Optimization method for mission analysis of aeroassisted orbital transfer vehicles

This paper is about an optimization method which has been developed to deal with trajectory optimization and mission analysis of an aeroassisted orbital transfer vehicle (OTV), in the context of preliminary design studies. Although this kind of trajectory can already be computed with existing trajectory optimization tools, we need a faster and robust tool which can be integrated as a “black box” in a multidisciplinary design process, in order to study rapidly many different OTV concepts and missions. In this context, our objective is not to get a very precise “optimal trajectory”, as existing “heavy” optimization tools do, but a solution precise enough to give a good insight of the performance (namely, the apogee altitude variation) and the mechanical and thermal loads. Incidentally, the solution obtained may also be used as an initial guess for a more precise trajectory optimization tool. To achieve this goal, we have studied parametric formulations of the control law, with optimization of the switching times. This development has been done considering a low lift-to-drag ratio vehicle (controlled only with the bank angle), like the aerocapture-designed version of the Mars Sample Return Orbiter. The cost function to be minimized is the heat flux, which is a key parameter for the multidisciplinary design of this kind of vehicle. The parametric formulation eventually chosen yields a good level of precision and robustness. Also, the study has been pushed further with the optimization of some mission parameters in the same process, in order to get directly preliminary answers to some trade-off issues in the mission analysis, like the choice of the initial perigee altitude.

RésuméCe papier concerne une méthode d'optimisation qui a été developpée pour traiter l'optimisation de trajectoire et l'analyse de mission d'un véhicule de transfert orbital aéroassisté (OTV), dans le contexte d'études préliminaires de concepts. Bien que ce type de trajectoire puisse déjà être calculé avec les outils existants d'optimisation de trajectoire, il est nécessaire d'avoir un outil plus rapide et robuste que l'on pourrait intégrer en tant que « boîte noire » dans un processus de conception pluridisciplinaire, l'objectif étant d'étudier rapidement un grand nombre de concepts différents d'OTVs et de mission. Dans ce contexte, notre objectif n'est pas d'obtenir une « trajectoire optimale » très précise, comme cela est possible avec les outils « lourds » d'optimisation, mais seulement une solution suffisamment précise pour obtenir une bon aperçu des performances (en l'occurrence, la variation de l'altitude d'apogée) et des charges mécaniques et thermiques. Au passage, la solution obtenue pourra être utilisée pour initialiser un outil d'optimisation plus précis. Pour atteindre cet objectif, nous avons étudié des formulations paramétriques de la loi de commande, avec optimisation des instants de commutation. cette étude a été réalisée en considérant un véhicule à faible finesse (contrôlé uniquement à l'aide de l'angle de gîte aérodynamique), tel la version aéroassisté du véhicule Mars Sample Return Orbiter. La fonction de coût à minimiser est le flux thermique, qui est un paramètre-clé dans la conception pluridisciplinaire de ce type de véhicule. La formulation paramétrique finalement choisie conduit à un bon niveau de robustesse et de précision de la solution. Par ailleurs, l'étude a été prolongée avec l'optimisation de paramètres de mission dans le même processus, dans le but d'obtenir directement des réponses préliminaires à des questions de compromis de conception dans l'analyse de mission, telles que le choix de l'altitude de périgée initiale.