Spacecraft trajectory optimization for Earth-crossing asteroid redirection via kinetic impact

Il cuore di questa tesi consiste nell'ottimizzazione della traiettoria di un veicolo spaziale a impatto cinetico, inviato a scontrarsi con un minaccioso asteroide la cui orbita si avvicina a quella terrestre. Come risultato dell'intercettazione, il successivo percorso dell'asteroide viene modificato in modo molto modesto. L'obiettivo è la massimizzazione del raggio di perigeo dell’asteroide, il cui moto è stato deviato, in corrispondenza del suo passaggio più vicino alla Terra. Sono stati selezionati diversi parametri di ottimizzazione quali la data di partenza dalla Terra, la direzione della partenza, il programma di spinta per il motore a bassa spinta e la data della collisione. Tale problema di controllo ottimale continuo è stato trascritto in un problema di programmazione non lineare (NLP) e risolto in ambiente MATLAB. La trascrizione ha richiesto lo sviluppo di un codice “Runge-Kutta (RK) parallel shooting”, implementato in MATLAB per la prima volta. Inoltre, è stato necessario risolvere il problema approssimativamente tramite Particle Swarm Optimization (PSO), la cui soluzione è stata adottata come ipotesi iniziale richiesta dal problema NLP.