Es defineix un satèl·lit d'òrbita baixa aquell que es troba a una alçada de fins a 2000 km per sobre de la superfície de la Terra. Degut al ràpid decaïment dels objectes propers a la superfície degut al fregament atmosfèric, s'accepta que l'alçada típica per un LEO esta entre 200 i 2000 km.Aquesta rang d'alçades fa que els LEO siguin utilitzats per un ampli rang d'aplicacions, com a repetidors de comunicacions, sensors remots, determinació gravimètrica i magnetomètrica, altimetria oceànica, determinació atmosfèrica i en operacions de Search and Rescue (Cerca i rescat). El seu posicionament precís és de gran importància per a poder complir correctament amb els seus objectius. En aquest sentit, una gran quantitat de satèl·lits LEO tenen un receptor GPS, que permet fer mesures GPS durant tot el seu recorregut al voltant de la Terra. Aquestes mesures poden ser utilitzades per determinar la trajectòria del satèl·lit. Aquesta operació es fa normalment a terra, després que el satèl·lit hagi transmès totes les mesures que ha pres. La capacitat de fer aquest posicionament en temps real a bord del satèl·lit és una necessitat per algunes aplicacions. El posicionament autònom es molt diferent del que es pot fer a terra, ja que el processador del satèl·lit te grans limitacions en recursos computacionals, per tant els complexos models i càlculs fets en un ordinador normal a terra, son completament excessius per un ordinador espacial. A més, alguns dels models utilitzats en l'estimació de la trajectòria necessiten dades addicionals (com activitat solar, o paràmetres de rotació de la Terra) que no son disponibles en temps real, per tant s'han de fer algunes aproximacions per tal de no necessitar cap d'aquestes dades. Aquesta tesis estudiarà la navegació autònoma amb GPS de satèl·lits LEO, tendència que esta incrementant la seva importància per les aplicacions tan científiques com tecnològiques que se'n poden derivar. La tesi desenvoluparà nous algoritmes i mètodes per obtenir una posició acurada i continua per LEOs. S'han cobert diferent aspectes:· Mitigació de multipath e interferències. Les reflexions de senyals GPS en l'estructura del satèl·lit crea una distorsió que afecta la distància mesurada. La repetibilitat d'aquests efectes en relació amb l'orientació del satèl·lit pot ser utilitzat per a mitigar el seu impacte en la solució de navegació. S'han desenvolupat tècniques de mitigació de multipath i interferències per receptors d'una i de dos freqüències.· Models dinàmics de forces. L'alta predictibilitat de la trajectòria d'objectes orbitant la Terra pot ser utilitzat en sinergia amb el GPS per a aconseguir solucions més precises que fent servir únicament GPS. Això s'utilitza normalment en estratègies en postprocess, però te grans requeriments computacionals, i necessita paràmetres no disponibles en temps real. La simplificació d'aquests models, i la supressió de paràmetres no disponibles es necessari per poder aplicar aquesta tècnica de processat en condicions de temps real.· Maniobres. Els cossos en òrbita al voltant de la Terra no segueixen una trajectòria perfectament predeible. Hi han petites pertorbacions que modifiquen la seva trajectòria a llarg termini, i a més, el fregament atmosfèric frena poc a poc al satèl·lit, disminuint la seva alçada. Això fa necessari una correcció periòdica de la seva trajectòria, realitzat amb petits impulsos del sistema de propulsió del satèl·lit en lo que s'anomena una maniobra. Quan un satèl·lit es troba en una maniobra, deixa de seguir els models de caiguda lliure, per tant la maniobra s'ha de tenir en conte en l'estimació del filtre.Tots els algoritmes i mètodes dissenyats han sigut testejats amb dades reals de diferents missions: SAC-C, CHAMP, JASON-1 i GRACE. S'han fet servir diversos tests cobrint diferents opcions de parametrització per tal d'avaluar el seu comportament. / Se define un satélite de órbita baja aquel que se encuentra en una altura de hasta 2000 km sobre la superficie terrestre. Debido al rápido decaimiento de los objetos cercanos a la superficie debido al fregamiento atmosférico se acepta que la altura típica para un LEO se sitúa entre 200 y 2000 km.Este rango de alturas hace que los LEO sean utilizados para un amplio rango de aplicaciones como repetidores de comunicaciones, sensores remotos, determinación gravimétrica y magnetométrica, altimetría oceánica, determinación atmosférica y en operaciones de Search and Rescue (Búsqueda y rescate). Su posicionamiento preciso es de gran importancia para poder cumplir correctamente con sus objetivos. En este sentido, una gran cantidad de satélites LEO disponen de un receptor GPS, que permite realizar medidas GPS durante todo su recorrido alrededor de la Tierra. Estas medidas puede ser utilizadas para determinar la trayectoria del satélite. Esta operación se suele realizar en tierra, después que el satélite haya retransmitido todas las medidas que ha tomado. La capacidad de hacer este posicionamiento en tiempo real a bordo del satélite es una necesidad para algunas aplicaciones. El posicionamiento autónomo es muy diferente al que se puede realizar en tierra, ya que los procesadores de satélites tienen limitaciones en recursos computacionales, y por tanto los complejos modelos y cálculos realizados en un ordenador normal en tierra son excesivos para un ordenador espacial. Además, algunos de los modelos utilizados en la estimación de la trayectoria necesitan datos adicionales (como actividad solar, o parámetros de rotación de la Tierra) que no están disponibles en tiempo real, por lo que hay que realizar algunas aproximaciones para no necesitar ninguno de estos datos. Esta tesis estudiará la navegación autónoma mediante GPS en satélites LEO, tendencia que esta aumentando su importancia por las aplicaciones tanto científicas como tecnológicas que se pueden derivar. La tesis desarrollara nuevos algoritmos y métodos para obtener una posición precisa y continua para LEOs. Se han cubierto diferentes aspectos:· Mitigación de multipath e interferencias. Las reflexiones de las señales GPS en la estructura del satélite crea una distorsión que afecta la distancia medida. La repetibilidad de estos efectos en relación con la orientación del satélite puede ser utilizado para mitigar su impacto en la solución de navegación. Se han desarrollado técnicas de mitigación de multipath e interferencias para receptores de una o dos frecuencias.· Modelos dinámicos de fuerzas. La trayectoria de objetos orbitando la Tierra es muy predecible, lo cual puede ser usado en sinergia con GPS para conseguir posiciones más precisas que usando solo GPS. Esto se utiliza normalmente en estrategias en postproceso, pero tiene grandes necesidades computacionales, y requiere de parámetros no disponibles en tiempo real. La simplificación de estos modelos, y la supresión e esos parámetros es necesario para poder aplicar esta técnica de procesado en condiciones de tiempo real.· Maniobras. Los cuerpos en órbita alrededor de la Tierra no siguen una trayectoria perfectamente predecible. Hay pequeñas perturbaciones que modifican su trayectoria a largo plazo. Además el fregamiento atmosférico frena poco a poco el satélite, reduciendo su altura. Esto hace que sea necesaria una corrección periódica de su trayectoria, realizado en pequeños impulsos por el sistema de propulsión del satélite en lo que se llama una maniobra. Cuando un satélite realiza una maniobra deja de comportarse según los modelos de caida libre, por tanto su maniobra se ha de tener en cuenta en la estimación del filtro. Todos los algoritmos y métodos diseñados han sido testeados con datos reales de diferentes misiones: SAC-C, CHAMP, JASON-1 y GRACE. Se han realizado un amplio abanico de tests cubriendo diferentes opciones de parametrización para evaluar su comportamiento. / Satellites in low Earth orbits (LEO) are generally defined to be up to an altitude of 2000 km above Earth's surface and given the rapid decay of objects on the lower altitude range due to atmospheric drag, it is commonly accepted that a typical LEO height lies between 200 and 2000 km. This altitude range makes LEO satellites useful for a wide range of applications such as communication transponders, remote sensing, gravimetric and magnetometric sounding, ocean altimetry, atmospheric retrieval and Search and Rescue alarm operations. Its accurate positioning is of great importance in the successful accomplishment of their objectives. In this sense, most LEO satellites have a GPS receiver, which allows to collect GPS measurements in its full revolution around the Earth. These measures can be used to precisely estimate the trajectory of the spacecraft. This operation is normally done on ground, after the satellite was able to downlink all the data it collected. The capacity to do this positioning in real-time onboard the satellite is a necessity for some of the applications, and would also allow a faster science product delivery.This autonomous positioning is very different that the one that can be done on ground, as the satellite processor has large limitations in computational resources, so the complex models and calculus done in a normal computer on ground are completely unaffordable for the onboard processor. Besides, some of the models used in the trajectory estimation need some additional data (such as solar activity, or Earth rotation parameters) that are not available in real-time, so some approximations must be done to cope with these lack of data. This thesis will deepen into the study of autonomous GPS navigation of LEO satellites, a trend that is increasing its importance for their applications in both science and technological fields. It will develop new algorithms and methods in order to provide accurate and continuous positions for the satellites. Different aspects have been covered:· Multipath and interference mitigation. Reflections of GPS signals in the spacecraft structure cause a distress that affects the measured distance. On the other hand, some spacecraft have more than one GPS antenna on its payload. This creates a cross-talk interference that also affects the measures. The repeatability of these effects in relation to the attitude of the spacecraft can be used to mitigate its impact into the final navigation solution. Multipath mitigation techniques have been developed for both single- and dual-frequency receivers. · Dynamic force models. The high predictability of the trajectory of Earth orbiters is used in conjunction to GPS measurements to provide a more accurate solution than GPS standalone positions. This is a widely used technique in postprocessing strategies, but has high computational requirements and needs parameters not available in real-time. The simplifications of these models, along with the suppression of the parameters not available in an onboard environment is necessary to use these kind of positioning by a satellite processing in real-time conditions.· Maneuver handling. Earth orbiters do not follow a fully predictable orbit, some low-order perturbations modifies its trajectory on the long term, and atmospheric drag slowly brakes the satellite, decreasing its altitude. This makes necessary a periodic correction of its trajectory.This is done by short impulses produced by the satellite propulsion systems in what is called a maneuver. When a spacecraft is in a maneuver, it no longer follows the free-flight dynamic models, so this should be taken into account in the estimation filter. All the algorithms and methods have been tested with real data from different missions: SAC-C, CHAMP, JASON-1 and GRACE. Several test cases covering a wide range of days and parametrization options have been done in order to assess its performance.

Formation flying offers space-dependent disciplines such as astrophysics, astrodynamics, and geodesy, to name a few, the possibility of creating large spaceborne sensors from an array of small spacecraft flying in formation. This creates exciting scientific and technical opportunities as the formation could be arranged to work as, for example, an interferometer, thus providing a most unlimited angular resolution or a virtual telescope, thus unrestricted focal distances. Since the first mission including formation flying technology (EO-1) was selected by NASA, some of the challenges to realize full Formation Flying (FF) capabilities has been thought to be the definition of suitable algorithms to navigate and control FF missions.The focus of this dissertation is the design and evaluation of algorithms for navigation and control for formation flying missions. Given its importance, extensive research has been already conducted to fulfill the increase of accuracy, autonomy, and other requirements of the Guidance, Navigation, and Control (GNC) systems that derive from novel applications of formation flying missions. To centre the scope of present work, we have mainly focused in three of the present challenges: the difficulties of fusing different non-linear observations for relative navigation; the analysis and extension of behavioural algorithms for controlling a formation of spacecraft; and the design and validation of a control law for formation acquisition and formation keeping of a non-natural relative trajectory. These three interconnected topics cover a wide range of research in formation flying and embody the main algorithm components of formation flying algorithms from the observations to the navigation and to the control.The first challenge consisted, thus, in addressing the difficulties encountered by classical filters to estimate a state vector fusing common observations. We proposed several strategies to improve the robustness of these filters under non-linear conditions. Among these strategies, the modification of the residuals computation for the Unscented Kalman Filter (UKF) deserves special mention due to its excellent results and robustness against nonlinearities. A theoretical basis for these results became, thus, necessary regarding the new update equation of the UKF and has been developed subsequently in the frame of this thesis. This work has been published in Perea et al. (2007) and Perea and Elosegui (2008).The collective motion exhibited by some groups of animals has recently attracted the interest of many research groups who try to take advantage of the robustness and efficiency of natural patterns. With this aim, we have investigated the possibility of extending an interaction model that has shown emergent behaviour. In particular, the Cucker-Smale (CS) model has been extended for its application on spacecraft formation flying. Numerical simulations of the Darwin mission have proved that this strategy is suitable for loose formation keeping. Of special relevance is the low cost of the controller, specially compared to an alternative strategy, the Zero Relative Radial Acceleration Cones (ZRRAC).The problem of tight formation keeping is addressed previous publications. In these papers, we first study the relative dynamics of a virtual telescope that follows a non-natural relative trajectory driven by the position of an observed body and not by the natural forces in space. This analysis has originated the design of several controls based on different approximations of the relative dynamics. Their performances have been tested and compared through numerical simulations of the PROBA-3 mission using, first, computer based simulations, and then, a realistic platform with GNSS hardware and operational flight software in the loop. The main conclusions show that simple control definitions, as defined by the Linear Quadratic Regulator (LQR) and Linear Quadratic Regulator with the Integral term (LQRI), can fulfill stringent requirements for formation acquisition and tight formation keeping.KEYWORDS: Filering Theory; Control Theory; Guidance, Navigation and Control Systems; Formation Flying Missions / El vol de satèl.lits en formació ofereix a les disciplines de I'espai, com ara I'astrofísica, I'astrodinàmica i la geodesia, per anomenar-ne unes quantes, la possibilitat de crear grans sensors espacials a partir d'un petit grup de satèl·lits en formació. Disposar els satèl·lits per a operar com, per exemple, un interferòmetre, i per tant, oferint una resolució angular gairebe il.limitada, o com a telescopi virtual i aconseguir distàncies focals inimaginables amb un únic satèl·lit, crea grans oportunitats científiques i tècniques. Des del moment en que la NASA va seleccionar la primera missió espacial que incorporava tecnologia de vol en formació (EO-1), un dels reptes que es preveien per a realitzar autentiques missions de vol en formació es la definició d'algorismes específics per a la navegació i control dels satèl·lits.L'objectiu principal d'aquesta tesis es el disseny i avaluació d'algorismes de navegació i control apropiats per al vol de satèl·lits en formació. Donada la importancia d'aquestes missions, s'ha realitzat una extensa investigació per aconseguir acomplir amb l'increment d'objectius referents a la precisió, l'autonomia, i altres requisits del sistema de Guiat, Navegació i Control (GNC) que resulta de les noves aplicacions d'aquestes missions. El contingut d'aquesta tesis es centra en tres reptes actuals referents al sistema GNC: les dificultats de combinar diferents tipus d'observacions no lineals per a la navegació relativa; l'anàlisi i extensió d'algorismes de comportament per a controlar una formació de satèl.lits; i el disseny i la validació d'una llei de control per a l'adquisició i manteniment d'una formació en trajectòria no natural. Aquests tres temes interconnectats cobreixen una amplia àrea de recerca en el camp del vol en formació i incorpora els principals components dels algorismes de vol en formació, des de les observacions fins a la navegació i el control.