Ottimizzazione di manovre a bassa spinta in orbite LEO. = Optimization of low-thrust maneuvers in LEO.

Lo spazio è un ambiente che nel tempo vede un incremento della sua appetibilità scientifica e commerciale e con essa aumenta anche l’interesse nel ridurre i costi e le barriere che limitano il suo sfruttamento. Ragion per cui, in questo settore, l’ottimizzazione ricopre un ruolo chiave. Nel presente lavoro viene trattata l’ottimizzazione di trasferimenti orbitali tra orbite basse terrestri (LEO) traendo vantaggio dall’ effetto della non sfericità della terra. Nello specifico si ricerca la struttura di missione ottimale che permette il trasferimento fra due orbite LEO: l’orbita di partenza, in cui si trova il satellite principale dotato di propulsione elettrica, e l’orbita di arrivo percorsa dal satellite target. In primo luogo, è stata condotta l’analisi con l’ipotesi di massa dello s/c costante nel tempo e successivamente si è aggiunto l’effetto dovuto all’espulsione di propellente. Lo scopo dell’ottimizzazione è quello di ridurre la durata della missione considerando la propulsione sempre attiva. In seguito, si è valutata una missione con durata superiore a quella minima, con la possibilità di controllare la propulsione attraverso l’accensione e lo spegnimento del motore. Quest’ultima analisi ha portato alla valutazione di un compromesso fra durata della missione e consumo di propellente. L’elaborato è suddiviso in sei capitoli il primo dei quali è un’introduzione al problema trattato e alle sue possibili applicazioni. Nel secondo vengono descritti i sistemi di riferimento utilizzati, i parametri orbitali e le principali perturbazioni che entrano in gioco in orbite terrestri. Il capitolo successivo è dedicato alla teoria fisica e matematica che supporta il problema. In primo luogo, vengono ricavate le equazioni planetarie di Lagrange che in seguito si adattano al problema trattato. Si descrive e si applica la teoria del controllo ottimale (OCT) al caso in esame ed infine viene mostrata la procedura iterativa necessaria per la risoluzione del problema differenziale ai limiti (BVP) che si è costituito. I due capitoli che seguono riportano i risultati dell’analisi: nel primo relativi al caso con massa costante e nel secondo al caso con massa variabile. È descritta la struttura della missione e viene mostrata l’evoluzione dei parametri orbitali nel tempo e l’andamento delle variabili di controllo. Sono stati analizzati casi con diversi valori dei parametri orbitali relativi alle due orbite. Infine, si è valutata la missione con controllo della spinta e sono stati riportati i consumi, in termini di propellente, in funzione della durata di missione. L’ultimo capitolo è relativo alle conclusioni sul lavoro effettuato, alla sintesi dei principali risultati e alla descrizione dei vari sviluppi futuri che possono portare avanti lo studio e approfondire gli aspetti di maggiore interesse.