Der in dieser Arbeit betrachtete atmosphärische Eintritt beginnt bei der Erde in einer Höhe von 120 km und endet mit dem Übergang in die Fallschirmphase, der missionsabhängig in 20 bis 40 km Höhe erfolgt. Dieser Übergang muss innerhalb eines engen Geschwindigkeits- und Höhenkorridors und mit einer maximalen Zielabweichung von 5 km stattfinden. Während des Eintritts sind vorgegebene Randbedingungen, wie der maximal zulässige Wärmestrom, einzuhalten. Weiterhin ist Robustheit gegen Störungen und Modellungenauigkeiten zwingend erforderlich. Um die gewünschte Flexibilität des Lenkkonzepts zu erreichen, wurde ein Bahnregler nach der Theorie der näherungsweisen Eingangs-/Ausgangslinearisierung entwickelt. Dabei wird das nichtlineare System so transformiert, dass es global lineares Eingangs-/Ausgangsverhalten aufweist; zur Regelung wird ein linearer Zwei-Größen-Folgeregler für die Widerstandsbeschleunigung und den Bahnazimut verwendet. Als Steuerungen stehen der Flugwindhängewinkel und der Anstellwinkel zur Verfügung. Der Anstellwinkel kann jedoch nur in einem begrenzten Bereich um seinen Trimmwert variiert werden. Als Führungsgröße des Folgereglers dient eine vor dem Eintritt optimierte Nominaltrajektorie, die für die Raumfahrtkapsel ein Widerstandsprofil in longitudinaler und eine Bodenspur in lateraler Richtung vorgibt. Diese beiden Profile werden durch zwei gekoppelte radiale Basisfunktionsnetze modelliert und beschreiben den Verlauf der Führungsgrößen während des Eintritts. Die neuronalen Netze werden während des Eintritts laufend an die aktuellen Bedingungen angepasst. Zur Verifizierung des vorgestellten Lenkverfahrens wird ein Simulator verwendet, der im Rahmen der ATPE-Studie (Aeroassist Technologies for Planetary Exploration) in Zusammenarbeit mit Astrium, Bremen, und EADS-LV, Toulouse, erstellt wurde. Die vier Missionen der ATPE-Studie beinhalten bemannte und unbemannte Eintritte auf der Erde und auf dem Mars sowie einen unbemannten Eintritt auf der Venus. Die größte Herausforderung stellt der Erdeintritt der bemannten Marsmission mit Skip-Trajektorie dar. Bei diesem direkten Eintritt muss eine Geschwindigkeit von fast 12 km/s abgebaut und kontrolliert in Wärme umgewandelt werden. Simulationen wurden sowohl unter nominalen Bedingungen als auch mit variierten Anfangswerten für Position, Geschwindigkeit und Flugwindneigungswinkel des Eintrittsfahrzeugs durchgeführt. Die Ergebnisse zeigen, dass das in dieser Arbeit vorgestellte Lenkkonzept robust auf Abweichungen aus dem vorhergehenden Flugabschnitt reagiert. Sogar bei großen Abweichungen der Anfangsbedingungen ist noch ein Eintritt unter Einhaltung der Beschränkungen und mit der geforderten Zielgenauigkeit möglich.

For the Earth, the atmospheric entry, which is examined in this work, starts at an altitude of 120 km and ends with the transition to the drogue chute phase, which takes place at an altitude of 20 to 40 km depending on the respective mission. This transition must be initiated within narrow corridors for velocity and altitude and with a maximum deviation from the target position of 5 km. During the entry given constraints, such as the maximum permitted heat flux, must be observed. In addition, robustness against disturbance and model inaccuracies is compulsory. To achieve the desired flexibility of the guidance concept, a path controller based on the approximate feedback linearization method is developed. The nonfinear systern is transformed as to feature globally linear input/output behavior; a linear tracking controller for the drag acceleration and the heading angle is implemented. The available controls are die bank angle and the angle of attack. However, the angle of attack may only be varied in a limited range about its trim value. A nominal trajectory is optimized prior to entry and serves as reference for the tracking controller. It describes the drag acceleration versus energy profile of the entry capsule in longitudinal direction and its ground track in lateral direction. The profiles are represented as two coupled radial basis function networks and describe the charaeteristics of the reference states during the entry. The neural networks are continuously adapted to the actual conditions during the entry. To verify the presented guidance concept a simulator was used which was set up within the ATPE study (Aeroassist Technologies for Planetary Exploration) in cooperation widi Astrium, Bremen, and EADS-LV, Toulouse. The examined four missions of die ATPE study comprise manned and unmanned atmospheric entries on Earth and on Mars as well as an unmanned entry on Venus. The major challenge is the entry to Earth of the Manned Mars Mission using a trajectory with skip. This direct entry implies a velocity of almost 12 km/s to be reduced and the kinetic energy to be dissipated. Simulations under nominal conditions as well as with perturbed initial values forposition, speed and inclination angle of the entry vehicle were performed. The results show that the guidance concept presented in this work is robust against deviations resulting from the previous flight segments. An entry in compfiance with all state constraints and with the demanded target accuracy is possible even for ]arge deviations from the initial conditions. 't