Geometric modeling and control of spacecraft with a large rotating device using an active balancing system

Nowadays there is an ever increasing number of space missions that will consider the use of rotating devices whose purpose can vary from classic stabilising actions to more complex operational functions, especially in the context of missions requiring high Earth observation capabilities. In particular, controlling the attitude dynamics of such systems becomes challenging when considering the presence of unavoidable inertial asymmetries in the rotating device. In case of large rotating payloads, the effects associated with inertial unbalances potentially result in large internal forces and torques that appear at interface between the spacecraft and the rotating part, causing degradation of the system stability and performance and thereby compromising the success of the entire mission. The purpose of this thesis is to model and study the dynamics of these systems when including an active balancing system mounted on the rotating device and made by movable masses. The modeling part is carried out leveraging a coordinate-free approach based on tools from differential geometry. Special care is then devoted to studying the stability of a decoupled control architecture in which the spacecraft attitude is controlled by using classic control laws for attitude stabilization while the rotor balancing operations are carried out by means of a harmonic controller. A multi-step spin up balancing approach is suggested to reduce the amplitude of the interface loads during the starting phase of the mission.

Oggigiorno sono sempre più numerose le missioni spaziali che considerano l'uso di una struttura rotante, la cui funzione può variare da una classica azione stabilizzante ad una più complessa funzione operativa, specialmente nel contesto di missioni che richiedono alte prestazioni ai fini dell'osservazione della Terra. Controllare la dinamica d'assetto di questi sistemi è particolarmente impegnativo quando viene considerata la presenza di inevitabili asimmetrie inerziali che queste strutture posseggono. Nel caso di grandi carichi rotanti, gli effetti associati a questi sbilanciamenti inerziali possono potenzialmente causare la comparsa di elevate forze e momenti all'interfaccia tra satellite e carico rotante e, conseguentemente, causare la degradazione della stabilità del sistema e delle sue prestazioni compromettendo il successo dell'intera missione. Lo scopo di questa tesi è la modellazione e lo studio di queste dinamiche quando è preso in considerazione l'uso di un sistema di bilanciamento attivo composto da masse movibili e montato sulla struttura rotante. La parte di modellazione è condotta considerando un approccio a coordinate libere basato sugli strumenti della geometria differenziale. Particolare attenzione è poi data allo studio della stabilità dell'architettura di controllo in cui l'assetto del satellite è controllato usando una classica legge di controllo mentre le operazioni di bilanciamento del rotore sono condotte usando un controllore armonico. Una procedura di accelerazione a più riprese è poi suggerita per ridurre le ampiezze dei carichi all'interfaccia durante la fase iniziale della missione.