Trajectory design of a multiple flyby mission to asteroids

In designing the trajectory for a multiple flyby mission to asteroids the choice of the targets is the most challenging problem. This dissertation faces this problem in the framework of the recently issued medium-size mission call (M5) from ESA: CASTAway. Starting from the preliminary work done in [6], this thesis develops a methodology for sequencing the potential targets in a multiple flyby mission. In order to reduce the computational time, the complete database of known small bodies is firstly pruned on the base of heuristic considerations. Using the assumption of small manoeuvres, a chief orbit concept could be used. Thus, two heuristic thresholds are defined in order to exclude non-promising targets given a chief orbit. The sequencing process takes chief orbit and promising targets as inputs and gives a set of candidate sequences. The results of such a process are analysed in the CASTAway framework and the best feasible sequence studied in details.

Modellazione CAD di modulo abitativo per stazione spaziale

L’interesse per missioni spaziali verso la luna, il pianeta Marte o asteroidi vicini NEA (near earth asteroids) è in continuo aumento; ne sono prova i numerosi concorsi di idee innovative da applicare a possibili missioni spaziali. A partire dai profili di missione e da altri dati forniti dai gruppi di ricerca attivi nel settore, mi sono occupato di svolgere la modellazione CAD concettuale di un modulo abitabile per due astronauti e, in particolare, di pensare a livello concettuale come possano essere risolte problematiche di dispiegamento del modulo e montaggio nello spazio. E’ infatti fondamentale che la struttura ripiegata possa essere inserita all’interno di un lanciatore già definito, e che possa espandersi una volta in orbita. Ho quindi svolto il disegno del modulo abitativo sia in configurazione di lancio che in configurazione dispiegata, cercando di fornire alcune prime indicazioni riguardo alle possibili configurazioni costruttive e ad una possibile sequenza di montaggio.

Sviluppo e validazione di un algoritmo per la conversione delle incertezze delle effemeridi dell'asteroide Didymos

Per determinare lo stato di un satellite ad ogni istante è necessario un propagatore orbitale, cioè un algoritmo che, partendo da condizioni iniziali note, calcola la traiettoria di un corpo in un intervallo di tempo arbitrario. L’orbita ottenuta è tuttavia soggetta ad errori numerici (errori di propagazione) ed incertezze. Queste ultime derivano da condizioni iniziali non precise, in quanto ricavate da osservazioni, soggette ad errori di misurazione, o ipotesi sui parametri dell’orbita e del corpo. Per questo motivo è importante utilizzare il propagatore anche per verificare l’evoluzione di tali incertezze nel tempo tramite un processo noto come analisi della covarianza. Questo processo permette di valutare l’entità dell’incertezza calcolandone la variazione rispetto allo stato iniziale a cui è generata e la rispondenza ai requisiti di missione. Lo scopo della tesi è l’incremento di precisione del propagatore orbitale esistente e lo sviluppo di strumenti per il supporto della missione LICIACube (Light Italian Cubesat for Imaging of Asteroids). In particolare, saranno implementati effetti secondari nel modello di propagazione ed uno strumento per la propagazione e conversione della rappresentazione di incertezze delle effemeridi. Questo permetterà la valutazione della precisione dell’orbita di Didymos e di LICIACube, dal suo rilascio fino al flyby. Per l’esportazione della traiettoria calcolata viene presentata una funzione che, tramite interpolazione, rappresenti l’orbita generata utilizzando un limitato spazio di memoria.