Das Ziel dieses Abschlussprojekts über die Dynamik von Raumfahrzeugen ist es, die in den Kursen über Starrkörperkinematik, Kinetik und Steuerung erworbenen Fähigkeiten anzuwenden. Es wird eine spannende Mission mit zwei Raumfahrzeugen zum Mars betrachtet, bei der ein primäres Mutterschiff mit einem Tochterfahrzeug in einer anderen Umlaufbahn kommuniziert. Zu den Herausforderungen gehören die Bestimmung der Kinematik des Orbitrahmens und mehrerer gewünschter Referenzrahmen, die numerische Simulation der Lagedynamik des Raumfahrzeugs im Orbit und die Implementierung einer Rückkopplungssteuerung, die dann die verschiedenen Körperrahmen des Raumfahrzeugs in eine Reihe von Missionsmodi steuert, darunter die Ausrichtung auf die Sonne zur Energieerzeugung, die Ausrichtung auf den Nadir für wissenschaftliche Zwecke und die Ausrichtung des Mutterschiffs für Kommunikation und Datenübertragung. Schließlich wird eine integrierte Missionssimulation entwickelt, die diese Flugzustände implementiert und die daraus resultierende autonome Leistung im geschlossenen Regelkreis untersucht.

Die Aufgaben 1 und 2 verwenden dreidimensionale Kinematik, um die missionsbezogene Umlaufbahnsimulation und die zugehörigen Umlaufbahnrahmen zu erstellen. Der einleitende Schritt stellt sicher, dass der Satellit die korrekte Bewegung durchläuft und dass die Ausrichtung des Orbitrahmens relativ zum Planeten richtig bewertet wird. Die Aufgaben 3 bis 5 erstellen den erforderlichen Lagereferenzrahmen für die drei Lageausrichtungsmodi, die als Sonnenausrichtung, Nadir-Ausrichtung und GMO-Ausrichtung bezeichnet werden. Der Referenz-Lagereferenzrahmen ist eine entscheidende Komponente, um sicherzustellen, dass die Rückkopplungssteuerung den Satelliten in die gewünschte Ausrichtung steuert. Die verwendete Steuerung ist für alle drei Ausrichtungsmodi gleich, aber die Leistung ist unterschiedlich, da unterschiedliche Lagereferenzrahmen verwendet werden. In den Aufgaben 6 bis 7 werden Simulationsroutinen erstellt, mit denen zunächst der Lageverfolgungsfehler zwischen einem körperfesten Rahmen und einem bestimmten Referenzrahmen des aktuellen Lagemodus bewertet wird. Anschließend wird die Dynamik der Trägheitslage durch eine numerische Simulation bewertet, um die Leistung der Steuerung numerisch zu analysieren. Die Aufgaben 8-11 simulieren die Leistung des geschlossenen Regelkreises für die drei Lagemodi. Die Aufgaben 8 bis 10 simulieren zunächst jeweils eine einzelne Fluglage, während Aufgabe 11 eine umfassende Simulation der Fluglage entwickelt, bei der die Fluglagenmodi in Abhängigkeit von der Position des Raumfahrzeugs relativ zum Planeten selbstständig umgeschaltet werden.