Electronic Resource
垂直帰還型宇宙機の誘導制御技術の研究:回収/再使用型宇宙機の誘導制御技術の研究
| العنوان: | 垂直帰還型宇宙機の誘導制御技術の研究:回収/再使用型宇宙機の誘導制御技術の研究 |
|---|---|
| Additional Titles: | Research and Development of the guidance and control technology for the vertical landing type spacecraft: Research and Development of the guidance and control technology for the recoverable and reusable type spacecraft |
| المؤلفون: | Suzuki, Hideto, Matsumoto, Shuichi, Ishijima, Yoshiyuki, 鈴木 秀人, 松本 秀一, 石島 義之 |
| بيانات النشر: | National Space Development Agency of Japan (NASDA) 宇宙開発事業団 2015-03-26T12:07:25Z 2015-03-26T12:07:25Z 1998-02-27 1998-02-27 |
| نوع الوثيقة: | Electronic Resource |
| مستخلص: | Recoverable and reusable spacecraft may suffer limited fuel consumption during the landing flight phase. Trajectory error deviations that have been accumulated at the completion of the reentry flight phase should be within 2 km to 3 km for compensability. The reentry phase guidance and control system has been discussed based on the method employing the real time prediction integral calculus. With respect to the attitude control, the longitudinal aerodynamic stability derivatives have been estimated, which are used for prediction of the spacecraft's capability of the trim stability. A rotational maneuvering motion at the end of the reentry flight phase to transform the reentry attitude into the landing attitude has been detailed. This rotational motion is to be first initiated by aerodynamic control surfaces, and to be succeeded by the thrust force ignition, in order that the spacecraft attitude would change from nose first to tail first for the vertical landing. The guidance and control system for the final landing flight phase has been architectured for the minimum fuel consumption based on the bang bang type guidance law. 回収/再使用型宇宙機は、着陸フェーズでの推薬消費量に制限があり、軌道修正できる誤差分散を再突入フェーズ終了時で2kmないし3km以下に抑える必要がある。このため、リアルタイム予測積分法に基ずく再突入フェーズ誘導制御系を検討した。次に、姿勢制御については、宇宙機の縦空力微係数を推算し、全速度領域におけるトリム安定成立性を検討した。また再突入フェーズ終了時に着陸フェーズ姿勢に移行する回転マヌーバを実現するために、空力舵面により回転を開始して推力点火によってさらに大きく回転し、ノーズファーストからテールファーストに姿勢変更する方式を詳細に検討した。最終着陸フェーズ誘導制御系では、推薬消費量を低減する誘導則としてbang-bang型誘導則をベースにして検討した。 |
| مصطلحات الفهرس: | vertical landing type spacecraft, guidance and control technology, recoverable and reusable type spacecraft, landing phase, fuel consumption, trajectory error compensation, reentry phase, real time prediction integral calculus, longitudinal aerodynamic stability derivative, trim stability, rotational maneuver, aerodynamic control surface, nose first, tail first, 垂直帰還型宇宙機, 誘導制御技術, 回収/再使用型宇宙機, 着陸フェーズ, 推薬消費量, 軌道修正, 再突入フェーズ, リアルタイム予測積分法, 縦空力安定微係数, トリム安定, 回転マヌーバ, 空力舵面, ノーズファース, テールファースト, Technical Report, jaxa, 宇宙開発事業団 |
| الاتاحة: | Open access content. Open access content |
| ملاحظة: | Japanese |
| Other Numbers: | JPJAE oai:repository.exst.jaxa.jp:a-is/40616 https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/handle/a-is/40616 宇宙開発事業団特別報告 NASDA Special Publication 269 274 NASDA-SPP-970001 AA0001760050 922349992 |
| المصدر المساهم: | JAPAN AEROSPACE EXPLOR AG From OAIster®, provided by the OCLC Cooperative. |
| رقم الانضمام: | edsoai.ocn922349992 |
| قاعدة البيانات: | OAIster |
| الوصف غير متاح. |