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アイテム
推力方向制約付き月軟着陸の最適化
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/39774
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/39774ec7cf97a-2248-4ee9-9d9f-1c34e11bba59
| 名前 / ファイル | ライセンス | アクション |
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00512000.pdf (2.7 MB)
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| Item type | テクニカルレポート / Technical Report(1) | |||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 公開日 | 2015-03-26 | |||||||||
| タイトル | ||||||||||
| タイトル | 推力方向制約付き月軟着陸の最適化 | |||||||||
| 言語 | ||||||||||
| 言語 | jpn | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | 月軟着陸 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | 最適化 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | 制御制約 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | ポントリャーギンの最小原理 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | 最短時間問題 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | 燃料最小問題 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | スイッチ関数 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | 推力変化率 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | 最小推力 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | 変分法 | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | lunar soft landing | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | optimization | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | control constraint | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | Pontryagin's minimum principle | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | minimum time problem | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | minimum fuel problem | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | switching function | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | change rate of thrust direction | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | minimum thrust | |||||||||
| キーワード | ||||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||
| 主題 | variational method | |||||||||
| 資源タイプ | ||||||||||
| 資源タイプ識別子 | http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh | |||||||||
| 資源タイプ | technical report | |||||||||
| その他のタイトル（英） | ||||||||||
| その他のタイトル | Optimization of lunar soft landing with constraints of thrust direction | |||||||||
| 著者 |
歌島, 昌由
× 歌島, 昌由
× Utashima, Masayoshi
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| 著者所属 | ||||||||||
| 宇宙開発事業団 技術研究本部 システム技術研究部 | ||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||
| en | ||||||||||
| National Space Development Agency of Japan Systems Engineering Department, Office of Research and Development | ||||||||||
| 出版者 | ||||||||||
| 出版者 | 宇宙開発事業団 | |||||||||
| 出版者（英） | ||||||||||
| 出版者 | National Space Development Agency of Japan (NASDA) | |||||||||
| 書誌情報 |
宇宙開発事業団技術報告 en : NASDA Technical Memorandum 発行日 1996-09-30 |
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| 抄録 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Abstract | |||||||||
| 内容記述 | 宇宙開発事業団では、無人の月着陸実験機の検討が進められている。現在の構想では、高度100kmの月周回略円軌道から月着陸までを以下の3つのフェーズに分けている。(1)ホーマン軌道フェーズ、高度が100km×15kmの楕円軌道に移行して、高度15kmまで降下するフェーズ、(2)燃料最小誘導フェーズ、高度15kmから高度1.4kmまで、燃料最小制御で降りるフェーズ、(3)最終降下フェーズ、高度1.4kmから、鉛直に降下するフェーズ。本資料の目的は、(2)の燃料最小誘導フェーズの最適解(ノミナル軌道)を求める事である。(2)の燃料最小誘導フェーズの特徴は、(3)の最終降下フェーズに繋げるために、終端点において推力方向(機軸方向)が鉛直上向きという条件を持つ事と、推力方向の変化率に上限が存在する事である。終端付近において制御変数(ここでは、推力ベクトル)に制約があるこの月軟着陸問題を、時間の流れを逆転して打上げ問題として解いた。こうする事で、制御変数の制約条件を容易に扱う事ができた。変分法で解く場合に、随伴変数の初期値をいかに精度良く見積もるかが重要である。一気に現実的なモデルおよび制御制約の下で、随伴変数のもっともらしい初期値を見つけて収束させるのは困難なため、解析解が求められている簡易問題から出発して中間問題を経由し、現実問題に至る方針を採用した。最適化の評価関数も、始めは最短時間問題として扱う事で随伴変数を1つ(質量に対する随伴変数)減らし、収束を容易にした。最後に、質量も状態量に含めて燃料最小問題として設定し、それまでの最短時間問題の解を利用して解いた。最短時間問題の推力変化率の上限値を変えて消費推薬量を比較する事で、打上げ直後の推力方向が大きく変化する期間は推力を絞るのが燃料最小の観点で良い事が示された。燃料最小問題として解く事で、推力方向が大きく変化している期間のほぼ半分の期間は最小推力を用い、その後は最大推力を使用するのがベストである事が判明した。軌道投入直前においても最小推力が用いられる期間が数秒〜10数秒間存在した。これは、軌道投入点を近月点に固定している事が関係していると考えられるが、本資料では十分な議論をしていない。なお、燃料最小問題としての解を得る際には、最小推力はゼロではなく、飛行の安全を考えて自重と釣り合う推力(330N)を採用した。推力方向の変化率の上限値Bとして主に14deg/sを使用したが、設計値はまだ確定していない。Bが小さ過ぎると、消費燃料が増えるなどの問題が生じる可能性がある。どの程度までBを小さくできるかなどの検討にも本解析法を利用できるであろう。着陸問題としての終端時刻付近で最小推力を使用する事で、そこまでの最適な推力方向は制約無しのプロファイルにほとんど一致した。これは、誘導則の導出を容易にするものであろう。 | |||||||||
| 抄録（英） | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | National Space Development Agency of Japan is studying unmanned lunar soft landing experiments. The present concept of the landing from the lunar circular orbit of 100 km altitude consists of three phases listed below: (1) Hohmann transfer phase: The lander is maneuvered into the orbit of 100 km x 15 km altitude, and descends to the 15 km altitude; (2) fuel minimum guidance phase: The lander descends to the 1.4 km altitude by the fuel minimum control; and (3) final descent phase: The lander descends to the lunar surface vertically. The purpose of this paper is to obtain the optimum trajectory and control for '(2) fuel minimum guidance phase'. Characteristics of the phase are thrust vector constraints near the terminal point. The constraints consist of two items below: (A) thrust vector direction at the terminal point must be vertical for the connection with '(3) final descent phase'; and (B) the change rate of the thrust direction must be smaller than the specified value. This lunar soft landing optimization problem with control constraints near the terminal point was solved as the launch problem by reversing the flow of time. It is very important in the variational approach that initial values of the adjoint variables are correctly estimated. Starting from the simplified problem to be solved analytically, the real model under control constraints was solved by constructing an intermediate problem. The fuel minimum problem was solved by simplifying the evaluation function for optimization and using the solution of the minimum time problem. By studying the consumed fuel for the various upper limits of the change rate of the thrust direction, it was shown that the minimum thrust should be used in the view point of minimum fuel where the thrust direction is changing largely just after launch. The solution of the fuel minimum problem has shown that the minimum thrust should be used for the first half of the interval where the thrust direction is changing largely just after launch and that the maximum thrust should be used afterward. There exists another period of a few to a dozen seconds just before injection into the orbit where the minimum thrust is used. Though this can be thought to be related to the fact that the terminal point as the launch problem is fixed to the periapsis of the elliptical orbit, it is not much discussed in this paper. The minimum thrust value was set to be 330 N which can support the lander at the lunar surface. | |||||||||
| ISSN | ||||||||||
| 収録物識別子タイプ | ISSN | |||||||||
| 収録物識別子 | 1345-7888 | |||||||||
| 書誌レコードID | ||||||||||
| 収録物識別子タイプ | NCID | |||||||||
| 収録物識別子 | AN00364784 | |||||||||
| 資料番号 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | 資料番号: AA0000512000 | |||||||||
| レポート番号 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | レポート番号: NASDA-TMR-960014 | |||||||||
