Analytical design of end-of-life disposal manoeuvres for highly elliptical orbits under the influence of the third body's attraction and planet's oblateness

The increasing number of satellites orbiting the Earth gives rise to the need for investigating disposal strategies for space vehicles, to keep operative orbits safe for future space missions. In the last years, several studies have been conducted focused on designing end-of-life trajectories. The aim of this thesis is the feasibility analysis for a fully-analytical method for end-of-life de-orbit strategy of spacecraft in Highly Elliptical Orbits. The main perturbations to the Keplerian motion are planet’s oblateness and third bodies’ gravitational attraction. Following the classical theory, the analytical expression of the double-averaged potential due to a third body’s perturbations and zonal J2 effect is derived in the planet Centred Equatorial frame. This allows for a simplified formulation of the system’s long-term dynamics. This thesis aims to introduce an innovative approach for the manoeuvre design, relying on a fully-analytical method to reduce the computational cost. Some studies were already developed but using a semi-analytical approach: the resulting algorithm is time consuming for manoeuvres’ optimisation. The analysis is done considering the third body and J2 contributions and the re-entry is modelled using the two-dimensional Hamiltonian phase space. The model is used to estimate the eccentricity variations of the large set of orbits required during the optimisation process. The disposal manoeuvre is selected through a multi-criteria optimisation. As real cases scenarios, the disposal manoeuvre for Earth’s and Venus’ satellite missions are designed, considering the limitation upon the available propellant onboard. It is demonstrated that the third-body gravitational perturbation provides a suitable environment for manoeuvres design. These results could serve as initial conditions for more accurate analysis with a high-fidelity model and confirm the potential efficiency of exploiting the use of orbital perturbations for satellite navigation. This thesis was part of the COMPASS project: “Control for orbit manoeuvring by surfing through orbit perturbations”(Grant agreement No 679086). This project is European Research Council (ERC) funded project under the European Unions Horizon 2020 research.

L’incremento del numero di satelliti in orbita terrestre fa nascere la necessità di studiare metodi di rimozione dei veicoli spaziali, per mantenere gli standard di sicurezza necessari in orbita per le missioni future. Nel corso degli anni, diversi studi hanno analizzato strategie di rimozione passiva. Lo scopo di questa tesi è lo studio e la determinazione di metodi analitici per il rientro e la rimozione di satelliti in orbite fortemente ellittiche. Seguendo la teoria classica, è stata sviluppata una formulazione analitica del potenziale dovuto al disturbo del terzo corpo e di J2, nel sistema di riferimento equatoriale, eliminando i contributi ad alta frequenza. Lo scopo di questa tesi è l’introduzione di un approccio innovativo, basato su algoritmi analitici, con lo scopo di ridurre il costo computazionale. In passato, diversi studi si sono basati su un approccio semi analitico: l’agoritmo risulta computazionalmente inefficiente per l’ottimizzazione delle manovre. Si è sviluppata quindi un’analisi semplificata, considerando l’effetto della perturbazione del terzo corpo e di J2, sviluppando una descrizione dell’Hamiltoniana bidimensionale. La manovra è stata modellata tramite un processo di ottimizzazione su diversi parametri, e il risultato è stato ottenuto tramite le equazioni di Gauss per una variazione dei parametri orbitali. Come casi studio, le possibili traiettorie a fine vita sono state valutate sia per missioni terrestri che intorno a Venere, considerando anche il limite dovuto alla quantità di combustibile disponibile a bordo. Dai risultati, è stato dimostrato che la perturbazione orbitale dovuta all’attrazione del terzo corpo può essere sfruttato per il design di manovre nello spazio delle fasi, e questo può essere considerato come il punto di partenza per ulteriori analisi, che comprendano modelli più accurati, dimostrando la potenziale efficienza dell’utilizzo di codici analitici che sfruttino le perturbazioni orbitali per il controllo dei satelliti. Questa tesi è parte del progetto COMPASS: “Control for orbit manoeuvring by surfing through orbit perturbations”(Grant agreement No 679086). Questo progetto è un progetto finanziato dall’European Research Council (ERC) nell’ambito della ricerca European Unions Horizon 2020.