Advanced orbit propagation methods applied to asteroids and space debris

Amato, Davide (2017). Advanced orbit propagation methods applied to asteroids and space debris. Tesis (Doctoral), E.T.S.I. Aeronáuticos (UPM) [antigua denominación]. https://doi.org/10.20868/UPM.thesis.47847.

Descripción

Título: Advanced orbit propagation methods applied to asteroids and space debris
Autor/es:
  • Amato, Davide
Director/es:
  • Bombardelli, Claudio
  • Baù, Giulio
Tipo de Documento: Tesis (Doctoral)
Fecha: 2017
Materias:
Escuela: E.T.S.I. Aeronáuticos (UPM) [antigua denominación]
Departamento: Física Aplicada a las Ingenierías Aeronáutica y Naval
Licencias Creative Commons: Reconocimiento - Sin obra derivada - No comercial

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Resumen

Los asteroides y la basura espacial plantean amenazas relevantes para la civilización, tanto en el espacio como en la tierra. Al mismo tiempo, presentan varios desafíos científicos y ingenieriles en común, que tienen que ser enfrentados en el contexto de la Space Situational Awareness (SSA). Para mejorar las tecnologías de SSA actuales y futuras, se necesitan métodos de propagación de órbita robustos y eficientes. El objetivo principal de esta tesis es demonstrar que métodos basados en formulaciones regularizadas de la dinámica aseguran importantes ventajas en los problemas de propagación de asteroides y basura espacial más difíciles. Las formulaciones regularizadas se obtienen eliminando la singularidad 1{r2 en las ecuaciones de movimiento Newtonianas a través de un procedimiento analítico. Las ecuaciones regularizadas resultantes exhiben prestaciones numéricas excelentes. En esta tesis, consideramos la formulación Kustaanheimo-Stiefel y varios métodos de la familia Dromo, que representan la trayectoria con un conjunto de elementos orbitales no clásicos. En la primera parte, nos concentramos en la propagación orbital de encuentros cercanos planetarios, y consideramos distintos casos de prueba. Como escenarios de alta relevancia aplicativa, propagamos encuentros resonantes de varios asteroides ficticios, midiendo el error en las coordenadas en el b-plane. Para generalizar los resultados, llevamos a cabo simulaciones a gran escala en el problema de los tres cuerpos restringido circular usando una parametrización bidimensional. Analizamos el caso del asteroide (99942) Apophis, dedicando atención particular a la amplificación del error numérico consecuente a su encuentro cercano profundo en el 2029. La segunda parte está dedicada a la predicción de largo plazo de órbitas de satélites terrestres. Comparamos formulaciones regularizadas a un método semianalítico en elementos equinocciales para distintos regímenes orbitales y perturbaciones. Los parámetros que afectan la eficiencia de la propagación semianalítica se calibran con un análisis de las diferentes contribuciones al error de integración, que también expone los límites de aplicación de estos métodos. Las formulaciones regularizadas tienen evidentes ventajas para órbitas altamente elípticas y super-síncronas, y tienen prestaciones prometedoras para análisis de tiempo de vida y exploraciones numéricas del espacio cislunar. En la tercera y última parte, se presentan unas aplicaciones a la prevención de impactos asteroidales. Exponemos los resultados de una deflexión geográfica del asteroide ficticio 2015PDC obtenida con un sistéma Ion Beam Shepherd. Finalmente, desarrollamos un estudio sistemático de los potenciales retornos resonantes del asteroide ficticio 2017PDC después de su deflexión con un artefacto nuclear. ----------ABSTRACT---------- Asteroids and space debris pose relevant menaces to civilization, both on ground and in space. Simultaneously, they present a number of common engineering and scientific challenges that must be tackled in the realm of Space Situational Awareness (SSA). As to improve current and future SSA technologies, robust and efficient orbit propagation methods are required. The main goal of the present thesis is to demonstrate that regularized formulations of dynamics entail significant advantages in the most demanding orbit propagation problems for asteroids and space debris. Regularized formulations are obtained by eliminating the 1{r2 singularity in Newtonian equations of motion through an analytical procedure. The resulting regularized equations exhibit an excellent numerical performance. In this thesis, we consider the Kustaanheimo-Stiefel formulation and several methods of the Dromo family, which represent the trajectory through a set of non-classical orbital elements. In the first part, we focus on the orbit propagation of planetary close encounters, taking into account several test cases. As scenarios of relevant practical importance, we propagate resonant returns of several fictitious asteroids and measure the error in the b-plane coordinates. To generalize the results, we carry out large-scale simulations in the Circular, Restricted Three- Body Problem by means of a bi-dimensional parametrization. We analyse the case of the asteroid (99942) Apophis, devoting particular attention to the amplification of the numerical error consequent to its deep close encounter in 2029. The second part is dedicated to the long-term prediction of Earth satellite orbits. We compare regularized formulations to a semi-analytical method based on equinoctial elements for several orbital regimes and perturbations. The parameters affecting the semi-analytical propagation efficiency are finetuned by analysing the different contributions to the integration error, which also gives insight on the limits of applicability of semi-analytical methods. Regularized formulations compare very favourably for highly elliptical and super-synchronous orbits, which encourages their application to lifetime analyses and numerical explorations of the cislunar space. Applications to asteroid impact avoidance are presented in the third part. We show the results of a geographical deflection of the fictitious asteroid 2015PDC obtained with an Ion Beam Shepherd spacecraft. Finally, we perform a systematic study of the potential resonant returns of the fictitious asteroid 2017PDC after its deflection by a nuclear device.

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ID de Registro: 47847
Identificador DC: http://oa.upm.es/47847/
Identificador OAI: oai:oa.upm.es:47847
Identificador DOI: 10.20868/UPM.thesis.47847
Depositado por: Archivo Digital UPM 2
Depositado el: 22 Sep 2017 06:50
Ultima Modificación: 22 Sep 2017 06:50
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