Change search
CiteExportLink to record
Permanent link

Direct link
Cite
Citation style
  • apa
  • ieee
  • modern-language-association-8th-edition
  • vancouver
  • Other style
More styles
Language
  • de-DE
  • en-GB
  • en-US
  • fi-FI
  • nn-NO
  • nn-NB
  • sv-SE
  • Other locale
More languages
Output format
  • html
  • text
  • asciidoc
  • rtf
Low Thrust Trajectory Optimization
KTH, School of Engineering Sciences (SCI), Aeronautical and Vehicle Engineering, Space Technology.
2019 (English)Independent thesis Advanced level (degree of Master (Two Years)), 20 credits / 30 HE creditsStudent thesisAlternative title
Optimering av projektilbana för farkoster med låg framdrivningskraft (Swedish)
Abstract [en]

In recent years, researchers realized the advantages of using low thrust propulsion system to navigate the spacecraft through the solar system. Designing a trajectory through space using low thrust propulsion system involves solving complex non-linear equations. Also, it often incorporates optimization of certain parameters like time of flight or propellant consumption, making it more complex. There are commercially available software like SEPSPOT and GMAT, which solves trajectory optimization problems. But these software are computationally tedious and requires a deeper understanding of concepts and software. This paper tries to bridge the gap by analyzing different simpler methods available for solving optimization problem. An Analytical method and the Indirect Optimization methods were examined in this investigation with the goal of assessing each approach, thereby determining the quicker yet accurate method. A few approximations like Directional Adaptive Guidance (DAG) and Orbital Averaging techniques were used to reduce the computational load. Results from both the methods were compared with each other and validated with results available from literature. Various missions like Geosynchronous Transfer Orbit (GTO) to Geostationary Earth Orbit (GEO), Low Earth Orbit (LEO) to Medium Earth Orbit (MEO) and pure orbital changes were taken and analyzed. It was concluded that by making proper approximations, one can get solutions quickly without compromising the accuracy of the solution. An error of 4% was observed between the two methods, which can be ignored for getting near estimates. After validating the methods,the analytical method was used to produce a non-dimensionalized contour graph which can be used as an estimate for getting time optimal solution for most of the missions within the sphere of influence of Earth.

Abstract [sv]

På senare tid har forskare insett fördelarna med användning av framdrivningssystem med låg dragkraft för att navigera rymdfarkoster genom solsystemet. Att bestämma banan genom rymden med låg dragkraft medför att lösningar till icke-linjära differentialekvationer måste finnas. Dessutom innebär det att vissa parametrar måste optimeras, bland annat flygtid och bränslekonsumtion, vilket gör problemet mer komplext. Det finns kommersiella programvaror, t.ex. SEPSPOT och GMAT, som kan optimera banor. Dessa mjukvaror är dock beräkningsmässigt krångliga och kräver en djupare förståelse för konceptet samt för mjukvaran. Detta examensarbete hade som mål att finna en bättre väg genom att analysera enklare metoder som redan finns tillgängliga för att lösa optimeringsproblemen. Analytiska metoder och indirekta optimeringsmetoder undersöktes i denna utredning med syftet att utvärdera de olika tillvägagångsätten, därigenom bestämma den snabbaste men samtidigt mest tillförlitliga metoden. Ett par approximationer så som Directional Adaptive Guidance (DAG) och Orbital Averaging-metoder användes for att reducera beräkningsbelastningen. Resultaten från bägge metoderna jämfördes med varandra och validerades med resultat från litteraturen. Många uppdragstyper så som Geostationär transferbana (GTO) till Geostationär jordbana (GEO), Låg jordbana (LEO) till Medelhög jordbana (MEO) samt vanliga justeringar av omloppsbanor analyserades. Den slutsats som nåddes var att genom att göra korrekta approximeringar kan lösningar bestämmas snabbt utan att offra tillförlitligheten hos lösningen. En felmarginal av 4% observerades mellan de två metoderna; ett fel som kan försummas för uppskattningar. 

Efter validering av metoderna användes analytisk metod för att ta fram en dimensionslös konturgraf som i sin tur kunde användas för att uppskatta en optimal tidslösning till de flesta uppdrag inom jordens gravitationsfält.​

Place, publisher, year, edition, pages
2019. , p. 23
Series
TRITA-SCI-GRU ; 2019:404
National Category
Aerospace Engineering
Identifiers
URN: urn:nbn:se:kth:diva-265610OAI: oai:DiVA.org:kth-265610DiVA, id: diva2:1380164
Examiners
Available from: 2019-12-18 Created: 2019-12-18 Last updated: 2019-12-18Bibliographically approved

Open Access in DiVA

No full text in DiVA

By organisation
Space Technology
Aerospace Engineering

Search outside of DiVA

GoogleGoogle Scholar

urn-nbn

Altmetric score

urn-nbn
Total: 78 hits
CiteExportLink to record
Permanent link

Direct link
Cite
Citation style
  • apa
  • ieee
  • modern-language-association-8th-edition
  • vancouver
  • Other style
More styles
Language
  • de-DE
  • en-GB
  • en-US
  • fi-FI
  • nn-NO
  • nn-NB
  • sv-SE
  • Other locale
More languages
Output format
  • html
  • text
  • asciidoc
  • rtf