Les scientifiques examinent la conception et l’optimisation de la trajectoire pour l’exploration du système jovien

Le système jovien a longtemps suscité l’intérêt de l’exploration humaine. Cependant, Jupiter et ses quatre lunes galiléennes forment un environnement dynamique multicorps unique et complexe qui défie grandement la conception et l’optimisation des trajectoires.

De plus, l’environnement de rayonnement extrêmement fort de Jupiter et le faible carburant disponible des engins spatiaux augmentent encore la difficulté de conception de trajectoire. Afin de satisfaire les exigences de diverses missions d’exploration du système jovien, de développer de nouveaux concepts de mission et d’obtenir un mérite plus élevé à moindre coût, diverses théories et méthodologies de conception et d’optimisation de trajectoires ont été proposées ou développées au cours des deux dernières décennies.

Il y a un manque d’examen complet de ces méthodologies, ce qui est défavorable pour développer davantage de nouvelles techniques de conception et proposer de nouveaux schémas de mission.

Dans un article de synthèse récemment publié dans Espace : science et technologiedes chercheurs de l’Université d’aéronautique et d’astronautique de Nanjing et de Rutgers, l’Université d’État du New Jersey, fournissent un résumé systématique du passé et des méthodologies de pointe pour quatre phases d’exploration principales, y compris la capture de Jupiter, la visite des lunes galiléennes, Jupiter cartographie globale, orbite autour et atterrissage sur une lune cible.

Tout d’abord, les auteurs passent en revue les techniques, la conception et l’optimisation des trajectoires de capture de Jupiter. En utilisant la technique de capture assistée par satellite, le Δv requis peut être considérablement réduit. Selon le nombre de lunes galiléennes impliquées, il peut être classé en captures assistées par satellite simples, doubles, triples et quadruples. Au siècle dernier, la condition de capture assistée par satellite unique a été dérivée par Cline dans le problème à deux corps.

En ce qui concerne la capture assistée par plusieurs satellites à travers les survols de deux ou plusieurs lunes galiléennes, les techniques d’analyse d’angle de phase basées sur la résonance de Laplace et la quasi-résonance de Callisto et Ganymède sont proposées pour trouver des satellites triples et quadruples assistés par satellite. les séquences de capture sont étudiées par Lynam et al.

La capture assistée par plusieurs satellites est plus complexe mais est capable de réduire davantage le Δv requis par rapport à la capture assistée par un seul satellite. De plus, le problème de la capture assistée par satellite sans Δv a été analysé par Macdonald et McInnes. D’autres techniques ont également été proposées pour réduire le coût. Un vaisseau spatial avec une longue attache peut générer une force de Lorentz suffisamment grande comme propulsion pour la capture en raison du champ magnétique puissant de Jupiter.

La propulsion électrique solaire (SEP) est une option favorable pour les missions d’exploration de Jupiter en raison de son impulsion spécifique beaucoup plus élevée que la propulsion chimique traditionnelle. La technique des arrivées au sommet des nuages ​​est une autre approche pour atteindre efficacement l’orbite de Jupiter. De plus, les études sur la conception et l’optimisation de trajectoires pour la capture d’un vaisseau spatial sur une orbite jovienne peuvent être classées en deux cas.

Le premier cas se concentre uniquement sur les trajectoires dans le système de Jupiter tandis que le second cas intègre les transferts interplanétaires héliocentriques avec des captures assistées par satellite. Diverses méthodes de conception et d’optimisation sont développées, prenant en compte différentes dynamiques.

Deuxièmement, les auteurs passent en revue les tournées des lunes galiléennes. Le modèle patched-conics est souvent utilisé pour analyser et concevoir efficacement des trajectoires de tournée contenant des survols de lunes galiléennes pour sa simplicité. Les sauts résonnants, la rotation des pétales, les séquences de manivelle au-dessus du sommet (COT), le basculement et les Cyclers sont des séquences de survol spéciales dans le tour des lunes galiléennes.

La technique de manœuvre à effet de levier V-infinity (VILM) peut obtenir les changements souhaités sur la vitesse excessive du vaisseau spatial vers la lune et améliorer l’efficacité de la manœuvre en orbite. Le graphique de Tisserand et le graphique (V-Infinity, Resonance) sont des outils utiles pour les concepteurs afin de sélectionner des séquences viables d’assistance à la gravité.

Bien que les techniques à deux corps soient pratiques, elles n’utilisent pas pleinement la dynamique naturelle du système Jupiter-lune et ont des limites d’application. Par conséquent, une série de techniques ont été développées pour la conception de trajectoires à trois corps. Le graphe de Tisserand – Poincaré, la carte Flyby et le transfert à effet de levier de Tisserand sont développés de manière progressive, pour la conception de transferts d’orbite à faible Δv dans le CRTBP.

Les variétés invariantes d’orbites de points de libration et d’orbites résonnantes instables fournissent une passerelle pour concevoir une trajectoire de tournée à faible coût entre les lunes. Patcher efficacement les variétés invariantes est une préoccupation importante dans les études récentes. De plus, un problème clé limitant l’efficacité de la conception est que le problème à trois corps ne peut pas être résolu analytiquement et repose sur l’intégration numérique.

La technique populaire de l’intelligence artificielle (IA) offre une nouvelle approche possible pour résoudre la difficulté. De plus, la conversion de trajectoires basse fidélité en trajectoires haute fidélité est essentielle dans la pratique de l’ingénierie. Un paramètre de continuation κ peut être utilisé pour convertir le modèle patched-conics en modèle à n corps, selon une méthode de continuation de Bradley et Russell.

En ce qui concerne l’optimisation, l’optimisation déterministe d’une mission de tournée comprend deux parties : (a) l’optimisation de la séquence de survol qui nécessite une recherche large et (b) l’optimisation de trajectoire impulsive et continue avec une séquence de survol donnée. Cependant, dans une mission réelle, il existe de nombreuses incertitudes telles que les incertitudes de modèle, les erreurs de navigation, les erreurs de manœuvre orbitale, etc., une conception robuste des trajectoires avant le lancement est donc nécessaire.

Troisièmement, les auteurs passent en revue les trajectoires de cartographie globale de Jupiter. Contrairement aux trajectoires de tournée à faible inclinaison, les trajectoires de cartographie globale de Jupiter nécessitent des inclinaisons élevées. D’une part, les assistances gravitationnelles des lunes galiléennes peuvent être utilisées pour augmenter les inclinaisons du vaisseau spatial.

D’autre part, les orbites répétitives de suivi au sol sont conçues sous la perturbation non sphérique de Jupiter. De plus, l’ajustement de l’orbite d’exploration autour de Jupiter peut nécessiter des trajectoires de transfert à long temps de vol, ce qui est difficile en raison du problème de convergence utilisant l’estimation initiale d’une solution képlérienne de Lambert.

Quatrièmement, les auteurs passent en revue les trajectoires des orbiteurs et des atterrisseurs lunaires. En ce qui concerne les orbites autour des lunes galiléennes, les orbites à basse altitude et quasi polaires sont des candidats appropriés pour les orbites scientifiques, mais les orbites fortement inclinées autour d’Europe ne sont pas stables et faciles à entrer en collision avec Europe en raison de l’effet gravitationnel du troisième corps de Jupiter.

La façon de concevoir des orbites à longue durée de vie est étudiée par différents chercheurs en tenant compte de la force de marée de Jupiter et des perturbations J2, C22, J3 et J4 d’Europe. De plus, des orbites gelées artificielles à forte inclinaison et presque circulaires autour d’Europe avec une faible poussée sont étudiées. Des solutions d’orbites gelées naturelles sont également trouvées pour Ganymède et Callisto sur la base des éléments de Milankovitch.

L’observation d’une lune à l’aide d’orbites à basse énergie est une approche alternative, où la connexion hétéroclinique et homoclinique entre les orbites périodiques instables autour des points L1 et L2 du système à trois corps planète-lune est proposée comme orbites de mission pour les observations. En ce qui concerne la capture d’orbite sur les lunes galiléennes, le premier problème est de savoir comment approcher la lune cible.

L’approche planaire et spatiale finale est liée aux orbites de résonance et les résonances requises ont été évaluées à l’aide du calcul des variétés invariantes des orbites de Lyapunov et du halo. Baisser le coût de capture est le deuxième enjeu important, là où la capture temporaire est un choix. Quant à l’atterrissage sur les lunes galiléennes, seules quelques études ont été publiées sur les trajectoires de conception pour l’alunissage galiléen.

Un bref résumé sur la comparaison de différentes techniques et méthodes est donné comme suit :

(1) Les techniques à deux corps sont utiles pour concevoir des trajectoires de survol dans le système jovien et ne sont pas en mesure d’utiliser la dynamique à plusieurs corps pouvant entraîner un coût de carburant plus élevé, tandis que les techniques à trois corps ou les techniques à plusieurs corps peuvent utiliser davantage le dynamique naturelle du système jovien mais plus complexe et chronophage.

(2) Les techniques à faible poussée peuvent économiser du carburant en raison de l’impulsion spécifique beaucoup plus élevée ou de l’utilisation du champ magnétique de Jupiter. Cependant, la capacité de correction d’orbite de faible poussée est inférieure à delta-V, ce qui entraîne de nouveaux défis de navigation.

(3) La plupart des méthodes d’optimisation de trajectoire existantes sont déterministes par lesquelles les trajectoires conçues ne sont pas robustes aux incertitudes et une analyse de navigation future est nécessaire. En revanche, l’optimisation de trajectoire robuste prend en compte les incertitudes et le contrôle optimal obtenu est robuste.

Cependant, l’optimisation robuste de la trajectoire est difficile en raison de la propagation des incertitudes d’orbite dans la dynamique multi-corps et du grand espace de solution.

Selon les progrès actuels de la recherche, le développement des aspects suivants est prévu à l’avenir : (1) techniques multi-corps dans la conception de missions d’ingénierie, (2) méthodes d’optimisation de trajectoire robustes et (3) techniques d’IA.