Multidisciplinary guidance and control synthesis methods for small satellites

The interest in small-sat and CubeSat missions is constantly increasing during the lasts years, as well as the complexity of the scenarios in which such class of satellites is employed and the performances that they shall guarantee in term of both attitude and orbital control. This growing interest is motivated on one side by the fact that small-sat can potentially reduce the costs and development time of a mission when compared with larger satellites, and on the other side by the fact that small-sat open the possibility to exploit innovative mission concepts with fractionated of repeated payload, increasing the scientific or economic return while minimizing the single-point-failures that can affect large monolithic satellites. The research work presented here focuses on the development and testing of multidisciplinary guidance and control synthesis methods for small satellites. The multidisciplinary approach, that will be extensively recalled in this work, become almost essential when small-sat guidance and control problems are addressed, indeed the hardware performance of such satellites are limited by their size and the reduced heritage. In particular, the performance of these satellites are typically limited by some critical elements, namely the propulsive units, the available power and energy and the computational performances. In this research work, two novel semi-analytical guidance algorithms for the center of mass and attitude motion are developed, presented and tested in mission scenarios of different complexity to prove their validity. In particular, the guidance algorithm for the center of mass motion is focused on the solution of the continuous control problem of a thrusting spacecraft, to be suitable for both electrical thrusters and low thrust-to-weight ratio chemical propulsive units. The algorithm is also employed in a small-sat multi injection mission scenario, adopting a novel routing problem approach. The attitude guidance algorithm is focused on the optimization of highly constrained attitude maneuvers. The constrains implemented arise both from hardware limitations and from the imposition of forbidden/desired pointing directions thought the exploitation of keep-in and keep-out cones. These last constraints are representative of scenarios in which some pointing directions are desired, such as the antenna to ground visibility during the maneuver, or the maximization of solar panels exposition to the sun, or in which some pointing directions are forbidden, such as payload and/or navigation instrument Sun/Earth/Moon avoidance. The algorithm is then coupled with a controller suitable for small-sat on-board implementation and tested in some realistic scenarios. As last step, the effect of flexible behavior of small-sat on the pointing performances is investigated through the adoption of a proper multi-body formulation of the equation of motion of the flexible small-sat.

L'interesse per le missioni small-sat e CubeSat è in costante aumento negli ultimi anni, così come la complessità degli scenari in cui questa classe di satelliti viene impiegata e le prestazioni che devono garantire sia in termini di assetto che di controllo orbitale. Questo crescente interesse è motivato da un lato dal fatto che i piccoli satelliti possono potenzialmente ridurre i costi e i tempi di sviluppo di una missione rispetto ai satelliti più grandi, e dall'altro dal fatto che i tali satelliti aprono la possibilità di sfruttare concetti di missione innovativi con frazionamento o ripetizione del carico utile, aumentando il ritorno scientifico o economico e riducendo al minimo i guasti catastrofici che possono interessare i grandi satelliti monolitici. Il lavoro di ricerca qui presentato si concentra sullo sviluppo e la sperimentazione di metodi multidisciplinari di sintesi di algoritmi guida e controllo per piccoli satelliti. L'approccio multidisciplinare, che sarà ampiamente richiamato in questo lavoro, diventa quasi essenziale quando si affrontano i problemi di guida e controllo di piccoli satelliti, poiché le prestazioni hardware di tali sistemi sono limitate dalle loro dimensioni e dalla ridotta esperienza di volo. In particolare, le prestazioni di questi satelliti sono tipicamente limitate da alcuni elementi critici, ovvero le unità propulsive, la potenza e l'energia disponibili e le prestazioni di calcolo. In questo lavoro di ricerca, due nuovi algoritmi di guida semi-analitica per il centro di massa e il movimento di assetto sono presentati e testati in scenari di missione di diversa complessità per dimostrarne la validità. In particolare, l'algoritmo di guida per il moto del centro di massa è incentrato sulla soluzione del problema del controllo continuo di un veicolo spaziale soggetto a forze propulsive, per essere adatto sia ai propulsori elettrici sia alle unità propulsive chimiche a basso rapporto spinta/peso. L'algoritmo viene impiegato anche in uno scenario di missione multi-iniezione di piccoli satelliti, adottando un nuovo approccio al problema del routing. L'algoritmo di guida d'assetto è incentrato sull'ottimizzazione di manovre d'assetto altamente vincolate. I vincoli implementati derivano sia da limitazioni hardware sia dall'imposizione di direzioni di puntamento proibite o desiderate, che prevedono lo sfruttamento di coni di keep-in e keep-out. Questi ultimi vincoli sono rappresentativi di scenari in cui alcune direzioni di puntamento sono desiderate, come la visibilità dell'antenna a terra durante la manovra, o la massimizzazione dell'esposizione dei pannelli al sole, o in cui alcune direzioni di puntamento sono proibite, come ad esempio evitare che il carico utile e/o i sensori di navigazione siano oscurati dalla presenza di un corpo celeste, quali ad esempio il Sole, la Terra ora Luna. L'algoritmo viene poi accoppiato con un controllore adatto all'implementazione a bordo di un piccolo satellite e testato in alcuni scenari realistici. Come ultimo passo, viene studiato l'effetto del comportamento flessibile del satellite sulle prestazioni di puntamento attraverso l'adozione di una dedicata formulazione multi-corpo delle equazione del moto del satellite flessibile.