Valutazione del Lunar Gravity Assist con doppio flyby della Luna = Lunar gravity assist evaluation with double lunar flyby

Valutazione del Lunar Gravity Assist con doppio flyby della Luna Indice ??Introduzione ??Problema dei due corpi ??Problema dei tre corpi circolare ristretto ??Perturbazioni ??Sistemi di riferimento ??Traiettorie lunari ??Traiettorie interplanetarie ??Analisi ??Risultati ??Conclusioni e sviluppi futuri Per le missioni interplanetarie, un flyby lunare comporta dei benefici poiché può essere utilizzato per incrementare significativamente l’energia iperbolica di fuga (C3) a scapito di un modesto incremento del tempo di volo. In questo modo, fissato il pianeta traget della missione e a parità di massa al lancio, è possibile diminuire la massa di propellente ed aumentare la massa utile. Questa strategia è stata usata in passato sia per missioni con basse C3 (STEREO) e sia per missioni con grandi C3 (ISEE-3, Nozomi). L’esplorazione del sistema solare necessita di valori relativamente grandi di energia di fuga. Se si considera un’evasione diretta, la massa di evasione prevista per un dato lanciatore è una funzione decrescente dell’energia di fuga. Tuttavia, poiché la velocità di fuga può essere indirizzata per ridurre il consumo di propellente nella fase di volo eliocentrico, esiste un trade-off ottimale. Quando la fase eliocentrica prevede un sistema di propulsione con un alto impulso specifico rispetto al lanciatore, ad esempio utilizzando un propulsore elettrico, la trasferta interplanetaria verso un oggetto vicino alla Terra richiede un valore di C3 di pochi (km^2)/s^2 . La manovra del gravity assist lunare può essere utilizzata per avere un incremento gratuito del C3 di escape, la valutazione del valore di C3 nel caso di doppio flyby della Luna è l’argomento trattato in questo lavoro di tesi. In prima analisi, per lo studio delle trasferte interplanetarie si utilizza il metodo delle coniche raccordate (patched-conic approximation) e il problema dei due corpi è utilizzato per descrivere il moto del satellite considerato come corpo puntiforme. L’analisi è basata sul metodo delle coniche raccordate in cui si trascura la dimensione della sfera d’influenza della Luna. La manovra è divisa in tre fasi geocentriche: la fase iniziale corrisponde alla traiettoria che parte dal perigeo (imposto dal lanciatore) e termina in corrispondenza della Luna; la fase intermedia considera il trasferimento Luna-Luna (ossia la fase tra i due flyby) ed infine, la fase finale, è costituita dalla porzione di traiettoria che parte dalla Luna e termina al limite della sfera d’influenza terreste. Il lunar gravity assist è modellato come una rotazione istantanea della velocità relativa all'intersezione tra l’orbita del satellite e l’orbita lunare. Nella prima parte dell’elaborato sono stati trattati i fondamenti del problema di un corpo immesso in un campo gravitazionale generato da uno o più corpi ed in seguito, sono stati trattati i sistemi di riferimento necessari per l’analisi del problema delle trasferte interplanetarie. Successivamente, sono state studiate le traiettorie lunari e quelle interplanetarie e, nell'ultima parte, è presente una descrizione delle metodologie applicate per la valutazione del lunar gravity assist con i commenti dei risultati ottenuti.