichen Bedingungen am Eintrittspunkt mit ein. Eine umfangreiche Leistungsanalyse des vorgeschlagenen Lenkverfahrens mit Hilfe von Monte Carlo Simulationen hat seine Funktionalitat und Zuverlassigkeit bewiesen.