Ottimizzazione di traiettorie di escape dal punto lagrangiano L2 del sistema Sole-Terra con propulsione elettrica = Optimization of escape trajectories from Sun-Earth L2 Lagrangian point with electric propulsion

L'esplorazione interplanetaria rappresenta una delle sfide più stimolanti e complesse della storia del progresso scientifico e tecnologico. In anni recenti, con l'avvento della "New Space Economy", si è assistito ad un crescente coinvolgimento anche di compagnie ed investitori privati, favorendo un'accelerazione nello sviluppo di tecnologie sempre più sofisticate. L'avanzamento della conoscenza scientifica, unitamente al grande ritorno economico degli investimenti nel settore, ha favorito la progettazione e lo sviluppo di missioni ambiziose, affermando la presenza umana nello spazio. In un tale contesto, grande interesse è riservato ad alcune particolari aree, chiamate punti lagrangiani, poiché presentano numerose caratteristiche strategiche e vantaggiose per la realizzazione di missioni spaziali. Essi sono soluzioni del problema dinamico dei tre corpi e rappresentano delle posizioni di equilibrio nelle quali due corpi dotati di grande massa consentono ad un terzo corpo di massa molto inferiore, per esempio un satellite, di mantenere una posizione stabile rispetto ad essi, tramite l'interazione dei propri campi gravitazionali. In particolar modo, l'oggetto di studio di questa tesi è il punto lagrangiano L2 del sistema Sole-Terra (meglio noto come SEL2), collocato sull'asse immaginario che collega i due corpi, a circa 1.5 milioni di km di distanza dalla Terra, nella direzione opposta rispetto al Sole. La sua particolare posizione nello spazio garantisce una comunicazione rapida e costante con le ground station ed è ideale per l'osservazione astronomica dell'universo senza l'interferenza della Luna, del Sole e della Terra. Inoltre, richiede dei costi minimi in termini di consumi per il mantenimento dell'orbita e funge da punto di partenza ideale per missioni interplanetarie. Quest'ultimo aspetto è il principale oggetto di studio della tesi, nella quale si analizzano e ricercano le traiettorie ottimali per una manovra di evasione dalla sfera d'influenza terrestre per un piccolo satellite a propulsione elettrica, con partenza dal punto SEL2, tramite metodi di ottimizzazione indiretti. Il modello dinamico considera una gravitazione a quattro corpi, nel quale viene tenuta in considerazione anche la pressione di radiazione solare e vengono analizzati gli effetti della perturbazione lunisolare. L'obiettivo dello studio è identificare le traiettorie ottimali in termini di consumi di propellente, valutando diverse combinazioni al variare della data di partenza e della durata della missione. Il principale indicatore per questa tipologia di analisi è l'energia caratteristica del satellite (C3), valutata nel momento in cui viene raggiunto il limite della sfera d'influenza della Terra. La tesi ha l'intento di fornire un'analisi esaustiva delle possibili traiettorie di evasione dal punto SEL2, ponendo le basi per uno studio successivo su manovre interplanetarie con condizioni iniziali coincidenti con quelle ottenute al termine della manovra di escape.