Ce mémoire présente le banc d'essai d'émulation d'amarrage de satellites utilisant une simulation avec matériels dans la boucle de l'Agence spatiale canadienne (ASC) et la procédure utilisée pour en faire la vérification. L'ingéniosité de ce projet réside dans l'utilisation d'un manipulateur sériel à six degrés de liberté pour permettre l'émulation de la trajectoire relative du satellite chasseur par rapport au satellite cible. Le manipulateur employé pour ce projet est celui du Special Purpose Dextrous Manipulator (SPDM) Task Verification Facility (STVF), un banc d'essai déjà fonctionnel à l'ASC. Cette trajectoire relative est calculée au niveau d'un simulateur d'amarrage de satellites modélisé dans un environnement SIMULINK/MATLAB, puis transmise au contrôleur du manipulateur pour commander son positionnement. Un prototype de l'effecteur du satellite chasseur est installé au niveau des pinces du manipulateur et le prototype du préhenseur-connecteur du satellite cible est riveté sur un capteur de forces et moments fixé au sol devant le manipulateur. Ce capteur est alors utilisé pour mesurer les forces et moments générés par le contact de ces deux prototypes afin de les appliquer sur les modèles dynamiques des satellites au niveau du simulateur. Ce type de banc d'essai permet l'émulation de différentes configurations de satellites sans requérir l'utilisation de maquettes complexes et sans qu'il soit nécessaire de déterminer précisément les propriétés surfaciques des effecteurs. Des essais préliminaires d'émulation avec ce banc d'essai, ont permis de constater une importante instabilité au niveau du mouvement du manipulateur lors du contact. Dans le but d'identifier la source de cette instabilité une vérification des différentes composantes du banc d'essai s'est avérée nécessaire.

Le premier grand volet de ce projet consistait en une vérification et amélioration du simulateur d'amarrage en vue de sa validation complète. Cette validation a été effectuée en analysant en premier lieu chacun de ses sous-systèmes individuellement pour ensuite analyser son comportement global en mode de simulation numérique pure avec un modèle de contact. Des erreurs, ayant plus ou moins d'influence sur les résultats, ont été repérées et corrigées au niveau du simulateur.

Le deuxième grand volet du projet consistait en la vérification du banc d'essai d'émulation d'amarrage de satellites. Durant cette procédure de vérification, nous avons pu améliorer la fonctionnalité de différents équipements physiques constituant le banc d'essai. Suivant ces modifications, une analyse des résultats d'émulation nous a permis de constater une augmentation de l'énergie de mouvement des satellites au moment de l'impact. En limitant la nature des émulations aux cas d'impacts centrés sans la présence d'un mécanisme compliant au niveau du modèle du satellite chasseur, nous avons pu démontrer que la variation de l'énergie de mouvement des satellites est grandement reliée à leurs propriétés inertielles et aux filtres utilisés dans l'émulateur pour accommoder les forces et moments mesurés. L'optimisation de ces filtres et une analyse plus exhaustive ont permis de constater que les variations d'énergie sont dues à la méthode de contrôle du manipulateur et à une mauvaise évaluation des pertes au niveau de ses actionneurs. Ainsi, en raison de ces variations d'énergie plutôt imprévisibles, nous avons conclu que nous ne pouvons nous fier au simulateur d'amarrage de satellites utilisé conjointement avec le banc d'essai de STVF. L'emploi d'un manipulateur plus rapide, si toutefois les sources de perte d'énergie peuvent être déterminées avec précision, pourrait permettre l'exécution efficace de ce type d'émulation.

This thesis presents the spacecraft docking emulation test-bed using hardware-in-the loop simulation (HLS) developed at the Canadian Space Agency (CSA), and the method used for its verification. The particularity of this project lies in the use of a six-degree-of-freedom serial manipulator with hardware-in-the-loop simulation in order to emulate the relative trajectory of the chaser satellite compared to the target satellite. The manipulator used for this project is the same as the one used for the Special Purpose Dextrous Manipulator (SPDM) Task Verification Facility (STVF), a test-bed that is already functional at the CSA. This relative trajectory is calculated in the docking simulator, which is modelled within a SIMULINK/MATLAB environment, and transmitted to the controller of the manipulator to order its positioning. A prototype of the chaser satellite's end-effector is installed on the gripper of the manipulator and the prototype of the target satel- lite's grapple fixture is riveted on a force/moment sensor which is fixed on the ground in front of the manipulator. This sensor is then used to measure the forces and moments generated by the contact of these two prototypes in order to apply them to the dynamic models of the spacecrafts in the simulator. This type of test-bed allows for the emulation of various configurations of spacecrafts without requiring the use of complex models and without it being necessary to precisely determine the surface properties of the end-effectors. Preliminary emulation tests using this test-bed demonstrated a significant lack of stability with regard to the movement of the manipulator during contact. In order to identify the source of this instability, it was determined that a verification of the various components of the test-bed would be performed.

The first part of this project involved the verification and improvement of the docking simulator in aim of its complete validation. This was carried out initially by analyzing each individual subsystem of the docking simulator, followed by the analysis of its overall behaviour in numerical simulation mode with a contact model. Errors within the simulator, which had more or less influence on the results, were located and subsequently corrected.

The second part of the project consisted in the verification of the spacecraft docking emulation test-bed. In the course of this verification procedure, we were able to improve the functionality of a number of physical components of the test-bed. Following these modifications, an analysis of the emulation results showed an increase in the energy derived from the movement of the spacecrafts upon impact. By limiting emulation tests to cases of direct central impact without the presence of a compliant mechanism in the model of the chaser satellite, we were able to establish that this variation of energy is closely linked to the inertial properties of the spacecrafts as well as to the filters used within the emulator for the measured forces and moments. The optimization and thorough analysis of these filters enabled us to observe that the variation of energy is linked to the method of control of the manipulator and is the result of a poor evaluation of the energy loss caused by its actuators. Considering these rather unforeseeable variations of energy, we concluded that the docking simulator cannot be relied upon when used jointly with the STVF test-bed. With the use of a faster manipulator, provided that the sources of energy loss may be accurately determined, it remains possible that this type of emulation could be successfully carried out.