Low-thrust trajectory design and attitude strategies in multi-body dynamical regimes

The Restricted Two-Body Problem and the Circular Restricted Three-Body Problem represent two agile models that allow to perform trajectory design. The search for an increasing precision and accuracy in the problem pushes towards the development of more refined models. The addition of N gravity fields in the problem formulation defines new challenges for trajectory design and optimization. Besides, a constant technological progress opens to an increasing exploitation of low-thrust propulsion, making the framework even more challenging. The adoption of Non-Keplerian orbits in the Earth-Moon system as a forthcoming achievement outlines unique scenarios. Attitude-orbital coupling represents one of these, encouraging to search for passive attitude control strategies. In the first part of this work, dynamical models are presented. Particular attention is placed on the formulation of the N-body problem with respect to different coordinate systems. Attitude dynamics and kinematics treatment follows the orbital mechanics section. The coupled dynamics is the natural and reasonable conclusion. Then, numerical methods for dynamical system analysis are introduced. The outlined tools steer towards the trajectory optimization problem. Two different methods (Sims-Flanagan Transcription method and an optimal control-based approach) are presented to face a trajectory optimization in a N-body framework. The described approaches are used and applied to real mission scenario. Finally, coupled attitude-orbital dynamics is analysed along Non-Keplerian orbits of the Earth-Moon system, with particular focus on Near Retrograde Orbits (NROs) and Distant Retrograde Orbits (DROs).

Il problema ristretto dei due e quello ristretto dei tre corpi rappresentano due modelli versatili che possono essere utilizzati per il design di traiettorie. La ricerca di maggiore precisione ed accuratezza stimola lo sviluppo di modelli più raffinati. L’aggiunta di N campi gravitazionali nella formulazione del problema definisce nuove sfide per il design e l’ottimizzazione di traiettorie. Inoltre, un continuo progresso tecnologico apre all’utilizzo crescente di propulsione a spinta bassa, rendendo il quadro ancora più stimolante. L’utilizzo di orbite non-kepleriane nel sistema Terra-Luna è imminente e definisce scenari incomparabili. L’accoppiamento assetto-meccanica orbitale è uno di questi, promuovendo la ricerca di strategie di controllo passivo per la dinamica attorno al centro di massa. Nella prima parte di questo lavoro, vengono presentati i modelli dinamici. Particolare attenzione è posta alla formulazione del problema a N-corpi, con riferimento a diversi sistemi di coordinate. La trattazione della dinamica d’assetto e della cinematica segue la sezione relativa alla meccanica orbitale. La dinamica accoppiata è la conclusione più razionale. Successivamente, vengono introdotti alcuni metodi numerici per l’analisi di sistemi dinamici. Gli strumenti così definiti indirizzano verso il problema di ottimizzazione di traiettoria. Due diversi strumenti (un metodo di trascrizione Sims-Flanagan e un approccio basati sul controllo ottimo) vengono descritti per esaminare l’ottimizzazione di traiettoria a spinta bassa in un contesto a N-body. I metodi presentati sono, poi, applicati ad un reale scenario di missione. Infine, l’accoppiamento assetto-meccanica orbitale è analizzato lungo orbite non-kepleriane del sistema Terra-Luna, con particolare riferimento alle orbite NRO e DRO.