An adaptive, in-sity, parameters estimation technique for improved spacecraft guidance and control in uncertain environments

Advances in space technology including low-thrust propulsion, such as solar sails and electric propulsion systems, are opening up new mission possibilities. Complex missions, like those about small celestial bodies, in highly perturbed environments or mission which are required to last for long operative times, are now possible. In particular, CubeSats have enabled cheaper access to space and opened space to a broader community of users. Considering the exploitation of solar sails, their use could open new frontiers in deep space exploration, both in terms of complexity and duration. However, the use of these technologies is challenging since nano-spacecraft are highly-constrained, for example, in thrust magnitude. Therefore, using such technologies for station-keeping and control in deep space requires far more efficient methods for the development of guidance and control algorithms that are able to exploit the natural perturbations of the environment. Exploiting the natural perturbations of the circular restricted three-body problem is a very well-known technique. However, this procedure is based on assumed values for the parameters of the model such as the spacecraft mass distribution and inertia, the main bodies sphericity, the optical properties of the spacecraft's surface and interactions of the spacecraft's onboard electronics and electric propulsion system with magnetic fields. To improve on these methods, the real value of these model parameters should be updated in-situ. In this thesis an approach is developed to estimate these parameters; it is based on real-time regression techniques, coupled with an extended state observer fed with the instantaneous position or angular velocity only (depending on the application). This coupling enables to build the entire system's state, to recover information on the environment, potentially to optimise the control strategies autonomously, with no need to store data, a limited computational effort, and the need to recover the spacecraft's position or angular velocity only. The proposed method is applied to an orbital control problem, which considers a solar sail at motion around an asteroid, with the objective of determining the following unknown parameters: the solar sail characteristic acceleration and the asteroid's gravitational harmonics coefficients. It has shown to be able to recover the parameters with only 30 days of observation. In a second application, it has been demonstrated on an attitude control problem, with the aim of recovering the spacecraft residual magnetic induction. It has shown to be able to converge to the real value of the parameters in less than 15 hours of observation. The recovered pieces of information are demonstrated to be useful to preserve part of the required control action for the station-keeping, and so to preserve propellant, or to drive the operations of a set of magnetic torquer, useful to refine the attitude control of the spacecraft.

Gli ultimi progressi della tecnologia spaziale e quelli relativi alla propulsione a bassa spinta, come vele solari e sistemi di propulsione elettrica, stanno aprendo nuove possibilità per ulteriori missioni. Al giorno d’oggi sono ormai possibili missioni spaziali complesse, su piccoli corpi celesti, in ambienti altamente perturbati e missioni cui è richiesto di perdurare per lunghi periodi di tempo. I CubeSats hanno permesso un accesso più economico allo spazio e hanno aperto lo spazio a una più ampia comunità di utenti. Se consideriamo invece il recente sviluppo delle vele solari, il loro uso potrebbe aprire nuove frontiere nell'esplorazione dello spazio profondo, sia in termini di complessità che di durata della missione. Tuttavia, l'uso di queste tecnologie è difficoltoso dal momento che le nano-navicelle sono altamente limitate sotto più punti di vista, ad esempio, per quanto riguarda la massima spinta disponibile. L’uso di tali tecnologie per problemi di controllo nello spazio profondo, richiede metodi molto più efficienti, come lo sviluppo di algoritmi di navigazione e controllo che siano in grado di sfruttare le perturbazioni naturali dell'ambiente. Sfruttare le perturbazioni naturali del problema dei tre corpi è una tecnica molto conosciuta. Tuttavia, questa procedura si basa sui valori assunti per alcuni parametri del modello, ad esempio: la distribuzione di massa e l'inerzia del veicolo spaziale, la sfericità dei corpi principali, le proprietà ottiche della superficie della nave spaziale e le interazioni dell'elettronica di bordo, o del sistema di propulsione elettrica, con campi magnetici. Per migliorare queste strategie, il valore reale di questi parametri dovrebbe essere aggiornato in-situ. In questa tesi viene sviluppato un approccio per stimare questi parametri; si basa su tecniche di regressione in tempo reale, abbinate a un osservatore di stato esteso alimentato con la sola posizione istantanea o la velocità angolare del veicolo spaziale (a seconda dell'applicazione). Questo abbinamento consente di ricostruire l'intero stato del sistema, di recuperare le informazioni sull'ambiente, potenzialmente di ottimizzare le strategie di controllo in modo autonomo, senza la necessità di memorizzare dati, con uno sforzo computazionale limitato e la necessità di recuperare solo la posizione o la velocità angolare del veicolo spaziale. Il metodo proposto è applicato a un problema di controllo orbitale, nel quale una vela solare è posta in movimento attorno a un asteroide, con l'obiettivo di determinare i seguenti parametri sconosciuti: l'accelerazione caratteristica della vela solare e i coefficienti delle armoniche gravitazionali dell'asteroide. Ha dimostrato di essere in grado di recuperare i parametri con solo 30 giorni di osservazione. In una seconda applicazione, è stato adottato su un problema di controllo di assetto, con l'obiettivo di recuperare l'induzione magnetica residua del veicolo spaziale; ha dimostrato di essere in grado di convergere al valore reale dei parametri in meno 15 di ore di osservazione. Le informazioni recuperate si sono dimostrate utili per preservare parte dell'azione di controllo richiesta per il controllo orbitale, e quindi per preservare propellente o per guidare le operazioni di un set di induttori di coppia magnetici, al fine di perfezionare la strategia di controllo di assetto del veicolo spaziale.