ASTRIUM - Index of
ASTRIUM - Index of
ASTRIUM - Index of
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Generic all purpose <strong>ASTRIUM</strong> Space<br />
Transportation reference trajectory<br />
optimization tools<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
Nathalie DELATTRE, Mission Analysis Team<br />
Summary<br />
Introduction<br />
Presentation <strong>of</strong> the generic tool<br />
A validated tool<br />
Various examples<br />
Conclusions<br />
Page 1<br />
Ce document et les informations qu'il contient sont propriété d'Astrium. Il ne doit pas être utilisé à d'autres fins que celles pour lesquelles il a été remis. Il ne peut être ni<br />
reproduit, ni divulgué à des tiers (en tout ou partie) sans l'accord préalable et écrit d'Astrium. Astrium SAS – Tous droits réservés. // This document and the information it<br />
contains are property <strong>of</strong> Astrium. It shall not be used for any purpose other than those for which it was supplied. It shall not be reproduced or disclosed (in whole or in part) to<br />
any third party without Astrium prior written consent. Astrium SAS – All rights reserved.
<strong>ASTRIUM</strong><br />
Introduction<br />
Page 2<br />
Ce document et les informations qu'il contient sont propriété d'Astrium. Il ne doit pas être utilisé à d'autres fins que celles pour lesquelles il a été remis. Il ne peut être ni<br />
reproduit, ni divulgué à des tiers (en tout ou partie) sans l'accord préalable et écrit d'Astrium. Astrium SAS – Tous droits réservés. // This document and the information it<br />
contains are property <strong>of</strong> Astrium. It shall not be used for any purpose other than those for which it was supplied. It shall not be reproduced or disclosed (in whole or in part) to<br />
any third party without Astrium prior written consent. Astrium SAS – All rights reserved.
Where Mission Analysis is acting<br />
Configuration DOF<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
Concept<br />
definition<br />
system loops<br />
Preliminary design<br />
high level<br />
recommandations<br />
Sub-systems<br />
specification<br />
contribution<br />
Flight strategy<br />
design<br />
Flight strategy<br />
tuning<br />
Reference<br />
Trajectory<br />
Performance and budget assessment<br />
PHASE 0 PHASE A PHASE A/B PHASE B/C/D PHASE C/D ALL PHASES<br />
Development Phase<br />
Page 3<br />
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Mission Analysis<br />
Location in the system loop<br />
Ref. trajectory<br />
Constraints<br />
Specifications<br />
Data<br />
S<strong>of</strong>tware customisation<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
Transitory<br />
flight<br />
phases<br />
Guidance<br />
Thermal<br />
studies<br />
Navigation<br />
Structural<br />
&Mechanical<br />
studies<br />
Mission Analysis<br />
« Stage »<br />
design<br />
Control<br />
Aerodynamics<br />
Avionics<br />
Propulsion<br />
Cost<br />
Page 4<br />
SIZING<br />
FLIGHT CONTROL<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
Presentation <strong>of</strong> the generic tool<br />
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Generic trajectory optimization tool<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
• MAXTOM/OSCAR : brief description<br />
Ascent and reentry trajectory<br />
Optimisable design parameters (sizing, propulsion<br />
parameters or laws)<br />
Possibility <strong>of</strong> two branches<br />
Representative 3 DOF trajectory integration<br />
High number <strong>of</strong> constraints and criteria available and user’s<br />
defined parameters<br />
Library <strong>of</strong> gravity and atmosphere models<br />
Possibility <strong>of</strong> plug-ins models such as propulsion laws,<br />
design parameters, guidance model<br />
Parametric optimizer<br />
Page 6<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
A validated tool<br />
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Performance evaluation for Ariane 5 or<br />
ballistic missile<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
Inputs for Ariane 5<br />
Detailed definition <strong>of</strong> the different<br />
stages (propulsion laws, mass,<br />
drag coefficients …)<br />
Detailed constraints such as the<br />
chosen orbit, dynamic pressure,<br />
visibility constraints<br />
Outputs<br />
Detailed trajectory<br />
Injected mass<br />
Inputs for ballistic missile<br />
Detailed definition <strong>of</strong> the<br />
different stages (propulsion<br />
laws, structural mass, drag<br />
coefficients …)<br />
Constraints such dynamic<br />
pressure,<br />
Outputs<br />
Detailed trajectory<br />
Downrange<br />
Page 8<br />
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Launch vehicle : trajectory overview<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
• Find the optimum trajectory compliant with the<br />
mission and design constraints<br />
Orbit injection<br />
- position<br />
- velocity<br />
Fairing jettison<br />
(thermal flux)<br />
Thermal flux<br />
Stage separations<br />
(dynamic pressure)<br />
120km<br />
Stage fall-out<br />
Atmospheric phase<br />
- loads<br />
- control<br />
Launch pad<br />
visibility<br />
fragmentation<br />
station 1 station 2<br />
Close safety<br />
Far safety<br />
Debris impact zone<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
80<br />
60<br />
40<br />
20<br />
latitude (deg)<br />
0<br />
-20<br />
impact EPC<br />
injection<br />
-40<br />
-60<br />
-80<br />
-240 -220 -200 -180 -160 -140 -120 -100 -80 -60 -40 -20 0 20 40 60 80 100 120<br />
longitude (deg)<br />
Page 10<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
Constraints concerning the fall-out<br />
<strong>of</strong> the EPC<br />
Angle <strong>of</strong> attack during the reentry<br />
20<br />
15<br />
Relative velocity during the reentry<br />
Ground tracking<br />
latitude (deg)<br />
10<br />
5<br />
0<br />
debris arriere<br />
EPC incidence nulle<br />
debris avant<br />
Position <strong>of</strong> the aft and fore debris<br />
-5<br />
Impact zone<br />
-10<br />
-100 -80<br />
longitude (deg)<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
50000<br />
PRESSION DYNAMIQUE<br />
40<br />
ACCELERATION LONGITUDINALE<br />
40000<br />
41064 Pa<br />
35<br />
30<br />
Pdyn (Pa)<br />
30000<br />
20000<br />
10000<br />
Acc longi (m/s2)<br />
25<br />
20<br />
15<br />
10<br />
5<br />
0<br />
0 20 40 60 80 100 120 140 160<br />
Temps / H0 (sec)<br />
0<br />
0 500 1000 1500 2000<br />
Temps / H0 (sec)<br />
FLUX THERMIQUE<br />
800<br />
FLUX THERMIQUE<br />
Flux (W/m2)<br />
1800<br />
1600<br />
1400<br />
1200<br />
largage coiffe<br />
1000<br />
800<br />
600<br />
210 215 220 225 230<br />
Temps / H0 (sec)<br />
Flux (W/m2)<br />
700<br />
second pic de flux<br />
600<br />
500<br />
400<br />
300<br />
200<br />
100<br />
0<br />
450 460 470 480 490 500 510 520 530 540 550<br />
Temps / H0 (sec)<br />
flux thermique altitude<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
30<br />
20<br />
10<br />
latitude (deg)<br />
0<br />
-10<br />
Kourou<br />
Natal<br />
Ascension<br />
Malindi<br />
injection<br />
-20<br />
-30<br />
FENETRA<br />
-60 -40 -20 0 20 40 60<br />
longitude (deg)<br />
Ce document est la propriété d’EADS LAUNCH VEHICLES. Il ne peut être communiqué à des tiers et/ou reproduit sans son autorisation écrite.<br />
Son contenu ne peut être divulgué.© - EADS LAUNCH VEHICLES - 2002<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
55<br />
50<br />
45<br />
40<br />
35<br />
Elevation (deg)<br />
30<br />
25<br />
20<br />
15<br />
10<br />
5<br />
-0.24 deg<br />
2.1 deg<br />
0.22 deg<br />
0<br />
FENETRA<br />
0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600<br />
Temps / H0 (sec)<br />
Kourou Natal Ascension Malindi<br />
Ce document est la propriété d’EADS LAUNCH VEHICLES. Il ne peut être communiqué à des tiers et/ou reproduit sans son autorisation écrite.<br />
Son contenu ne peut être divulgué.© - EADS LAUNCH VEHICLES - 2002<br />
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Flight proven tool<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
• MAXTOM/OSCAR<br />
Validation through its use on the launch systems, in<br />
comparison with the flight<br />
Restitution <strong>of</strong> launcher performance<br />
Flight proven results : Ariane 5, french ballistic missiles,<br />
ARD (atmospheric reentry demonstrator)<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
Various examples<br />
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Large usefulness <strong>of</strong> the in-house tool<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
• Large use for all the projects in Astrium<br />
Advanced-projects such future expendable launchers,<br />
reusable launchers<br />
Many design studies<br />
Mission<br />
Payload<br />
Spacecraft To be defined Exists<br />
Objectives to be realized<br />
(specifications)<br />
Inputs<br />
To be evaluated<br />
Inputs<br />
Input<br />
Type <strong>of</strong> problem Preliminaries studies Global performances Flight preparation<br />
Phase<br />
Staging optimisation<br />
Optimized trajectories<br />
Differents options<br />
Optimized trajectories<br />
Maximum payload per<br />
mission<br />
Outputs Definition manuel d’utilisateur<br />
(comparaison avec<br />
d’autres lanceurs)<br />
Flight trajectory<br />
(constraint)<br />
command law<br />
(flight s<strong>of</strong>tware)<br />
Flight s<strong>of</strong>tware<br />
Flight prevision<br />
(nominal and with<br />
dispersions)<br />
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Advanced projects – future launch<br />
vehicles<br />
Expendable launch vehicles<br />
– Purpose : propose a launcher configuration compliant with<br />
technological constraints (engines, propellants, structural index)<br />
– Process to be followed:<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
1) analytical staging<br />
2) Preliminary verification using a simplified trajectory optimization<br />
tool<br />
3) Reference trajectory with all mission constraints ( fall-down ,<br />
tracking, loads)<br />
– Output : Configuration proposed<br />
Page 18<br />
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Advanced projects – future launch<br />
vehicles<br />
Reusable launch vehicles<br />
– Same problem and solving process<br />
– More complex configuration definition (aerodynamic,<br />
atmospheric flight, angle <strong>of</strong> attack different from 0)<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
Page 19<br />
– Additional recovery<br />
constraints<br />
– Example for a TSTO :<br />
Search <strong>of</strong> an optimization<br />
between the two stages.<br />
for both the Booster<br />
return to the launch site,<br />
including a cruise flight,<br />
and the Orbiter reentry,<br />
including the deorbitation<br />
maneuver<br />
Booster + Orbiter<br />
propelled<br />
1<br />
Kourou<br />
Booster<br />
ballistic<br />
Booster<br />
Air-breathed propelled<br />
Orbiter<br />
propelled<br />
~ 5-10 km<br />
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3<br />
2<br />
Booster<br />
gliding<br />
Ground<br />
LEO<br />
200 km
RLV<br />
Ascent Trajectory Analysis<br />
Trajectory problem statement<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
T<br />
thrust<br />
Find at every date the optimal values <strong>of</strong><br />
• α(t) : angle <strong>of</strong> attack<br />
• β(t) : thrust deflection<br />
from lift-<strong>of</strong>f to injection<br />
F A<br />
aerodynamic force<br />
G<br />
W<br />
weight<br />
β<br />
α<br />
X L<br />
launcher axis<br />
V r<br />
Constraints<br />
• controllability : control <strong>of</strong> the total torque applied<br />
• path constraints : mechanical and thermal loads along the ascent<br />
path<br />
• injection orbit : LEO 200-km circular<br />
7-deg inclined<br />
Page 20<br />
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RLV<br />
Ascent Trajectory Analysis<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
Control problem statement<br />
• Find at every date the thrust deflection value β trimming the<br />
aerodynamic torque M aero<br />
M Thrust + M Aero = 0<br />
→ static deflection β = β s (α)<br />
Static control<br />
Trimming condition : β(t) < β max<br />
α(t)<br />
M Aero<br />
+M Thrust<br />
=0<br />
β s<br />
(t)<br />
F A<br />
T<br />
CoG motion<br />
Page 21<br />
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Advanced projects<br />
Aerocapture demonstrator<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
ATPE program : terrestrial aerocapture demonstration<br />
(Launch by Soyuz)<br />
<br />
Injection <strong>of</strong> a demonstrator in order to get interplanetary<br />
arrival conditions at the atmospheric entry (velocity)<br />
Page 22<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
Page 23<br />
The generic tools enable to propose a scenario and to perform the<br />
convenient end-to-end trajectory.<br />
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<strong>ASTRIUM</strong><br />
Conclusions<br />
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Conclusions<br />
<strong>ASTRIUM</strong><br />
As prime <strong>of</strong> the Ariane family – and also as prime for ballistic<br />
missiles - , <strong>ASTRIUM</strong> ST has more than 20 years <strong>of</strong> experience<br />
in launch mission analysis.<br />
• In-house generic tools are flight proven through family Ariane,<br />
french ballistic missile, ARD.<br />
• The generic mission analysis tools has been used intensively<br />
in various developments : ATV, ARD, CRV, CTV, MSR, pre-X,<br />
IXV ATPE, MAV, EVEREST TSTO, ExoMars, …<br />
• Capacity <strong>of</strong> end-to-end scenario, and branched scenario<br />
• One generic s<strong>of</strong>tware tool for all ELV/RLV/reentry vehicles<br />
mission analysis<br />
• Modelling synergy which benefits to all the mission analyses<br />
performed, through phases 0, A, B.<br />
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