Attitude and orbital dynamics coupling for high area-to-mass ratio spacecraft for the OUFTI-next 3U Cubesat and the ZodiArt iSEE MicroSat missions

Modern spacecrafts are characterised by peculiar shapes, optimised for advanced scientific and commercial activities. Moreover, interests in satellites large constellations or MicroSat in formation flying are increasing and, as a consequence, also the challenges related to the Attitude Determination and Control Subsystem, being related to the capability to sustain uncommon disturbances torques, to enhance a fine pointing budget and to be able to take into account the coupling between attitude and orbital dynamics. In this Thesis two Attitude Determination and Control Subsystem simulators build in Matlab/Simulink will be presented, one dynamically decoupled and exploited to provide simulations for the OUFTI-Next 3U CubeSat mission, by Centre Spatial de Liège and the University of Liège, and one coupled, fundamental to evidence the fine coupling between orbital and attitude dynamics in the ZodiArt iSEE mission, by Politecnico di Milano. Both of the simulators are characterised by a complete disturbances model, including the Earth zonal harmonics, the Moon and Sun third body perturbations, solar radiation pressure, drag and lift. In particular, solar radiation pressure and drag/lift coupled effects on satellite fine relative positioning, while orbiting in formation, will be presented in a compact set of plots, here called Orbital long-track envelopes. Thanks to the tool implemented, these analyses can be generalised to every kind of small satellites and orbit. In addition, peculiarities, opportunities and criticalities of the previously mentioned missions will be inspected and fully described.

I moderni veicoli spaziali sono caratterizzati da forme peculiari, ottimizzate per scopi scientifici e commerciali. L’interesse nelle grandi costellazioni di satelliti e il volo in formazione di microsatelliti sta crescendo e conseguentemente il controllo e la determinazione dell’assetto stanno diventando sfide sempre più impegnative, poiché, per assicurare un’elevata precisione di puntamento, dovranno far fronte a disturbi sempre più complessi a causa dell’accoppiamento fra dinamica orbitale e di assetto. In questa Tesi verranno presentati due simulatori del sottosistema deputato al controllo e alla determinazione di assetto, implementati in Matlab/Simulink: il primo, a dinamiche disaccoppiate, è stato utilizzato per simulare la missione OUFTI-Next 3U CubeSat, patrocinata dal Centre Spatial de Liége e dall’Università di Liegi; il secondo, a dinamiche accoppiate, è stato invece fondamentale per la missione ZodiArt iSEE, patrocinata dal Politecnico di Milano. Entrambi i simulatori sono caratterizzati da un modello di disturbi completo di non sfericità terrestre, perturbazioni di terzo corpo provocate da Luna e Sole, pressione di radiazione solare, resistenza e portanza aerodinamiche. In particolare, gli effetti accoppiati della pressione di radiazione solare e della resistenza/portanza sul posizionamento relativo dei satelliti durante il volo in formazione, verranno presentati in grafici compatti, qui chiamati Orbital long-track envelopes. Grazie agli strumenti implementati, queste analisi possono essere eseguite per ogni tipo di satellite e di orbita. Verranno infine ampiamente descritte anche peculiarità, potenzialità e criticità delle sopracitate missioni.