Analisi delle condizioni di ottimo per traiettorie spaziali con discontinuità di spinta = Analysis of optimal conditions for space trajectories with discontinuous thrust

Lo scopo di questa tesi è quello di valutare, tramite l’utilizzo di metodi indiretti, le condizioni di ottimo per traiettorie spaziali con discontinuità di spinta dovute a potenza disponibile e a duty cycle. Come caso di studio si considera una missione interplanetaria verso l'asteroide 433 Eros. L'ottimizzazione è fondamentale nell’ambito delle traiettorie spaziali in quanto permette di minimizzare un particolare indice di prestazione (ad esempio il consumo di propellente o il tempo) rispettando al contempo una serie di vincoli. In questa tesi, viene utilizzato un metodo indiretto per determinare la ripartizione ottimale della potenza e della corrispondente spinta durante la missione. I metodi indiretti si basano sulla teoria del controllo ottimale e sono noti per fornire risultati con elevata precisione in tempi di calcolo ridotti. Per il tipo di missione considerato si impiega un sistema di propulsione elettrico per via del suo minor consumo rispetto alla propulsione chimica. Il sistema è costituito da un propulsore con potenza massima in ingresso di 15.5kW e minima di 8kW, regolabile in modulo e direzione di spinta. La spinta e la portata di propellente dipendono dalla potenza in ingresso, per cui tra queste grandezze si ipotizza una relazione cubica. Nei seguenti capitoli saranno analizzati diversi casi di studio. In primo luogo, verrà condotta l'ottimizzazione di una missione breve. Dopodiché, considerando la stessa missione, l’utilizzo della spinta verrà ridotto al 70% per migliorare il controllo della navigazione negli ultimi 15 e 30 giorni. Inoltre, verrà esaminato l’effetto di un aumento della potenza minima, da 8kW a 9kW, sia nel caso di missione breve che di missione di lunga durata. Infine, per ogni missione, i risultati ottenuti con l'ottimizzazione saranno confrontati con il caso di studio reale.