[en] This doctoral dissertation is structured in four chapters as follows. The first chapter contains a summary of formation flying projects that have been taken into consideration since few years ago. We specially focus on the missions that have been planned to be located in a libration point regime. For completeness, this chapter also contains a general state of the art about the main reconfiguration techniques for satellite formations. The main new contributions of the thesis are contained in chapters 2, 3 and 4. Chapter 2 introduces the general methodology that will be considered in all the dissertation. It is based on a discretization in time by means of a finite element approximation, and at the same time, is suitable to incorporate optimal control problems. In this chapter we study the reconfigurations using linearized equations about a nominal Halo orbit minimizing the functional given by the sum of the square of the magnitude of the maneuvers. This functional is not directly related to the fuel consumption, but has good properties concerning minimization and regularity. In chapter 3 we are still working with the linearized model about the nonlinear orbit, but the functional that we optimize, given by the sum of the modulus of the maneuvers, is directly related to fuel consumption. As a consequence, the methodology can be tuned in such a way that, if possible, the user can choose to converge to bang-bang optimal controls (when possible) or to low thrust trajectories in general situations. In this chapter, our objective is not only to study how the reconfigurations can be accomplished. We also consider the problem of obtaining good meshes for our finite element discretization, and up to a certain extent, to decide which is the best mesh for each kind of problem. Finally, in chapter 4, we deal with non-linear and perturbed problems. In a first step we consider reconfigurations in the Restricted Three Body Problem and in a second one with JPL ephemeris. This fact slightly changes the trajectories of the spacecraft with respect to the ones obtained in the previous chapters. To correct for such deviations we design and implement a methodology based on adding small corrective maneuvers on top of the nominal ones. We also study the magnitude of corrective maneuvers that will need to be applied in case of errors in the execution of the nominal ones. Finally, this chapter ends with some other applications that can be performed using the methodology we have developed.

[es] Esta tesis doctoral está estructurada en cuatro capítulos. El primer capítulo contiene un resumen de los proyectos de vuelo en formación que se han tenido en consideración en los últimos años, especialmente aquellos que están planeados de situarse alrededor de los puntos de libración. En este capítulo también se hace un estado del arte de las principales técnicas de reconfiguración de formaciones de satélites.Las principales contribuciones nuevas de esta tesis se encuentran en los capítulos 2, 3 y 4. En el capítulo 2 introducimos la metodología general que se usará en toda la disertación. Esta metodología está basada en una discretización del tiempo usando una aproximación en elementos finitos, que al mismo tiempo la hace factible de incorporar en problemas de optimización. En este capítulo, se consideran las ecuaciones linealizadas alrededor de una órbita Halo. El problema de optimización minimiza el funcional obtenido como la suma de los cuadrados de las maniobras. Aunque este funcional no está directamente relacionado con el consumo de combustible, tiene un buen comportamiento en la minimización.En el capítulo 3 se siguen usando las ecuaciones linealizadas alrededor de la órbita Halo, pero ahora el funcional al minimizar es la suma de los módulos de las maniobras, que está directamente relacionado con el consumo de combustible. Como consecuencia, la metodología permite que se pueda convergir a controles bang-bang en el caso de que sea posible, o a avance continuo en las otras situaciones.En este capítulo, nuestro objetivo no consiste únicamente en estudiar cómo hacer las reconfiguraciones, sino que consideramos el problema de obtener una buena malla para el problema de los elementos finitos, y decidir cuál es la mejor malla para cada tipo de problema.Finalmente, en el capítulo 4 se consideran problemas no lineales y se incluyen perturbaciones. Empezamos considerando las reconfiguraciones en el problema restringido de 3 cuerpos, y luego observamos qué pasa cuando usamos las efemérides JPL. Estos nuevos modelos cambian un poco las trayectorias de los satélites respecto las obtenidas en los capítulos anteriores. Para corregir estas desviaciones, se implementa una metodología basada en añadir pequeñas correcciones a las maniobras dadas. También estudiamos la magnitud de las maniobras que hace falta aplicar cuando se producen errores de ejecución en las maniobras nominales. Para finalizar, este capítulo acaba con otras aplicaciones que se pueden llevar a término con la metodología desarrollada.