0 - FTP Directory Listing - Nato
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RESUME<br />
Puisque ks futun lanceun permetmnt I'cmprt d'une charge<br />
utile de plus en plus lourde. il est possible d'imqincr des<br />
lancemenlr de plusicurs petits satcllitea sur des orbites<br />
diflfrentcs. Cgndrnt pour diminucr autnnt que possible IC<br />
coilt des manocu~res de transfert de ces satellites, iI est<br />
casentiel de dCtcnniner I'orbitc &injection optimalc qui ,<br />
minimise par exemple la masse d'ergolr nCcessaire A ces.<br />
transleru.<br />
La mdthode utilise% pour rdsoudre ce probl&me<br />
d'optimisation complexe est I'algoriil:i?e du grndient<br />
pmjett ghCralisf. iI pennet de trbuver I'oibite d'injection<br />
o;?timale et In trajcctoire uccnsionnc:!- mcqmdnntc qui<br />
rpnimircnt le coJt lout en rcqxctant laa contrainter<br />
imposCcs A la trajectoirc de month et aux trmsferts.<br />
rkux excmgles d'application aeront expods.~ Ld premier est<br />
I'optimiootion d'un lancemcnt double veri deux orbiter<br />
dinclinaimnr difltrentes. le second conceme la mise A<br />
poste d'une conatellation positionnCe aur dm orbiter de<br />
mudr MC~M~S diffCrents.<br />
Since future lounchen deliver more an8 more payload mass.<br />
it is possible to imagine multiple Irunches of small<br />
satellites into noticeable different orbits. Yet. so as to<br />
dkcreese possible high cost of srtcllitc transfers. it ir<br />
etsentiol to deiermine the optimal injection orhit that<br />
niinimizn for instme he ergo1 mass ns. mary to these<br />
transfers.<br />
OPTIMISATION bE LANCEMENTS MULTIPLES<br />
par L ZZOUI et B. CHICSTOPHE<br />
Office Notikal B'Etudks et de Recherches ACrospalinles.<br />
BP 72. W22 Chiitillon Ceder. FRANCE<br />
The method used to solve this complex optimization<br />
i<br />
problem is the generalized gradient algorithm. It dlows to<br />
find the opiimal injection orbit that sotirfies the<br />
miKelluKous constaintl rpplied to the laurrchcr and its ~ 3 -<br />
Jeclory. rrd thr minimizer the cost function. At the same<br />
time control laws and parameters of iacent phase and<br />
Uuufers ue optimized.<br />
This method rpplication will be shown on two exomplea.<br />
tl!e first concerning a dual launch on two differently<br />
iik:ined orNu: the ulhcr one conc~s I constallation of<br />
d&emt wending node positions.<br />
1 INTRODUCTION<br />
21-1<br />
Riisque let futurs lanceurs - comme Ariane V,- auront In<br />
pcisiibilit4 dcmporter de plus en plus de chiu$e utilc. on<br />
peut imaginer des Inncements multiples de petits satellites<br />
sur des orbiter diflfrentes. En particulicr, IC lanccmcnt<br />
sirnultnnd de plusicurs satellites d'unc constcllation de<br />
radiolocalisation. ou de deux satellites aux missions<br />
diflfrentcu sur leurs orbites rcspectives; pcut constituer une<br />
solution intdressantc malgr6 IC coGt prpbablcment important<br />
der manoeuvres de transferts aprEs I'injcction.<br />
En consfquen-e. il est essentiel de dftcrmincr I'orbite<br />
&injection qui minimise lei masses d'crgols ou les<br />
incrbments de vitesses nbcessaires nux irnnsferts des<br />
s.mllites sur lcurs orbiter.<br />
La mfthode ulilisfe pour rfsoudrc ce probltmc complcxe<br />
d'optimisation fonctionnellc et paramftriqac est<br />
I'a!:orithme du gradient projett gtnfrnlisf [ 1 J. Cette<br />
mfthudc. dfveloypde A I'ONERA. permct de favnriscr la<br />
sntisfnction des contraintcs lots der ittrations, et donc de<br />
trouver une trajectoire optimale les rcspcctnnt mCinc si la<br />
trajectoire initinle en h i t loin. Ccs contraintcs pcuvcnt<br />
3trc courantcs (flux thermiquc mrximal). intermfdinircs<br />
(retomb& dun &age) ou finales (paramPtres orbitnux).<br />
dfgelitf ausi bicn que d'infgalitf. En out:e. unc fonction<br />
coOt est minimisfe cornme la masse d'crgols ou les<br />
incrfmcnts de vitcsses nfccssnirer nux manocuvres dc<br />
traderts des ratellitcs. Lcs lois de contr6le du lnnccur ninsi<br />
que des parunPtra p t ~ sur t le trajectoirc dc montfc et sur<br />
les manoeuvres des srtelliks son1 optimisCs. Ces<br />
manoeuvres peuvent atre mono ou bi-impulsicnnclles et<br />
elles induiscnt lcurr proprcs contrainter.<br />
La DrmiPrc partie conccrne lo reprCscntntion utilisCc pour<br />
cc probkme physique: modflisation du mouvcment du<br />
lanceur et des srtellitcs. lois de contrfle ct pararnktrci<br />
optimisbs. coot A minimiser et contrainks A setisfnire. La<br />
deuxiPmc pnrtie i!lustre Ics potentialitfs de I'outil<br />
doptimisation: lanccment double vcn~ des orbiter de mZmc<br />
altitude mnis d'inclinaisons dillCrentcs; mise ?I poste dune<br />
constellation doni les orbiter ont des noeuds ascendants<br />
diflfrcnts. Drru cltaque cas, I'intCr2t de I'optimisalion de<br />
I'orbite d'injection acra dCmontrf.