Development of a guidance strategy for a predefined rendezvous mission considering on-board implementation limitations

Close proximity operations and rendezvous missions form the core of on-orbit servicing activities in space. In the context of on-orbit servicing, this study aims to design a short-range guidance strategy for a predefined rendezvous mission of two satellites in a preliminary manner, considering limited actuation capabilities of the chaser vehicle and assuming no information about the target vehicle's attitude is available. These limited actuation capabilities are defined by two factors related to the thrusters. The first factor is limited maximum thrust value that the thrusters can generate, and the second factor is limited total number of restarts of the thrusters for their lifetime, which will cause another concern for this study. The predefined rendezvous mission has four phases, namely the initial approach phase to place the spacecraft in a desirable point to initiate the fly-around maneuvers, the fly-around phase to detect the docking port of the target vehicle, the cone centring phase to align the spacecraft with the docking axis of the target before docking, and the docking phase. While for the initial approach, cone centring, and docking phases, the Zero-Effort-Miss/Zero-Effort-Velocity (ZEM/ZEV) method is used, for the fly-around phase, the fly-around space circle formation technique is applied. For the detection of the docking port, the design parameters for the fly-around trajectories, namely the number of fly-arounds needed and the period of each fly-around trajectory, are determined according to the detection capability of the navigation camera. The main result of the study shows feasibility of the adopted short-range guidance strategy for the mission under the constraints of limited actuation capabilities and hardware capabilities of onboard computers, thanks to its simplicity and robustness. The study demonstrates that the navigation camera's detection capability significantly impacts mission performance, reducing fuel consumption and thruster restarts. Also, a longer guidance sampling time is another advantageous parameter in terms of having a fewer number of thruster firings, as long as the accuracy requirements of the mission are met.

Le operazioni di prossimità e le missioni di rendezvous costituiscono il nucleo delle attività di assistenza in orbita nello spazio. Nel contesto del servizio in orbita, questo studio mira a progettare una strategia di guida a corto raggio per una missione di rendezvous predefinita di due satelliti in modo preliminare, considerando le limitate capacità di attuazione del veicolo inseguitore e ipotizzando che non siano disponibili informazioni sull'assetto del veicolo bersaglio. Queste capacità di attuazione limitate sono definite da due fattori relativi ai propulsori. Il primo fattore è il valore massimo di spinta limitato che i propulsori possono generare e il secondo fattore è il numero totale limitato di riavvii dei propulsori per la loro durata, che costituisce un'altra preoccupazione per questo studio. La missione di rendezvous predefinita prevede quattro fasi: la fase di avvicinamento iniziale, per posizionare il veicolo spaziale in un punto desiderato per iniziare le manovre di fly-around, la fase di fly-around per rilevare la porta di attracco del veicolo bersaglio, la fase di centratura del cono per allineare il veicolo spaziale con l'asse di attracco del bersaglio prima dell'attracco e la fase di attracco. Mentre per le fasi di approccio iniziale, centratura del cono e aggancio si utilizza il metodo Zero-Effort-Miss/Zero-Effort-Velocity (ZEM/ZEV), per la fase di fly-around si applica la tecnica di formazione del cerchio spaziale fly-around. Per il rilevamento della porta di attracco, i parametri di progettazione delle traiettorie di fly-around, ovvero il numero di fly-around necessari e il periodo di ciascuna traiettoria di fly-around, sono determinati in base alla capacità di rilevamento della telecamera di navigazione. Il risultato principale dello studio mostra la fattibilità della strategia di guida a corto raggio adottata per la missione, sotto i vincoli delle limitate capacità di attuazione e delle capacità hardware dei computer di bordo, grazie alla sua semplicità e robustezza. Lo studio dimostra che la capacità di rilevamento della telecamera di navigazione ha un impatto significativo sulle prestazioni della missione, riducendo il consumo di carburante e il riavvio dei propulsori. Inoltre, un tempo di campionamento della guida più lungo è un altro parametro vantaggioso in termini di minor numero di accensioni dei propulsori, a condizione che siano soddisfatti i requisiti di precisione della missione.