Rendez-vous autonome en orbite martienne selon les méthodes non-linéaires des commandes par modes glissants et rétroactions linéarisées

Les technologies actuelles d'exploration interplanétaire ne nous permettent pas encore d'envoyer des humains à bord des véhicules spatiaux. D'ici à ce que cet exploit se réalise, l'exploration planétaire se fera à l'aide de véhicules robotisés qui auront à s'adapter de façon efficace, intelligente et autonome aux incertitudes environnementales. L'autonomie voulue à bord de ces engins peut être difficilement atteinte avec les méthodes de commande linéaire classique, présentement en usage. Ce projet de maîtrise vise à évaluer deux techniques novatrices de commandes non-linéaires, appliquées au rendez-vous autonome d'engins spatiaux en orbite elliptique autour de Mars, dans le but du retour sur Terre d'échantillons martiens. Ces méthodes sont le Feedback Linerisation (FBL) et le Sliding Mode Control (SMC.) Afin de rendre compte de ce travail, le mémoire présente une revue du rendez-vous orbital entre deux engins spatiaux. Le rendez-vous consiste en des manoeuvres d'orientation et de translation chacune ayant trois degrés de liberté.Les équations non-linéaires de la dynamique d'orientation d'un satellite ainsi que du mouvement relatif entre deux corps en orbite sont d'abord présentées, pour ensuite aborder les méthodes de commandes utilisées lors du rendez-vous. Chaque système de commande développé tient compte des 6 degrés de liberté requis pour une application de rendez-vous autonome.Les travaux proposent les développements mathématiques d'une loi de guidage spécifique à l'application de rendez-vous en orbite martienne. En ce qui a trait à la commande, le rendez-vous est mis en oeuvre avec le FBL et le SMC.Les développements de commande SMC reproduisent les travaux antérieurs de Jan [Jan et Chiou, 2004] en rapport à des commandes d'orientation de couple maximal pour une manoeuvre de temps minimum avec les modes glissants. Cette méthode est ensuite combinée avec une approche de réduction du chattering élaborée par Robinett [Robinett et Kalaycioglu, 1997].Les résultats des simulations obtenu au moyen de Matlab(TM) illustrent l'exécution d'un rendez-vous tant selon l'approche FBL que SMC. Finalement le SMC est utilisée pour un rendez-vous depuis une distance initiale relative de 1 km

Laser space rendezvous and docking system trade-off study

The use, design, and fabrication feasibility of scanning the laser beam by swiveling the outside mirror with a ball joint swivel system is examined along with the applicability of graphite reinforced epoxy material for the construction of reflective optics. It is indicated that (1) the cost of graphite-epoxy will be more than that of many other materials due to the amount of special tooling required; (2) the weight advantage of graphite-epoxy over beryllium is minimal; the ball joint swivel system is accurate enough to perform the scanning function; and that the ball joint will result in a simpler and more cost effective scanning mechanism

Technology for large space systems: A bibliography with indexes (supplement 17)

This bibliography lists 512 reports, articles, and other documents introduced into the NASA scientific and technical information system between January 1, 1987 and June 30, 1987. Its purpose is to provide helpful information to the researcher, manager, and designer in technology development and mission design according to system, interactive analysis and design, structural and thermal analysis and design, structural concepts and control systems, electronics, advanced materials, assembly concepts, propulsion, and solar power satellite systems

Control of Small Spacecraft by Optimal Output Regulation: A Reinforcement Learning Approach

The growing number of noncooperative flying objects has prompted interest in sample-return and space debris removal missions. Current solutions are both costly and largely dependent on specific object identification and capture methods. In this paper, a low-cost modular approach for control of a swarm flight of small satellites in rendezvous and capture missions is proposed by solving the optimal output regulation problem. By integrating the theories of tracking control, adaptive optimal control, and output regulation, the optimal control policy is designed as a feedback-feedforward controller to guarantee the asymptotic tracking of a class of reference input generated by the leader. The estimated state vector of the space object of interest and communication within satellites is assumed to be available. The controller rejects the nonvanishing disturbances injected into the follower satellite while maintaining the closed-loop stability of the overall leader-follower system. The simulation results under the Basilisk-ROS2 framework environment for high-fidelity space applications with accurate spacecraft dynamics, are compared with those from a classical linear quadratic regulator controller, and the results reveal the efficiency and practicality of the proposed method

A Novel Concept for Guidance and Control of Spacecraft Orbital Maneuvers

e purpose of this paper is the design of guidance and control algorithms for orbital space maneuvers. A 6-dof orbital simulator, based on Clohessy-Wiltshire-Hill equations, is developed in C language, considering cold gas reaction thrusters and reaction wheels as actuation system. e computational limitations of on-board computers are also included. A combination of guidance and control algorithms for an orbital maneuver is proposed: (i) a suitably designed Zero-E ort-Miss/Zero-E ort-Velocity (ZEM/ZEV) algorithm is adopted for the guidance and (ii) a linear quadratic regulator (LQR) is used for the attitude control. e proposed approach is veri ed for di erent cases, including external environment disturbances and errors on the actuation system

Calathus: A sample-return mission to Ceres

Ceres, as revealed by NASA's Dawn spacecraft, is an ancient, crater-saturated body dominated by low-albedo clays. Yet, localised sites display a bright, carbonate mineralogy that may be as young as 2 Myr. The largest of these bright regions (faculae) are found in the 92 km Occator Crater, and would have formed by the eruption of alkaline brines from a subsurface reservoir of fluids. The internal structure and surface chemistry suggest that Ceres is an extant host for a number of the known prerequisites for terrestrial biota, and as such, represents an accessible insight into a potentially habitable “ocean world”. In this paper, the case and the means for a return mission to Ceres are outlined, presenting the Calathus mission to return to Earth a sample of the Occator Crater faculae for high-precision laboratory analyses. Calathus consists of an orbiter and a lander with an ascent module: the orbiter is equipped with a high-resolution camera, a thermal imager, and a radar; the lander contains a sampling arm, a camera, and an on-board gas chromatograph mass spectrometer; and the ascent module contains vessels for four cerean samples, collectively amounting to a maximum 40 g. Upon return to Earth, the samples would be characterised via high-precision analyses to understand the salt and organic composition of the Occator faculae, and from there to assess both the habitability and the evolution of a relict ocean world from the dawn of the Solar System.The attached document is the authors’ final accepted version of the journal article provided here with a Attribution-NonCommercial-NoDerivatives 4.0 International (CC BY-NC-ND 4.0) Creative Commons Licence. You are advised to consult the publisher’s version if you wish to cite from it.

Guidance and robust control methods for the approach phase between two orbital vehicles with coupling between translational and rotational motions

Les techniques liées au vol en formation et aux opérations de proximité de satellites autonomes font partie des technologies opérationnelles spatiales les plus marquantes et les plus ambitieuses de ces dernières années. En particulier, cela nécessite la complète maitrise des phases de rendez-vous proche et de survol par un satellite actif avec un satellite, une station ou un débris passif. Le développement de systèmes GNC (Guidage Navigation Contrôle) associés performants et sûrs repose sur la connaissance d'un modèle dynamique réalisant un bon compromis entre faible complexité et prise en compte suffisante des principales caractéristiques dynamiques et cinématiques de ce type de systèmes. La première partie de cette thèse est consacrée au développement d'une modélisation unifiée de la dynamique relative couplée entre un satellite coopératif chasseur et un satellite cible non coopérative. En effet, lorsque deux satellites sont proches l'un de l'autre, ils ne peuvent plus être traités comme des masses ponctuelles, car leur forme et leur taille affectent le mouvement relatif entre les points de masse décentralisés, conduisant à un couplage des mouvements de translation et de rotation. Ce développement est abordé de manière progressive: le mouvement de translation relatif non linéaire est décrit sous hypothèses képlériennes dans le repère orbital de la cible ainsi que le modèle linéarisé associé. Ensuite, le modèle non linéaire d'attitude relative est présenté au moyen des paramètres d'Euler-Rodrigues. Enfin, le formalisme des quaternions duaux est utilisé afin d'obtenir le modèle relatif couplé en translation et en attitude. La phase de modélisation du mouvement relatif linéaire de translation a ainsi permis de mettre en évidence certaines transformations de coordonnées conduisant à une caractérisation intéressante des trajectoires périodiques du chasseur et ainsi de proposer un premier type de loi de contrôle de guidage pour la phase d'approche et de survol. Dans l'ensemble de notre travail, nous considérons un chasseur équipé de propulseurs chimiques et l'hypothèse classique des poussées impulsionnelles. Ce type de systèmes dynamiques conciliant dynamique continue et contrôle impulsionnel se définit naturellement comme une classe particulière de systèmes dynamiques hybrides. Plusieurs lois de contrôle hybrides sont alors proposées afin de stabiliser le chasseur sur une trajectoire de référence périodique proche de la cible. Les propriétés de stabilité et de convergence de ces différentes lois sont analysées et de nombreuses simulations numériques montrent les forces et les faiblesses de chaque contrôleur en termes d'indices de performance comme le temps de convergence, la consommation ainsi que des contraintes de sécurité. Dans un second temps, des contraintes opérationnelles supplémentaires (contraintes de visibilité par exemple) sont prises en considération en imposant une direction d'approche rectiligne (glideslope) au chasseur. Cette trajectoire impose au satellite chasseur de suivre une droite dans n'importe quelle direction du repère local reliant l'emplacement courant du chasseur à sa destination finale. Sous l'hypothèse de propulsion impulsionnelle, les résultats existant dans la littérature pour ce type d'approche ont été généralisés aux orbites elliptiques en identifiant une nouvelle formulation du problème comprenant des degrés de liberté utiles qui permettent de minimiser la consommation de carburant tout en contrôlant l'excursion de la trajectoire libre en dehors de la droite de glideslope en la confinant dans un couloir d'approche défini par l'utilisateur. La synthèse des lois de guidage ainsi obtenues repose sur la résolution de problèmes d'optimisation SDP dans le cas général ou linéaire pour les cas plus simples d'approche standards du type V-bar ou R-bar.The techniques related to formation flying and proximity operations of autonomous satellites belong to the most significant and challenging operational space technologies of the last years. In particular, they require full mastery of the close-range rendezvous and observation phases by an active satellite with a passive satellite, station or debris. The development of efficient and safe associated GNC systems relies on the knowledge of a dynamic model that achieves a good trade-off between low complexity and sufficient inclusion of the main dynamic and kinematic characteristics of this type of systems.The first part of this thesis is devoted to the development of a unified modeling of the relative coupled dynamics between a cooperative chaser satellite and a non-cooperative target satellite. Indeed, when two satellites are close to each other, they can no longer be treated as point masses because their shape and size affect the relative motion between the decentralized points, leading to a translational-attitude motions coupling. This development is addressed in a progressive way: the relative nonlinear translational motion is described under Keplerian assumptions in the target's orbital reference frame, as well as the associated linearized model. Then, the nonlinear relative attitude model is presented by means of the Euler-Rodrigues parameters. Finally, the dual quaternion formalism is used to obtain the relative translational and attitude coupled model. The modeling phase concerning the linear relative translational motion has allowed us to highlight certain coordinates transformations leading to an interesting characterization of the chaser's periodic trajectories and thus, to propose a first type of control law for the close-phase rendezvous and observation phases.All along this work, we consider a chaser satellite equipped with chemical thrusters under the classical hypothesis of impulsive thrusts. This type of dynamic systems gathering continuous dynamics and impulsive control naturally belongs to a particular class of dynamical hybrid systems. Several hybrid control laws are then proposed in order to stabilize the chaser on a periodic reference trajectory close to the target. The stability and convergence properties of these different laws are analysed and several numerical simulations show the strengths and weaknesses of each controller in terms of performance indices such as convergence time, consumption and safety constraints. In a second step, additional operational constraints (line-of-sight constraints for example) are taken into account by imposing a rectilinear (glideslope) direction to the chaser. This trajectory requires the chaser satellite to follow a straight line in any direction of the local reference frame and connecting the current location of the chaser to its final destination. Under the impulsive propulsion assumptions, the results in the literature for this type of approach have been generalized to elliptic orbits by identifying a new formulation of the problem including useful degrees of freedom, which allow minimizing the fuel consumption while controlling the humps of the trajectory outside the glideslope line by enclosing it in a user-defined approach corridor. Guidance laws are therefore synthetized via the solution of an SDP optimisation problem in the general case and via a linear programming when considering standard cases like the V-bar or R-bar approaches

Model-based Fault Diagnosis and Fault Accommodation for Space Missions : Application to the Rendezvous Phase of the MSR Mission

The work addressed in this thesis draws expertise from actions undertaken between the EuropeanSpace Agency (ESA), the industry Thales Alenia Space (TAS) and the IMS laboratory (laboratoirede l’Intégration du Matériau au Système) which develop new generations of integrated Guidance, Navigationand Control (GNC) units with fault detection and tolerance capabilities. The reference mission isthe ESA’s Mars Sample Return (MSR) mission. The presented work focuses on the terminal rendezvoussequence of the MSR mission which corresponds to the last few hundred meters until the capture. Thechaser vehicle is the MSR Orbiter, while the passive target is a diameter spherical container. The objectiveat control level is a capture achievement with an accuracy better than a few centimeter. The research workaddressed in this thesis is concerned by the development of model-based Fault Detection and Isolation(FDI) and Fault Tolerant Control (FTC) approaches that could significantly increase the operational andfunctional autonomy of the chaser during rendezvous, and more generally, of spacecraft involved in deepspace missions. Since redundancy exist in the sensors and since the reaction wheels are not used duringthe rendezvous phase, the work presented in this thesis focuses only on the thruster-based propulsionsystem. The investigated faults have been defined in accordance with ESA and TAS requirements andfollowing their experiences. The presented FDI/FTC approaches relies on hardware redundancy in sensors,control redirection and control re-allocation methods and a hierarchical FDI including signal-basedapproaches at sensor level, model-based approaches for thruster fault detection/isolation and trajectorysafety monitoring. Carefully selected performance and reliability indices together with Monte Carlo simulationcampaigns, using a high-fidelity industrial simulator, demonstrate the viability of the proposedapproaches.Les travaux de recherche traités dans cette thèse s’appuient sur l’expertise des actionsmenées entre l’Agence spatiale européenne (ESA), l’industrie Thales Alenia Space (TAS) et le laboratoirede l’Intégration du Matériau au Système (IMS) qui développent de nouvelles générations d’unités intégréesde guidage, navigation et pilotage (GNC) avec une fonction de détection des défauts et de tolérance desdéfauts. La mission de référence retenue dans cette thèse est la mission de retour d’échantillons martiens(Mars Sample Return, MSR) de l’ESA. Ce travail se concentre sur la séquence terminale du rendez-vous dela mission MSR qui correspond aux dernières centaines de mètres jusqu’à la capture. Le véhicule chasseurest l’orbiteur MSR (chasseur), alors que la cible passive est un conteneur sphérique. L’objectif au niveaude contrôle est de réaliser la capture avec une précision inférieure à quelques centimètres. Les travaux derecherche traités dans cette thèse s’intéressent au développement des approches sur base de modèle de détectionet d’isolation des défauts (FDI) et de commande tolérante aux défaillances (FTC), qui pourraientaugmenter d’une manière significative l’autonomie opérationnelle et fonctionnelle du chasseur pendant lerendez-vous et, d’une manière plus générale, d’un vaisseau spatial impliqué dans des missions située dansl’espace lointain. Dès lors que la redondance existe dans les capteurs et que les roues de réaction ne sontpas utilisées durant la phase de rendez-vous, le travail présenté dans cette thèse est orienté seulementvers les systèmes de propulsion par tuyères. Les défaillances examinées ont été définies conformément auxexigences de l’ESA et de TAS et suivant leurs expériences. Les approches FDI/FTC présentées s’appuientsur la redondance de capteurs, la redirection de contrôle et sur les méthodes de réallocation de contrôle,ainsi que le FDI hiérarchique, y compris les approches à base de signaux au niveau de capteurs, les approchesà base de modèle de détection/localisation de défauts de propulseur et la surveillance de sécuritéde trajectoire. Utilisant un simulateur industriel de haute-fidélité, les indices de performance et de fiabilitéFDI, qui ont été soigneusement choisis accompagnés des campagnes de simulation de robustesse/sensibilitéMonte Carlo, démontrent la viabilité des approches proposées

Large space structures and systems in the space station era: A bibliography with indexes (supplement 05)

Bibliographies and abstracts are listed for 1363 reports, articles, and other documents introduced into the NASA scientific and technical information system between January 1, 1991 and July 31, 1992. Topics covered include technology development and mission design according to system, interactive analysis and design, structural and thermal analysis and design, structural concepts and control systems, electronics, advanced materials, assembly concepts, propulsion and solar power satellite systems

Lunar escape systems /LESS/ feasibility study, volume 2 Final technical report

Lunar escape systems feasibility stud