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Languages: French
Types: Article
Subjects: Vol en formation, Reconfiguration, Déploiement, Optimalité, Primer Vector, Méthode de variations des paramètres, Contraintes, Collision, Dispersions de manœuvres, Perturbations d'orbite, 629.4
L’objet principal de cette thèse est de résoudre l’une des phases de reconfiguration de satellites volant en formation : le déploiement. L'originalité du travail consiste à proposer des solutions optimales sous forme analytique qui prennent en compte les contraintes (plate-forme, risque de collision). Ces solutions analytiques permettent alors de faire très rapidement des études d’analyse mission. Le domaine d’application est la classe des formations géocentriques invariantes. Grâce à leur géométrie fixe au cours d’une révolution, ces formations sont utiles pour diverses missions : l'interférométrie radar ainsi que la synthèse d’antenne passive et active sont les plus intéressantes. La thèse est ainsi divisée en trois parties complémentaires : Positionnement du sujet : une classification originale des missions et des problèmes de guidage associés est proposée. A partir de cette classification, un nouveau modèle définissant une classe particulière, celle des formations invariantes, est développé. Déploiement optimal contraint pour les formations invariantes : la loi de guidage à consommation minimale est obtenue sous forme analytique par la méthode du Primer Vector. L’ utilisation combinée des conditions nécessaires d’optimalité fournies par le Primer Vector et de la méthode des Variations de Paramètres permet de prendre en compte des contraintes sur la commande tout en obtenant la solution optimale. La collision entre chaque satellite et le dernier étage du lanceur résultant de la solution optimale est évitée par l'adjonction puis l’optimisation d’une manœuvre d'injection du lanceur. Robustesse de la solution : le risque de collision découlant de l'introduction des dispersions sur l’application des manœuvres est limité par l'introduction d'une loi de commande innovante. Les distances minimales obtenues pour le cas non dispersé sont quasiment retrouvées moyennant une légère surconsommation d’érgols. Quant à l'imprécision du déploiement due à l'introduction des perturbations orbitales, elle est maîtrisée par la modification de la stratégie d’injection. Les caractéristiques du déploiement non perturbé sont alors retrouvées avec un très faible surcoût en ergols. Des travaux complémentaires sur le déploiement des formations géocentriques périodiques et le maintien à poste des formations géocentriques non-kepleriennes sont en outre présentés. The main purpose of this thesis is to solve one of the satellite formation flying reconfiguration phases, namely the initialization. The most interesting feature is that optimal analytical solutions are obtained for operational constraints (bus, collision risk). These analytical solutions then allow to quickly make mission analyses. The field of application is the Earth-centered invariant formations’ category. Their fixed geometry along one revolution permits to use them for several missions : radar interferometry as well as passive and active array antenna synthesis are the most promising. The thesis is divided into three complementary parts : • Subject positioning : an original categorization of the missions and of the linked guidance problems is given. From this categorization a new model defining the invariant formations’ is proposed. • Optimal constrained initialization for the invariant formations : the Primer Vector theory is used to find analytically the minimum fuel consumption solution. Then the Primer Vector necessary conditions of optimality are used in conjunction with the Variations of Parameters approach to account for the constraints on the command : once again the optimal analytical solution is found. The collision between each spacecraftand the rocket upper stage resulting from the optimal solution is prevented by introducing and optimizing a rocket upper stage transversal injection impulse. • Solution robustness : the collision risk induced by maneuver uncertainties is managed by using an innovative control law. At the cost of a slight fuel consumption increase, the minimum distances are almost the same as for the nominal case. The initialization inaccuracy due to the orbital perturbations is managed by modifying the injection strategy. The accuracy of the unperturbed case is obtained with a very small extra fuel amount. Complementary work has been performed on the other Earth-centered formations’ categories : the main results for the periodic formations’ initialization and the non-keplerian formations’ station keeping are presented.
  • No references.
  • No related research data.
  • No similar publications.

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