Proposal of Guidance Method to Minimize Landing Error Variance of Lunar and Planetary Lander and Reusable Space Rocket and Examination of its Availability

月球、行星着陆器和可重复使用航天火箭着陆误差方差最小化制导方法的提出及其可用性检验

• 批准号: 20J13938
• 负责人: 新井 久旺
• 金额: $ 1.34万
• 依托单位: The University of Tokyo
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for JSPS Fellows
• 财政年份: 2020
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 2020-04-24 至 2022-03-31
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/en/grant/KAKENHI-PROJECT-20J13938/
• 关键词: 着陸機; 誘導制御; 軌道最適化; 共分散; 宇宙機; 再使用ロケット; 最適制御問題; 非線形確率システム; 凸最適化

本研究の目的は，月惑星探査機や再使用ロケットの着陸誤差分散を低減する誘導手法の提案とその可用性を検討である．近年，月惑星探査機や再使用ロケットの精密着陸技術が注目されている．従来の精密着陸に関する誘導軌道生成の研究では，決定論的な問題設定の下での燃料最適な着陸軌道生成が中心であり，着陸軌道と着陸精度の関係は殆ど考慮されてこなかった．外乱や航法誤差等の不確実性を考慮した着陸軌道生成や，関連するロボット経路計画問題の研究では，線形共分散法による目標到達精度向上を目的とした研究例があるが，誘導計算に活用するには計算コスト低減が必要であった．そこで，燃料最適な従来軌道より，不確実性から生じる軌道終端での状態誤差共分散が低減された減感度誘導軌道を，従来法より高速生成するアルゴリズムを提案し検証した．これは，共分散勾配の解析的計算法の導出とこれを活用した高効率な計算手順の提案，制御則と観測推定則を共に考慮した逐次凸計画法に基づく減感度軌道生成アルゴリズムの提案，そして，想定される航空宇宙機へ適用例での検証から成る．適用例では主に，姿勢制御誤差とDryden風乱流下における再使用ロケット着陸，姿勢制御誤差と地形相対航法を用いたカルマンフィルタによる観測推定誤差のある月精密着陸に適用された．これらの適用例では，提案法の可用性検証として，生成された誘導軌道でのモンテカルロ飛行シミュレーションと，ランダムな初期状態から誘導軌道生成を行うモンテカルロ軌道生成が行われ，着陸精度の向上と数倍の計算速度向上が示された．現在，これらに関し論文投稿の準備をしている．また小型実験機による飛行実証を，上記シミュレーション検証を強化するため当初の研究計画に含んでいた．これについて，実験機の姿勢安定試験と機上軌道生成を含む推力HILS試験を途中まで実施したが，研究期間内での最終的な飛行実証には至らなかった．

は の purpose, this study on planet detection machine や reuse ロ ケ ッ ト の landing error spread を low cut す る induction technique proposed の と そ の availability を beg で 検 あ る. In recent years, the lunar rover や has once again used the ロケット precision landing technology が to pay attention to されて る る. 従 to の precision landing に masato す る induced orbital study the の で は, determinism な problem set under の で の fuel optimal な landing orbit generated が center で あ り, landing orbit と landing precision の masato is は perilous ど consider さ れ て こ な か っ た. Outside disorderly や navigation error such as の を considering uncertain be sex し た landing orbit generated や, masato even す る ロ ボ ッ ト 経 road project problems の で は, linear covariance method に よ る target accuracy upward を reach と し た research example が あ る が, induction of computing に use す る に は computing コ ス ト low cut が necessary で あ っ た. そ こ で, fuel optimal な 従 to orbit よ り, uncertain be sex か ら raw じ る rail terminal で の state error covariance が low cut さ れ た desensitization degree induced を orbit, 従 to method よ り high-speed generated す る ア ル ゴ リ ズ ム を proposal し 検 card し た. こ れ は, covariance hook with analytical calculation method of の の export と こ れ を use し た な high working rate calculation hand suitable の proposal, suppression is と 観 presumption を altogether に consider measuring し た successive に convex planning base づ く desensitization degree orbit generated ア ル ゴ リ ズ ム の proposal, そ し て, scenarios さ れ る aerospace machine へ applicable example で の 検 card か ら る. Applicable example で は に, pose error suppression と Dryden wind disorderly flow に お け る reuse ロ ケ ッ ト landing posture suppression phase error と terrain navigation seaborne を with い た カ ル マ ン フ ィ ル タ に よ る 観 presumption of measurement error is の あ precision landing に る month apply さ れ た. こ れ ら の applicable example で は, proposed method の availability 検 card と し て, generate さ れ た induced orbital で の モ ン テ カ ル ロ flight シ ミ ュ レ ー シ ョ ン と, ラ ン ダ ム な initial state か ら induced rail line generated を う モ ン テ カ ル ロ rail line generated が わ れ, landing precision の up several times と の calculation speed up が shown さ れ た. Now, れらに related to the submission of papers to を て て る る る. ま た small be 験 machine に よ る flight be を, written シ ミ ュ レ ー シ ョ ン 検 card を strengthening す る た め の original research projects に containing ん で い た. こ れ に つ い て, be 験 machine の posture stability test と on track to generate を containing む thrust HILS test を way ま で be applied し た が, during the period of study で の eventually な flight be pass に は to ら な か っ た.

项目成果

非線形共分散最適制御問題への準最適凸アプローチ

非线性协方差最优控制问题的拟最优凸方法

• 发表时间: 2021
• 作者: Jeong Yeon Beom;Jo Hee Ra;Park Hae Jin;Kato Hidemi;Kim Ki Buem;新井久旺，土屋武司
• 通讯作者: 新井久旺，土屋武司

月惑星探査機や再使用ロケットのGNC技術を実証する小型実験機開発

开发小型实验飞行器，展示用于月球和行星探测器以及可重复使用火箭的 GNC 技术

• 发表时间: 2020
• 作者: Y.B. Jeong;T. Wada;S. -H. Joo;K. B. Kim;J. M. Park;H. S. Kim;H. Kato;新井久旺，土屋武司
• 通讯作者: 新井久旺，土屋武司

Powered-Descent-Guidance to Reduce Landing-Error-Covariance considering Attitude Error by Covariance Trace Propagation

通过协方差迹传播考虑姿态误差的动力下降引导来减少着陆误差协方差

• 发表时间: 2020
• 作者: Arai Hisaaki;Tsuchiya Takeshi
• 通讯作者: Tsuchiya Takeshi