Guidance and feedback control solutions for impulsive and continuous rendezvous proximity operations

This thesis addresses the development of control algorithms for the final approach phase of rendezvous and docking (RVD) missions, along with an additional analysis on formation flying using an eccentricity/inclination (e/i) separation orbit. The study investigates the relative translational motion between spacecraft using both Cartesian coordinates and the Relative Orbital Elements (ROE) framework. These representations enable the formulation of guidance profiles and feedback controllers capable of tracking reference trajectories while satisfying the constraints imposed by discrete-thrust actuators. Both impulsive and continuous thrust scenarios are considered for guidance design. Linear optimal control strategies, particularly the Linear Quadratic Regulator (LQR), are employed for feedback control in both Cartesian and ROE domains, with extensions made from near-circular to eccentric orbital configurations. For rotational dynamics, the chaser is equipped with an LQR-based attitude control system, assuming a cooperative target maintaining a fixed orientation in its Local Vertical Local Horizontal (LVLH) frame. Thruster management is implemented via pulse-width modulation, tailored to the limitations of non-throttleable propulsion systems. A high-fidelity simulator was developed to model the relevant dynamics, disturbances, and onboard subsystems, including guidance, control, and actuation logic. Extensive simulations validate the control strategies and demonstrate robust performance in a variety of mission scenarios.

Questa tesi affronta lo sviluppo di algoritmi di controllo per la fase di avvicinamento finale in missioni di rendezvous e docking (RVD), includendo un’analisi aggiuntiva sul ’Formation flying’ tramite un’orbita con separazione di eccentricità/inclinazione (e/i). Lo studio analizza il moto traslazionale relativo tra satelliti utilizzando sia la rappresentazione cartesiana sia il framework degli Elementi Orbitali Relativi (ROE). Queste formulazioni permettono la progettazione di profili di guida e controllori in retroazione capaci di seguire accuratamente traiettorie di riferimento, rispettando al contempo i vincoli imposti da attuatori a spinta discreta. Sono considerati scenari di guida sia impulsiva che continua. Per il controllo in retroazione, vengono adottate strategie di controllo ottimale lineare, in particolare il regolatore lineare quadratico (LQR), applicato sia nel dominio cartesiano che in quello ROE, con estensioni da orbite quasi-circolari a orbite eccentriche. Le dinamiche rotazionali del ’chaser’ sono gestite tramite un controllore d’assetto LQR, assumendo un ’target’ cooperativo che mantiene un orientamento fisso rispetto al proprio sistema di riferimento LVLH (Local Vertical Local Horizontal). La gestione dei propulsori è realizzata tramite una modulazione della larghezza d’impulso (PWM), adattata alle limitazioni di sistemi propulsivi non modulabili. È stato sviluppato un simulatore ad alta fedeltà per modellare le dinamiche orbitali, le perturbazioni ambientali e i sottosistemi di bordo, inclusi guida, controllo e gestione degli attuatori. I risultati delle simulazioni confermano l’efficacia e la robustezza delle strategie di controllo proposte in diversi scenari missione.