Digital twin for electrical power system and attitude dynamics and control integration

This thesis investigates the architectural principles underlying a Digital Twin for a CubeSat-class spacecraft in Low Earth Orbit, focusing on the structural coupling between Attitude Determination and Control (ADCS) and the Electrical Power System (EPS) within a coherent closed-loop execution framework. In many spacecraft simulation platforms, these elements are treated separately, with the electrical state evaluated independently of attitude control; in this work, they are modeled together. Within this perspective, the spacecraft is interpreted as the intersection of three structural layers: a temporal execution structure, a telemetry constraints pattern, and onboard decision logic. Physical continuity is translated into discrete execution under realistic timing and communication conditions. The electrical state is propagated as part of the plant model and directly influences the admissible control authority over time. A model-in-the-loop implementation is used to analyze the interaction between reaction wheels, magnetorquers, and orbit-dependent magnetic torque availability under realistic power budget constraints. The platform is assessed through two complementary campaigns: deterministic simulations under nominal conditions and under structured off-nominal scenarios, obtained through targeted degradation of selected system parameters, introduced to examine the research hypothesis; and Monte Carlo robustness analyses carried out to evaluate the system behaviour under telemetry latency dispersion and potential communication interruptions. Finally, the proposed approach is examined from a system-level qualification perspective, drawing inspiration from ECSS verification principles to reflect on its relevance with respect to high-level mission requirements.

Lo scopo della tesi è quello di indagare i principi architetturali alla base di un Digital Twin per un veicolo spaziale di classe CubeSat in orbita terrestre bassa, con particolare attenzione all’accoppiamento tra il sistema di determinazione e controllo dell’assetto (ADCS) e il sistema elettrico di potenza (EPS) all’interno di una struttura di esecuzione in anello chiuso. In applicazioni per piattaforme di simulazione spaziali, molto spesso il comportamento del sistema di potenza elettrica è valutato indipendentemente dal controllo dell’assetto; nel presente lavoro, si cerca di valutare i due domini modellandoli congiuntamente. In questa prospettiva, il satellite è interpretato come l’intersezione di tre ambienti: quello temporale di esecuzione, quelle legato ai vincoli ed alle caratteristiche di telemetria e infine quello relativo alle logiche computazionali di bordo. La continuità fisica viene tradotta in un’esecuzione discreta sotto condizioni realistiche di temporizzazione e comunicazione. Lo stato elettrico viene propagato come parte integrante del modello fisico e influenza nel tempo l’autorità di controllo ammissibile. Un’implementazione model-in-the-loop viene utilizzata per analizzare l’interazione tra sistemi di attuazione opportunamente selezionati - ruote di reazione e magnetorquers - e la disponibilità della coppia magnetica lungo l’orbita, sotto vincoli realistici di budget di potenza, durante le fasi di eclissi e di illuminazione solare. La piattaforma viene valutata attraverso due campagne complementari: simulazioni deterministiche sia in condizioni nominali che in scenari non nominali strutturati, ottenuti mediante degradazione mirata di specifici parametri di sistema, introdotta per verificare l’ipotesi di ricerca; e analisi di robustezza Monte Carlo finalizzate a valutare il comportamento del sistema in presenza di dispersione della latenza telemetrica e possibili interruzioni di comunicazione. Infine, l’approccio proposto viene esaminato da una prospettiva di qualificazione a livello di sistema, ispirata ai principi di verifica ECSS, al fine di collocare i risultati nel contesto di requisiti di missione di alto livello.