This thesis presents optimal rocket-powered launch vehicle ascent guidance with disturbances. The ascent guidance system for launch vehicle determines attitude commands and engine throttle command during the ascent phase of vehicle. The optimal control theory is able to be adapted to solve optimal ascent guidance problem and that solution perform an important role to increase payload capability of launch vehicle or de-crease fuel consumption with respect to given payload. Most of the ascent guidance methods are based on the optimal open-loop guidance scheme and this conventional way of approach has been used with day-of-launch consideration. On the other hand, optimal closed-loop guidance scheme had been not preferred be-cause system model uncertainty, aerodynamics and wind disturbance make optimal closed-loop problem more difficult to be converged in short time using on-board computer. Optimal open-loop guidance method could be a good enough solution in some cases but it is too sensitive to parameter changes and uncertainties. If there is no launch vehicle heritage or data, building an open-loop guidance system becomes more difficult task. Several closed-loop based guidance systems are being developed to build a feasible algorithm to solve complex optimal guidance problem using on-board computer. The most significant aspect of closed-loop guidance system is to minimize convergence or computation time. In the closed-loop guidance system, on-board computer updates guidance command by regarding current states as initial states. During the ascent phase, path constraints and terminal condition have to be satisfied to conduct successful launch mission. A path following method could be implemented to conduct optimal closed-loop guidance. A role of path follow-ing method is to reduce position errors between flight path and nominal path. This fact leads to very small changes or perturbations between previous optimal closed-loop guidance solution and next optimal closed-loop guidance. Then previous solution could be used as a good guess value for next solution. The ascent guidance of multi-stage launch vehicle can be regarded as an N-phase optimal control problem. Each phase has a different mass and thrust because solid rocket boosters or first stage of launch vehicle will be discarded. State, control input and final time of each phase that minimize the cost function can be determined by solv-ing optimal guidance problem. The optimization tool GPOPS-II used for this problem. It is optimal control software that implements hp-adaptive Legendre-Gauss-Radau quadrature integral pseudospectral methods for solving nonlinear optimal problem. At the latter part of paper, launch vehicle ascent simulation is posted and it shows that closed-loop approach can be used for solving optimal ascent guidance problem.
본 논문은 우주발사체 발사 과정에서 외란을 고려한 최적 유도기법을 다루고 있다. 우주발사체 발사 유도 시스템은 자세제어 명령 및 추력 명령을 생성한다. 최적제어 이론을 활용하여 주어진 페이로드를 특정 궤도에 진입시키기 위해 소모되는 연료를 최소화하거나 일정한 연료를 소모하여 궤도에 진입시킬 수 있는 페이로드의 무게를 최대화 할 수 있다. 기존에 연구된 대부분의 우주발사체 발사 유도 기법은 개회로 유도 방식을 사용한다. 이는 시스템 모델링 에러 및 공기역학적인 외란에 의해 발생하는 각종 불확실한 영향하에서 온보드 컴퓨터를 이용한 폐회로 유도 방식을 사용하면 계산 시간이 길어져 유도 시스템의 안정성을 보장할 수 없기 때문이다. 이러한 문제를 극복하기 위하여 경로 추종 방법을 적용하였고 최적문제를 해결하는 과정에서 계산 시간을 줄이기 위하여 추정값을 비롯한 파라미터들을 결정하는 방법을 제시하였다. 우주발사체의 발사 이후 현재 위치를 최적 유도 문제의 초기값으로 설정하고 유도 명령을 업데이트하는 방식을 사용한다. 이 때 경로 추종 방법을 이용하여 우주발사체가 주어진 외란에도 불구하고 현재 생성되어있는 유도 명령을 추종하도록 한다. 이를 통해 현재 생성되어있는 유도 명령과 폐회로 최적 유도 기법을 이용해 다시 생성할 유도 명령이 유사한 값을 갖게 된다. 이는 이전에 생성된 최적 유도 명령이 다음에 생성될 최적 유도 명령에 대한 좋은 추정값이 될 수 있음을 의미한다. 다단 우주발사체가 분리되는 과정을 고려하고 각 단계 추진체의 남은 연소시간을 고려하여 최적 문제를 풀기 위한 노드 개수를 결정할 수 있다. 우주발사체 문제는 각 단의 분리에 따라 N개의 단계로 이루어진 최적화 문제로 다룰 수 있으며 이를 해결하기 위하여 GPOPS2라는 소프트웨어를 활용할 수 있다. 이 소프트웨어는 Gauss pseudospectral method에 기반을 두고 있다. 본 논문의 마지막 부분에서는 우주발사체의 발사 시뮬레이션을 수행한다. 내부 및 외부 외란이 있는 상황에서 폐회로 방식의 최적 유도를 수행하며 이러한 방식이 빠른 계산속도로 수행될 수 있음을 보인다.
