Da Orbita Halo Quasi-Rettilinea a Orbita Bassa Lunare: un Approccio di Ottimizzazione del Delta V Propulsivo = From Near-Rectilinear Halo Orbit to Low Lunar Orbit: a Propulsive Delta V Optimization Approach

Le tendenze recenti del settore spaziale internazionale vedono la Luna al centro degli interessi delle principali Agenzie, nonché di alcune compagnie private. Diversi studi, scoperte e avanzamenti tecnologici hanno fatto sì che uno degli obiettivi principali dell’esplorazione spaziale diventasse proprio lo stabilimento permanente della presenza dell’uomo sulla superficie lunare, attraverso la costruzione di apposite infrastrutture e supporti. La colonizzazione della superficie del nostro satellite avrà infatti risvolti importanti, sia come punto di approvvigionamento di risorse, sia come intermezzo per l’esplorazione di altri corpi celesti, tra cui Marte. Di particolare interesse è il polo sud lunare, grazie soprattutto alla considerevole quantità di depositi di acqua ghiacciata scoperti in questa zona. Di interesse per questa tesi è il progetto iDREAMS, portato avanti dal Politecnico di Torino e finanziato dall’Agenzia Spaziale Europea (ESA). Il progetto si pone l’obiettivo di sviluppare un tool di progettazione rapida e mission analysis per un sistema Human Landing. Il tool dovrà prevedere la progettazione preliminare dei principali sottosistemi del velivolo e la definizione preliminare delle traiettorie. Il lander comprenderà un modulo di Ascent & Descent che ci si aspetta operi tra la superficie lunare e l’orbita della Lunar Orbital Platform Gateway (LOP-G). Il software utilizzato per l’analisi di missione è Astos. Lo scenario di missione prevede il trasferimento orbitale dalla Near Rectilinear Halo Orbit (NRHO), in cui il lander è in una configurazione docket con la LOP-G, verso la Low Lunar Orbit (LLO). Dalla LLO sussegue una fase di Descent verso la superficie lunare. Dopo un determinato periodo di tempo sulla superficie lunare segue la fase di Ascent verso la LLO e, successivamente, il trasferimento orbitale ancora in NRHO. Sorge però una problematica: le Halo Orbits sono ancora in fase di sviluppo in Astos. Al momento è possibile utilizzare le Halo Orbits come condizioni iniziali per uno scenario, ma risulterebbero troppo instabili, andando a divergere molto facilmente. È in questo contesto che si colloca la tesi presentata, volta alla modellizzazione e ottimizzazione della traiettoria di trasferimento tra l’orbita NRHO e l’orbita LLO. La prima parte della tesi prevede, dunque, un lavoro di literature review volto a comprendere il comportamento dinamico del sistema, modellizzato come un Circular Restricted Three-Body Problem (CR3BP), e a comprendere le tecniche di ottimizzazione applicate alla traiettoria. Segue una parte di definizione del problema e del corrispettivo modello matematico accompagnata dall’implementazione dello stesso utilizzando il linguaggio di programmazione Python. Il codice sviluppato prevede l’ottimizzazione della traiettoria in termini di ∆V, tramite opportune Initial Guess, l’imposizione di definiti vincoli di equality e inequality e di opportuni Bounds entro cui far variare le variabili. Si procede con il ricalcolo e il plot della traiettoria ottimizzata, oltre che con la determinazione delle grandezze necessarie alla definizione delle successive fasi di missione, tra cui il consumo di propellente. Tali quantità, dopo essere state verificate confrontandole con i valori tipici riscontrati in letteratura, andranno a modificare il file contenente i dati necessari alla simulazione della traiettoria di Descent tramite Astos. La simulazione della suddetta traiettoria viene quindi effettuata in Astos, con i dati trovati tramite il codice Python.