Modeling and Control of a Parafoil-Based Guided Payload

La dernière phase d’une mission d’un ballon stratosphérique est une descente en parachute, typiquement non guidée. L’atterrissage à un endroit désiré se limite à la sélection du point de déploiement du parachute selon des simulations a priori, après quoi aucun ajustement ne peut être effectué. Les descentes résultantes sont généralement imprécises et imprévisibles. Une alternative aux parachutes non guidés est l’utilisation d’un système basé sur un parafoil dirigeable. Ce mémoire présente la formulation et la démonstration d’une méthodologie pour la modélisation, l’identification, et la commande du cap et de la finesse d’un tel système. Deux modèles dynamiques non linéaires de la littérature, avec 4 et 6 degrés de liberté (DDL), ont été analysés. Le système est contrôlé en raccourcissant les lignes de frein gauche et droite pour déformer le parafoil. Ces entrées sont converties en déflexion symétrique et asymétrique. Le réponse dynamique du système, ainsi que son évolution avec l’augmentation de l’altitude jusqu’à 18 km, a été analysée. Éclairé par ces observations, le modèle à 4 DDL a été mis à jour pour offrir une meilleure approximation de l’effet de l’altitude sur la dynamique latérale. L’identification de paramètres du modèle à 4 DDL est réalisée par estimation du maximum de vraisemblance, à l’aide de données issues d’un récepteur GPS, une centrale inertielle et des encodeurs rotatif sur les actionneurs du système. Cette approche est validée en générant des données de vol simulées avec le modèle à 6 DDL, pour ensuite y appliquer la procédure d’identification et comparer la trajectoire du modèle identifié à celle du modèle original. Les résultats démontrent l’efficacité de cette méthode d’identification, même en présence de vent.

Abstract

The last phase of a stratospheric balloon based mission consists of a parachuted descent, with typical operations using an unguided parachute. Control over the touchdown location is limited to pre-flight simulation and selection of the parachute deployment point, after which no further adjustments can occur. The resulting descent trajectories are generally inaccurate and unpredictable. An alternative is the use of a steerable parafoil-based system. The research presented is the formulation and demonstration of a methodology for the modeling, parameter identification and heading and glide ratio control of such a system. Two non-linear dynamic models from literature with 4 and 6 degrees of freedom (DOF) were analysed. The system is controlled by shortening the left and right brake lines to deform the canopy. These inputs are processed into symmetric and asymmetric deflection. Steadystate and transient behavior, and their evolution of with increasing altitude up to 18 km was analysed. From these observations the 4-DOF model was refined with better modeling of altitude’s effect on lateral dynamics. Systems identification is performed for the 4-DOF model using output-error maximum likelihood estimation, using data from a GPS receiver, an IMU and a rotational encoder on each of the system actuators. Validation consisted of generating simulated noisy flight data with the 6-DOF model, applying the identification procedure to this data, and comparing the trajectories of the original and identified models when given the same sequence of inputs. An accurate 4-DOF approximation was successfully obtained in trials with atmospheric wind velocities ranging from 0 to 5 m/s.