[ca] 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.

[en] 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.