Satellite system identification post-docking

The present Thesis work deals with the simulation of the attitude dynamical system composed by two spacecrafts after their docking, and as case study, the mission extension between MEV-1 and Intelsat-901 is considered for the simulations. The final aim of the present work is, in fact, to create, simulate and validate a system identification procedure to determine the mass and mechanical properties of an assembly of already docked satellites. The problem has been modeled following the rigid body model, which enabled the creation of two dynamical models of increasing complexity: a single body model, which considers the assembly as a whole spacecraft, and a double body model, which considers each spacecraft individually and is used to simulate the attitude dynamics. The system identification is approached considering a white box model and the family of fitting ode-coefficients as algorithms. The system identification procedure found is divided in five phases, of which the first three phases follow the simplification of the single body model, and are able to retrieve an accurate estimation of the inertia matrix as well as the position of the center of mass of the whole assembly, while the fourth and fifth phase retrieve respectively the inertia properties of each body and the mechanical properties of the link between the two satellites. The procedure found is then tested in three different environmental conditions: absence of disturbance, Geosynchronous Earth Orbit and Medium Earth Orbit, and the behaviour of the error is evaluated. To assess the robustness of the procedure, a sensitivity analysis has been carried out towards the imprecision of torques and forces and the quality of the angular velocity profile in input. Finally, the effectiveness is evaluated by conducting a series of control tests to compare the control precision before and after the identification procedures.

Il lavoro della presente Tesi si occupa della simulazione dell'assetto di un sistema dinamico composto da due veicoli spaziali dopo il loro attracco, e come caso di studio, nelle simulazioni è considerata l'estensione della missione eseguita tra MEV-1 e Intelsat-901. L'obiettivo finale di questo lavoro è, infatti, di creare, simulare e validare una procedura di identificazione di sistema per determinare le proprietà meccaniche e di massa di un assieme di satelliti attraccati. Il problema ha preso come riferimento il modello di corpo rigido che ha consentito a sua volta la creazione di due modelli dinamici di complessità crescente: il primo a corpo singolo, che considera l'assiame come un veicolo unico; e un secondo a due corpi, che considera individualmente ogni veicolo spaziale ed è usato per simulare la dinamica di assetto. L'identificazione del sistema considera un approccio "white box" e la famiglia di algoritmi delle equazioni ordinarie differenziali adattative. La procedura di identificazione del sistema trovata è divisa in cinque fasi, di cui le prime tre seguono la semplificazione del modello di corpo singolo, e sono in grado di fornire una stima accurata della matrice di inerzia e della posizione del centro di massa dell'assieme totale, mentre la quarta e quinta forniscono rispettivamente le proprietà di inerzia dei singoli corpi e le proprietà meccaniche del collegamento fra i due satelliti. La procedura trovata è successivamente testata in tre condizioni ambientali differenti: assenza dei disturbi, orbita geosincrona terrestre ed orbita terrestre media, così da valutare il comportamento dell'errore. Per stabilire la robustezza della procedura, è stata eseguita un'analisi di sensibilità considerando le imprecisioni di coppie e forze, insieme alla qualità della velocità angolare in ingresso. Infine, l'efficacia della procedura è valutata tramite una serie di test di controllo per confrontare la precisione del controllo prima e dopo la procedura di identificazione del sistema.