Ottimizzazione di traiettoria di allunaggio con dinamica rotazionale e deviazione laterale = Moon landing trajectory optimization with rotational dynamics and lateral deviation

Grazie al Programma Artemis, il rinnovato interesse per orbita e superfice lunari amplierà il numero e la varietà di missioni nel prossimo futuro. Queste missioni si concentreranno prevalentemente su esplorazione spaziale e planetaria, dimostrazione tecnologica e fornitura di servizi a stazioni e avamposti che si andranno a generare intorno e sulla Luna. Molte di queste missioni necessiteranno che tutta o una parte della missione venga svolta sulla superficie lunare: rover, avamposti, rifornimenti, esplorazione delle grotte lunari, recupero di campioni e risorse. La traiettoria di atterraggio sulla superficie lunare deve risultare precisa e sicura e ridurre i costi di costruzione e lancio della missione. La traiettoria definisce il consumo di propellente per l’allunaggio, a parità di massa utile, questo si ripercuote sulla massa dell’astronave in orbita lunare e sulla massa al lancio. Per estendere il numero di missioni coperte e la flessibilità nella risposta alle contingenze della missione la traiettoria deve essere parametrica e prevedere condizioni iniziali che si discostino dal caso ottimo. Alcune missioni di allunaggio possono vedere un disallineamento tra l’orbita di discesa e il punto di allunaggio selezionato. Questo può accadere quando non è possibile scegliere l’orbita di discesa (come nel caso di più veicoli di atterraggio inizialmente collegati) o l’orbita di discesa è diversa da quella desiderata (es.: causa malfunzionamento del propulsore o dei sensori o perturbazioni esterne). Il punto di atterraggio può cambiare ed essere ridefinito in fase di atterraggio come dimostra la tecnologia di Terrain-Relative Navigation sul rover Perseverance, capace di modificare il punto di atterraggio desiderato al fine di evitare di toccare il suolo in terreno accidentato o pendente. Il veicolo di atterraggio stesso modifica la traiettoria ottima sulla base della capacità di controllo d’assetto del lander. L’ottimizzazione prende in considerazione le limitazioni alla coppia massima del lander. Il lavoro in questa tesi è l’ottimizzazione per una traiettoria di atterraggio sulla superficie lunare che preveda la dinamica rotazionale e consideri un punto di atterraggio non allineato all’orbita di discesa sulla superficie. L’ottimizzazione della traiettoria ha l’obiettivo di massimizzare la massa finale a parità di massa iniziale. La formulazione del problema segue la Teoria del Controllo Ottimale per il soddisfacimento del Principio di Massimo di Pontryagin. La soluzione al Boundary Value Problem è ottenuta con l’impiego di Indirect Method per garantire un’alta precisione. L’algoritmo di ottimizzazione è testato su una versione in scala ridotta del Lunar Module della missione Apollo 11.