O segmento lunar da cadeia da missão de classe Artemis

Quatro tipos de cenário, cada um também um tipo de fase da interface mission-thread (src/mission_thread/): eles levam um orçamento de erro de navegação e temporização por uma missão lunar polar sul, do encontro em órbita lunar à aterragem, à permanência na superfície e à ascensão de volta à órbita. Todo número aqui é MODELLED: um modelo declarado com entradas ILLUSTRATIVE, nada disso uma afirmação sobre qualquer missão, sistema ou local. "Classe Artemis" nomeia uma classe de conceito de missão, nada mais; nenhum dado, produto ou aval de agência é usado ou alegado, e nada aqui é afiliado a uma. Software de caráter consultivo, não um equipamento de navegação certificado. O Kshana não transmite nada e não aciona nenhum hardware.

Cada núcleo é uma função de (config, entry state, thread context); uma execução isolada constrói a entrada predefinida (uma covariância inercial centrada na Lua de 100 m e 0,1 m/s, um relógio LTC de 1 microssegundo) e a época predefinida 2028-01-01, e uma execução em cadeia toma a entrada da fase anterior. A cadeia, e não um núcleo, converte referenciais e escalas de tempo e aplica a regra de transferência: um invólucro de fase converte o estado de entrada para Mci (ou Mcmf para o mapa de superfície) e um relógio LTC por meio das conversões da cadeia, e as linhas de conversão são acrescentadas ao orçamento da fase. Um referencial ou escala de tempo que a cadeia não consegue converter (ITRF, por exemplo) é recusado com a mensagem da cadeia; um núcleo chamado diretamente com um referencial que não pode usar o recusa com o motivo. Uma fase nunca reinicia uma covariância, apenas transfere aquela com que termina.

O que cada fase faz#

lunar-orbit-rendezvous#

Dois veículos, um perseguidor e um alvo, voam na mesma órbita sob o modelo de forças lunares da biblioteca (um campo gravitacional e a Terra e o Sol como terceiros corpos). Uma estimativa de Gauss-Newton em lote ao longo do arco recupera os dois estados iniciais a partir de:

• uma solução absoluta de posição por veículo a partir de um conjunto de relés ILLUSTRATIVE de classe LCNS (relés atrás da Lua descartados, quatro necessários), cuja parte branca é o limite de seguimento de código do piloto AFS (BPSK(5), 5,115 Mchip/s) na C/N0 declarada vezes o cofator de DOP;
• um erro persistente do sinal no espaço em cada solução: os erros dos relés não se anulam pela média ao longo de um arco de horas, de modo que ele é levado como enviesamentos constantes de posição, um comum aos dois veículos (common_mode_fraction da variância, predefinição 0,9, ILLUSTRATIVE) e um independente por veículo. Um enviesamento constante não dá nenhum benefício de média, a leitura conservadora;
• uma distância por enlace cruzado a partir do mesmo sinal na sua própria C/N0.

Indica o erro relativo formal e de Monte Carlo de posição e velocidade nos eixos locais do alvo, a fração de épocas com soluções nos dois veículos, o erro de estimação normalizado quadrático médio (NEES) do estado relativo face ao seu valor esperado de 6, a deriva relativa por ignorar os harmónicos da gravidade, uma verificação de Hill (Clohessy-Wiltshire) em forma fechada para o caso circular, os modelos terminais de sensor relativo de sensors.rs da cadeia (parâmetros ILLUSTRATIVE) ao lado do valor só de sinais, e a covariância 6x6 do veículo perseguidor no final.

O que o resultado diz. Só com sinais, a distância por enlace cruzado fixa a posição relativa ao longo da linha de vista, mas a posição relativa transversal a ela é limitada pelo erro independente do sinal no espaço e pelo que a dinâmica fornece; a acoplagem precisa de um sensor relativo, e as linhas relative_sensors mostram a que distância cada um dos modelos de sensor da cadeia supera os sinais. O resultado também depende de a referência e o estimador partilharem um modelo de forças; a opção de estimador point-mass mostra o custo de ignorar os harmónicos, e não se espera que essa execução seja consistente.

A fase voa na sua própria órbita nominal (os campos orbit), de modo que o vetor de posição e velocidade de entrada não é usado, apenas a sua covariância, referencial e relógio; um evento na cadeia declara-o.

lunar-descent#

Por eixo horizontal, um modelo de erro inercial de cinco estados (posição, velocidade, enviesamento do acelerómetro, inclinação de atitude, enviesamento do giroscópio, conduzido pela força específica da descida) a partir da covariância de entrada e da IMU, depois um filtro sequencial sobre os auxílios ativados:

• Solução AFS: a partir dos relés visíveis acima de uma máscara plana, com o cofator de DOP ENU vezes um erro de distância do utilizador. standalone usa o erro do sinal no espaço; differential usa o resíduo do enlace de correção de lunar-differential-pnt. Com exatamente três relés à vista, o relógio é auxiliado, não estimado, e a solução passa então a levar c sigma_t: é aqui que o tempo lunar entra na solução.
• Solução relativa ao terreno: terrain-nav executa o correlacionador TERCOM/SITAN da biblioteca sobre o seu relevo sintético e uma escala métrica terrestre (um substituto, não o relevo polar sul); lola-crlb toma o limite de Cramer-Rao da correlação de uma janela de elevação do DEM real do LOLA no local, I = sum(grad h grad h') / sigma_h^2, e não reivindica solução onde o relevo restringe apenas uma direção (o problema de abertura).
• Tempo lunar: o erro de relógio na solução combina o relógio de entrada, o seu crescimento desde a sincronização e o termo LTC-TT de lunar-time-offset. Com lunar_time_mode = "tt" o veículo conta TT e o desvio acumulado é um enviesamento não corrigido; com "ltc" resta apenas a incerteza do intervalo publicado de 56 a 59 microssegundos por dia ao longo do horizonte. Um erro de marcação de tempo desloca uma solução ao longo da trajetória em v_h(t) sigma_t.

A dispersão de aterragem é o erro de navegação no toque mais um termo de orientação independente (guidance_sigma_m, ILLUSTRATIVE, 20 m por eixo por predefinição). A tabela ablation executa todas as combinações dos auxílios. A elipse é calibrada por Monte Carlo (a fração de aterragens simuladas dentro do contorno de 3 sigma face aos 98,9 % que uma gaussiana 2-D dá).

Leia com cuidado. A dispersão predefinida é dominada pelo termo de orientação suposto, e em todo local polar sul a geometria dos relés é quase a mesma, de modo que os locais diferem pouco. O tempo lunar importa pouco pela marcação temporal (150 m/s vezes alguns microssegundos é menos de um milímetro); importa quando a geometria se degrada para três relés.

lunar-surface#

Para cada local e estação (uma época e uma janela após ela): posicionamento por relés (quatro ou mais relés à vista acima da máscara e do horizonte de terreno do local com PDOP abaixo do limite, a partir das mesmas funções e da mesma constelação de moonlight-service-volume; o resultado de local único é igual, bit a bit, ao seu valor), se a Terra e o Sol estão acima do horizonte (Sol, Lua e orientação lunar analíticos, libração incluída) e a disponibilidade de temporização (um relé ou a Terra à vista) com o maior troço de nenhum dos dois. O valor dos relés não muda com a estação neste modelo (conjunto kepleriano, rotação média); os da Terra e do Sol mudam. A fase transfere a covariância sem alteração e disciplina o relógio até um piso de temporização (ILLUSTRATIVE, 50 ns), fica apenas a maior lacuna de temporização a atravessar em holdover.

lunar-ascent#

O modelo de cinco estados da descida nos três eixos do local a partir do estado de superfície, uma solução AFS num intervalo declarado com o mesmo tratamento do tempo lunar, e a covariância completa 6x6 de posição e velocidade na inserção transferida, com a correlação posição-velocidade de cada eixo mantida. A dispersão no corte do motor altera onde o veículo está e é indicada ao lado da covariância de navegação, não transferida. Os erros são mantidos nos eixos do local de lançamento (sem curvatura ao longo do alcance) e o estado nominal de saída é um substituto; apenas a covariância é o resultado.

Como um documento declara uma fase#

Numa cadeia, a tabela [phase.model] de uma fase é a própria tabela do cenário isolado. A duração da fase é o duration_s da cadeia: um modelo que também declara a sua própria chave de duração (arc_s, descent_s, stay_days, ascent_s) deve concordar com ele ou a fase é recusada, e um modelo que omite a chave assume a da cadeia. A semente é a semente de fase da cadeia, indexada pelo id, de modo que uma fase executada isoladamente com o mesmo id e a mesma semente da cadeia devolve os números que devolve na cadeia. Uma chave de modelo escrita errada é recusada, não ignorada. A transferência entre fases, e as conversões de referencial e de escala de tempo de que precisa (inercial centrado na Lua e fixo na Lua, Terra para Lua, os pares LTC), pertencem à cadeia.

Evidências#

Os projetos, as entradas e os limiares foram fixados em xval/mission-thread-lunar/PREREGISTRATION.md antes de qualquer execução, com seis alterações datadas, cada uma divulgada no ficheiro; o veredito de cada limiar, inclusive as falhas e o histórico do estimador, está em xval/mission-thread-lunar/RESULTS.md.

• A1 (o propagador face à trajetória reconstruída do LRO, 24 h): MET, diferença 3-D máxima de 33 m contra 500 m, 2,4 m RMS radial contra 60 m.
• A2 (o mesmo propagador face à órbita de halo quase retilínea do CAPSTONE ao longo de uma revolução de 6,5 dias): NOT MET, diferença de posição final de 136,8 km contra 25 km, e diferença de raio de periapsia osculador de 28,4 km contra 10 km. As causas não foram isoladas (os candidatos são a pressão de radiação e o albedo omitidos, a sensibilidade da órbita ao estado inicial e as séries analíticas da Terra e do Sol); a linha permanece MODELLED.
• Estas duas linhas testam o propagador que os tipos de cenário lunares partilham. Elas não testam nenhum filtro de navegação, sinal ou orçamento, e nada mais aqui tem uma referência independente externa.

Todo o resto é MODELLED, e as verificações de consistência dos tipos de cenário (B1 a B8 do pré-registo) testam uma implementação face ao seu próprio modelo declarado, e não face à Lua.