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Guidance strategy for aerodynamical ascent path of future space transportation system
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/7685
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/76858ceca15e-389b-42d7-bd21-d6639ac30975
| Item type | 会議発表論文 / Conference Paper(1) | |||||||||||||
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| 公開日 | 2015-03-26 | |||||||||||||
| タイトル | ||||||||||||||
| タイトル | Guidance strategy for aerodynamical ascent path of future space transportation system | |||||||||||||
| 言語 | en | |||||||||||||
| 言語 | ||||||||||||||
| 言語 | eng | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | 誘導方策 | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | 2境界値問題 | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | 上昇軌道 | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | 宇宙輸送 | |||||||||||||
| 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 | 数値解析 | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | 推力 | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | 3角関数 | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 言語 | en | |||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | guidance strategy | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 言語 | en | |||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | two-boundary value problem | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 言語 | en | |||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | ascent trajectory | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 言語 | en | |||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | space transportation | |||||||||||||
| 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 | numerical analysis | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 言語 | en | |||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | thrust | |||||||||||||
| キーワード | ||||||||||||||
| 言語 | en | |||||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||||
| 主題 | trigonometric function | |||||||||||||
| 資源タイプ | ||||||||||||||
| 資源タイプ識別子 | http://purl.org/coar/resource_type/c_5794 | |||||||||||||
| 資源タイプ | conference paper | |||||||||||||
| アクセス権 | ||||||||||||||
| アクセス権 | metadata only access | |||||||||||||
| アクセス権URI | http://purl.org/coar/access_right/c_14cb | |||||||||||||
| その他のタイトル | ||||||||||||||
| その他のタイトル | 将来型宇宙輸送機の空力的上昇経路における誘導方策 | |||||||||||||
| 著者 |
山本, 高行
× 山本, 高行
× 川口, 淳一郎
× Yamamoto, Takayuki
× Kawaguchi, Junichiro
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| 著者所属 | ||||||||||||||
| 東京大学 大学院工学系研究科 | ||||||||||||||
| 著者所属 | ||||||||||||||
| 宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究本部 | ||||||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||||||
| en | ||||||||||||||
| University of Tokyo Graduate School of Engineering | ||||||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||||||
| en | ||||||||||||||
| Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space and Astronautical Science | ||||||||||||||
| 出版者 | ||||||||||||||
| 出版者 | 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部 | |||||||||||||
| 出版者（英） | ||||||||||||||
| 出版者 | Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA/ISAS) | |||||||||||||
| 書誌情報 |
平成16年度アストロダイナミクスシンポジウム:講演後刷り集 en : ISAS proceedings of 14th Workshop on Astrodynamics and Flight Mechanics 2004: A Collection of Technical Papers p. 300-305, 発行日 2005-03 |
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| 抄録 | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Abstract | |||||||||||||
| 内容記述 | スペースプレーンのような宇宙機の最適操舵は従来の打上ロケットのそれとは異なる振る舞いを示す。これは推力および揚力の両方を発生において大気の利用を行うためである。よってこのような機体には新たな誘導方策が必要となる。前回は数値最適解を直接近似する手法として三角関数形式のものを提案し、よい性能を示すことができたが、パラメータ決定には2点境界値問題を解かねばならず、機上計算機で実行するには計算負荷が大きい。本報告では、近似により求めた解析解より単純な関数で操舵則を近似する方法を示す。これを運動方程式に代入することで垂直方向加速度の近似式を得、2回積分により終端境界条件を満たすようにパラメータを決定する。飛行時間をスイープすることで終端水平速度を最大化させ、準最適解が得られる。この方法ではパラメータを求めるのに数値積分を実行するだけであるため、比較的計算負荷は軽く、シミュレーション結果により、実用的な実現可能性が示された。 | |||||||||||||
| 抄録（英） | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | The optimal steering for the vehicles like spaceplane shows the different behavior from that of conventional rockets. This is because the utilization of atmosphere is on the assumption generating both thrust and lift force. This indicates that it is required the new guidance strategy for these kind of vehicles. There has been proposed the trigonometrical functional form as the guidance strategy to approximate the numerical optimal steering directly. This method showed good performance, but the parameters have to be determined by solving the two-boundary value problem. And its computational load is too heavy to perform the task on the onboard computer. In this paper, another new guidance strategy is proposed. This method is derived from some analytical assumptions and approximates the steering in simple linear and logarithmic function. Substituting this relation into the equation of motion, the approximate description can be obtained as for the vertical acceleration. Carrying out the numerical integration of this, the parameters are determined to satisfy the terminal boundary conditions. This procedure doesn't include the optimization process, but by sweeping the flight time to search parameters that the terminal horizontal speed is maximized, the quasi-optimal solution can be obtained. And its computational load is relatively light because only numerical integration has to be done to obtain the parameter. The simulation results by this method indicate that the feasibility of the practical use is proven. | |||||||||||||
| ISSN | ||||||||||||||
| 収録物識別子タイプ | ISSN | |||||||||||||
| 収録物識別子 | 0918-8053 | |||||||||||||
| 資料番号 | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | 資料番号: AA0047897052 | |||||||||||||
