RT23 |Vision-guided Autonomous Lunar Lander Simulation- a Hardware in Loop (HiL) Simulation

Die in diesem Papier vorgestellte Studie ist ein auf HiL Simulation basierender Ansatz zur Simulation der Powered Descent (PD) Phase eines Lunar Landers unter Verwendung eines repräsentativen physikalischen Modells, einer spezifizierten Abstiegstrajektorie mit Geschwindigkeits- und Lagebeschränkungen und tatsächlichen Mondbildern, die aus öffentlich zugänglichen Mondbilddatenbanken und anderen beschränkten Quellen stammen. Es wird von einer 3-Phasen-Mondlandung ausgegangen, bestehend aus einer Descend Orbit (DO) Phase, einem Powered Descent (PD) und einer Terminal Descent (TD) Phase. Es wird weiterhin angenommen, dass der Lander mit mehreren Sensor-und Datenfusion wie der Inertial Measurement Unit (IMU), einer Oberflächenverfolgungskamera und einem Pulsed Laser Altimeter (PLA) ausgestattet ist. Es wird angenommen, dass die Lage- und Kinematiksteuerung des Landers durch Signale gesteuert wird, die aus der Sensorfusion abgeleitet werden. Während das Landerfahrzeug und seine On-Board-Controller auf einer OpalRT OP4500-Plattform simuliert werden, wird die hardware über MATLAB angebunden. Die endgültige Lösung sieht einen kompakten, auf einem Mikrocontroller basierenden Betrieb mit einem Bildverarbeitungs-FPGA und einem Prozessorkern auf der gleichen Platine vor, die derzeit entwickelt wird. Um das mit bemannten Mondmissionen verbundene Risiko zu eliminieren, hat sich die autonome Mondlandung als Stand der Technik in der Erforschung des Weltraums herauskristallisiert. Beispiele hierfür sind die jüngsten chinesischen und indischen Mundexpeditionen. Autonome, auf Vision basierende Systeme zur Gefahrenerkennung und -vermeidung sind einer der wichtigsten Forschungsbereiche hinter jeder autonomen Landemission für eine sichere und sanfte Landung auf einem planetaren Körper. An erster Stelle ist hier die Autonomous Precision Landing and Hazard Avoidance Technology (ALHAT) der NASA zu nennen. Zu den neueren Entwicklungen gehören die Co-operative Blending of Autonomous Landing Technologies (COBALT) der NASA oder die Navigation for Planetary Approach and Landing (NPAL) der ESA, die auf der Vision Guided Control and Navigation (VGCN) basieren und die Echtzeit-Merkmalsextraktion für die Navigation des Raumfahrzeugs zu bestimmten Koordinaten (kinematische Steuerung) sowie für die Korrektur von Positions- und Lagesensordaten nutzen. Eine fantastische Rekonstruktion der tatsächlichen Abstiegsflugbahn des Change-3-Landers ist ebenfalls verfügbar. Die PD-Phase für die hier vorgestellte Studie beginnt bei d 15 km, und während dieser Phase wird das Raumfahrzeug sowohl in der horizontalen Ebene als auch in der vertikalen Richtung durch Zündung seiner Triebwerke abgebremst. . Der Regler ist ein auf einer hybriden Finite-State-Machine (FSM) basierender adaptiver Proportional-Derivativ (PD)-Regler, und die Geschwindigkeitsfehler werden durch Anpassung des Vertikalschubs und der Lagewinkel mit geeigneter Verstärkungsplanung korrigiert. Das Raumfahrzeug stützt sich auf die an Bord befindlichen IMUs und die Relative Terrain Navigation (TRN) [10], die eine Echtzeit-Merkmalsextraktion und einen Abgleich über aufeinanderfolgende Bilder hinweg nutzen, um IMU-Fehler zu korrigieren. In der vorliegenden Studie wird davon ausgegangen, dass diese Phase bis zu einer Entfernung von etwa 1,2 km von der Oberfläche andauert, wenn die TD-Phase beginnt und die Kontrollsollwerte für die Navigation mit einer schnelleren Rate, d. h. in einem Intervall von 1 Sekunde, für eine engere Positions- und Geschwindigkeitssteuerung erzeugt werden. Wenn sich der Lander in der horizontalen Ebene innerhalb von ± 1 km von seinem gewünschten Landepunkt befindet und die Geschwindigkeiten in der horizontalen Ebene weniger als ±10 cm/s betragen, wird die Lagestabilisierung eingeleitet, so dass die optische Ebene der Bodenverfolgungskamera auf die Mittelebene des Landers ausgerichtet ist und die Laserhöhenmesser des Landers eingeschaltet werden. Der Lander sinkt dann auf eine Höhe von ca. 140 m ab und beginnt zu schweben, wobei das bordeigene Reaktionsrad eine Gierbewegung um die Z-Achse erzeugt, um kleinere Gefahren zu erkennen. Werden Gefahren erkannt, führt das Landegerät ein erneutes Zielmanöver durch, um eine Translationsbewegung in eine gefahrenfreie Zone durchzuführen, und landet mit einer Geschwindigkeit von 1,8 m/s bei abgeschalteten Triebwerken in 1 m Höhe über der Mondoberfläche. Die gesamte Simulation wurde auf Opal RT mit repräsentativen Monddaten und -bildern auf einer OP4500-Plattform durchgeführt.