Operative-compliant trajectory design for stand-alone interplanetary CubeSats

In this work, a Direct Multiple-Shooting optimization method generating operative-compliant preliminary solutions for spacecraft interplanetary transfer trajectories is presented. More specifically, such a method performs both a Time-like and a Fuel optimal analysis. It is considered the spacecraft starting from a near Earth location with the aim of reaching a NEO (Near Earth Object). The operational constraint of communicating periodically with Earth became a driver for the development of the method. In particular, the inclusion of forced coasts translates into the imposition of a pre-defined control law, which in turn leads to the development of a brand-new modeling code structure. Two potential targets selected for M-ARGO (Miniaturized Asteroid Remote Geophysical Observer) mission have been employed in order to validate the code.

In questo lavoro è presentato un metodo di ottimizzazione diretto Multiple-Shooting in grado di generare soluzioni preliminari per il trasferimento interplanetario di satelliti. Nello specifico, tale metodo effettua un’analisi ottimale sia in termini di tempo che di consumo di carburante. Si considera il satellite in partenza da un punto vicino alla Terra, con lo scopo di raggiungere un corpo celeste caratterizzato da un’orbita analoga a quella terrestre. Il vincolo operazionale di comunicare periodicamente con la Terra ha determinato lo sviluppo del metodo in maniera sostanziale. In particolare, l’inclusione di periodi di arresto del motore ha portato all’imposizione di una legge di controllo pre-definita, la quale a sua volta ha condotto allo sviluppo di un modello dalla struttura del tutto innovativa. Al fine di validare il codice sono stati impiegati due targets potenziali selezionati per la missione M-ARGO (Miniaturized Asteroid Remote Geophysical Observer).