Plusieurs nouvelles missions spatiales exigent que le satellite puisse accomplir des manoeuvres de façon autonome. Ces missions nécessitent souvent des satellites plus volumineux pour intégrer tous les instruments de mesure nécessaires. L'utilisation de matériaux légers pour diminuer la masse ainsi que de panneaux solaires de grande envergure pour permettre de fournir à la demande électrique rendent le satellite très flexible. Cette flexibilité peut intéragir avec le système de commande et amener le système à être instable. Cette thèse a pour objectif de proposer des techniques de commande innovatrices permettant le positionnement précis de façon autonome d'un satellite flexible lors des manoeuvres en orientation. Afin de diminuer la masse du satellite et augmenter le volume disponible à l'intérieur de ce dernier, toutes les manoeuvres doivent se faire en utilisant uniquement des propulseurs chimiques de type tout-ou-rien. De plus, la puissance limitée de l'ordinateur de bord exige que les différents systèmes de commande soient suffisamment petits pour pouvoir être implantés à l'intérieur de celui-ci. Le candidat propose trois approches pour améliorer la commande d'un satellite flexible : une amélioration des techniques de modulation des actionneurs tout-ou-rien, une mise en forme des signaux de consigne, ou input shaping , afin d'éviter d'exciter les modes flexibles et une technique de découplage de la dynamique rigide qui permet d'atténuer simultanément l'excitation des modes flexibles. Chacune des contributions est présentée séparément et appliquée à des exemples simples afin de bien démontrer l'amélioration qui en découle. Par la suite, elles sont appliquées sur un modèle d'un satellite très flexible afin d'en démontrer l'efficacité.

The effect of flexible panels on a spacecraft during attitude movement may induce problems if not correctly accounted for in the control system for the spacecraft. The aim of this thesis is to find and evaluate, control algorithms that could be suitable for the Kinesthetic Node and Autonomous Table-Top Emulator (KNATTE) with two flexible mock-up solar panels during an attitude movement of 20 degrees. A simulation model of KNATTE was derived in a previous thesis where a Linear– quadratic–Gaussian (LQG) controller was also found, after a literature review the secondary controller was selected to be a Sliding mode control (SMC) and to accurately simulated the environment of KNATTE the continuous control signal would need to be converted to a pulse due to the thrusters on KNATTE either being on or off. The thesis found that the Pulse-width pulse-frequency (PWPF) modulation is necessary for both controllers to have the best performance as the Pulse-width modulation (PWM) is not able to generate a thrust output that gives a desired result. It is also found that the SMC will provide the shortest settling time for the attitude manoeuvre while also displacing the panels the least amount compared to that of the LQG controller.