The European Student Moon Orbiter attitude determination and control during the impulsive trajectory manoeuvres

The aim of this work is to analyse the impulsive trajectory manoeuvres which will carry the European Student Moon Orbiter (ESMO) from the initial GTO (Geostationary Transfer Orbit) to the desired final moon orbit. The spacecraft attitude is estimated and controlled during these phases in order to define a reliable combination of sensors, actuators and algorithms capable of performing the manoeuvres with respect to the requirements. The simulations of attitude dynamic have pointed out system weakness and the importance of several parameters. Available actuators (reaction wheels, cold gas thrusters, main engines) and sensors (sun sensor, star tracker, gyros) have been traded off to define the best architecture. Attitude has been estimated processing measurements with a Kalman filter. A closed loop control system has been developed in the Laplace domain considering all transmission delays and the presence of the sample & hold device. System dynamic has then been implemented in Simulink and integrated over time considering all environmental disturbances acting on the spacecraft in order to obtain the attitude kinematic. Several performance indices have been considered: First of all the ratio between the net velocity increment introduced perpendicularly to the required direction and the longitudinal one. Further indices are maximum values of angular rate, amplitude of attitude oscillations, manoeuvres duration etc.. During the transfer the spacecrafts centre of gravity is subject to shift within a band defined by the structure team. This is due to propellant consumption or any other undesired change in mass distribution. As the centre of gravity shifts away from the ideal position the thrusters arms are modified and slowly varying parasite torques appear. The maximum value for shift has been considered in designing the system and the related torque introduced by main engines firing is by far the strongest disturbance acting on the spacecraft. The main engines off-modulation is the only practical way of compensating it. It is important to notice that planning the thrusters off-time effectively change the disturbance torque acting on the spacecraft rather than compensating it with an additional torque, as is usually. Since the centre of gravity position is required by the estimator to correctly propagate the attitude, an appropriate procedure has been designed to approximate it. A key point is to understand whether the star tracker is able to supply measurements during the firing manoeuvres. In initial analyses it is assumed out of work because of the system angular rates. Moreover the possibility of stopping the manoeuvres to quickly reset any estimation error is excluded. In this context analyses results pointed out that a second sensor is strongly recommended to reliably estimate the attitude. The second sensor shall be able to measure a vector in addition to the sun vector. If no other sensor is admitted and the star tracker is out of work the attitude estimation will be affected by drift. Diverse situations have been investigated and system performances have been evaluated against parameter variations. In conclusions the requests, addressed to other subsystems, are exposed. The simulation model is provided for those interested in exploring new situations and it is practically explained in the appendix.

Il progetto di tesi ha l’obiettivo di analizzare le manovre orbitali che porteranno ESMO (European Student Moon Orbiter) dall’orbita di trasferimento geostazionaria (GTO) all’orbita operativa lunare. L’assetto del sistema è stato stimato e controllato durante tali fasi con l’obiettivo di individuare una configurazione di sensori attuatori e algoritmi in grado di affrontare le manovre richieste rispettando i requisiti. La simulazione della dinamica del sistema ha permesso di evidenziare i punti deboli e di valutare l’importanza dei diversi parametri di progetto. Gli attuatori a disposizione (ruote di reazione, razzetti a gas freddo, motori principali) sono stati confrontati così come i sensori (giroscopi, sensore di sole, sensore di stelle) per capire quale fosse la combinazione più affidabile in grado di adempiere la missione. La stima dell’assetto è basata sull’utilizzo di un filtro di Kalman mentre il sistema di controllo in anello chiuso è stato progettato nel dominio di Laplace considerando i ritardi di linea e la presenza del circuito sample/hold. La dinamica del sistema è stata quindi implementata in ambiente Simulink e integrata nel tempo considerando tutti i disturbi ambientali presenti, così da ricavare la cinematica d’assetto. Sono stati considerati diversi indici di prestazione: primo fra tutti il rapporto tra l’incremento netto, finale di velocità in direzione transversa a quella di manovra (imposta nel riferimento inerziale) e quello in direzione longitudinale. Ulteriori indici di prestazione sono i valori massimi di velocità angolare, l’ampiezza delle oscillazioni dell’assetto, la durata delle manovre etc. Durante la fase di trasferimento il centro di massa del sistema è soggetto ad una traslazione indefinita, i cui valori massimi sono stati fissati dal gruppo strutture; Tale spostamento è causato dal consumo di propellente o da indesiderate variazioni nella distribuzione di massa e, anche se piccolo, modifica le coppie introdotte dai motori principali. All’accensione del sistema propulsivo compare dunque una coppia di disturbo lentamente variabile nel tempo. Per garantire robustezza del progetto, il dimensionamento è stato effettuato considerando il più alto valore possibile di traslazione. La coppia parassita risultante è di gran lunga il disturbo più intenso agente sul sistema e l’unico modo per compensarlo è tramite off-modulation dei motori principali: l’impulso associato alla coppia di controllo è stato tradotto, ogni secondo in una sequenza di spegnimento dei propulsori. E’ importante notare che questa strategia non introduce una coppia che si oppone all’azione del disturbo, come avviene in situazioni canoniche, ma di fatto, programmando la sequenza di spegnimento, si modifica la storia temporale del disturbo che risulta quindi accoppiato all’azione dei motori/attuatori. Per quanto riguarda l’osservatore, dal momento che la propagazione dell’assetto necessita di una stima della posizione del centro di massa, è stata ideata una procedura ad hoc per ottenerne un’approssimazione. Un punto chiave è capire se le misure del sensore di stelle siano disponibili durante la fase propulsa. In prima analisi esso è stato considerato non funzionante quando i propulsori sono accesi per via delle accelerazioni e velocità angolari risultanti. Inoltre si è esclusa la possibilità che ciascuna manovra possa essere più volte, ma brevemente, sospesa e subito ripresa, per azzerare in ogni intervallo l’errore accumulato nella stima d’assetto. In tal caso i risultati dell’analisi hanno mostrato come un secondo sensore sia fortemente raccomandato al fine di rendere l’osservatore affidabile. Tale sensore dovrebbe essere in grado di misurare un ulteriore vettore in aggiunta al vettore sole. In caso nessun’altro sensore sia ammesso allora la stima dell’assetto sarà soggetta a deriva. Diversi scenari sono stati esplorati e le prestazioni del sistema sono state studiate e correlate alla variazione dei parametri. In conclusione sono raccolte le richieste agli altri sottosistemi derivanti dall’analisi. Il modello realizzato per le simulazioni è disponibile per chi voglia analizzare una qualsiasi condizione di manovra e una sua pratica descrizione è fornita in appendice.