Design and optimisation of an active debris removal service for large satellite constellations

Nowadays, access to Space is becoming more and more required since many services are offered from space missions. If this represent a great achievement made by space science, it also presents new challenges that have to be addressed. Among these, space debris play a major role. Indeed, they might affect the entire cycle of a space mission causing unexpected collisions and damages to the operational spacecraft. Together with left in orbit parts and boosters defunct satellites are the major source of space debris. Furthermore, the new rise of large constellations could lead to a rapid increase of the number of object in space. Thus, it is of utmost importance to develop strategies and missions able to remove the out-of-service satellites from large constellation missions. This thesis work is aimed to elaborate and compare two possible types of Active Debris Removal solutions for large constellations systems to prevent the generation of massive number of debris. The study was conducted in collaboration with D-Orbit, a new space company founded in 2011, and Politecnico di Milano, participating in a program as consortium to develop an Active Debris Removal (ADR) service for large constellations. In this work, two possible mission architectures, exploiting one or more type of spacecraft will be introduced. The first solution analysed emploies a mother ship carrying de-orbiting kits, which operates attaching them to the failed spacecraft of the constellation. Once a kit is attached to the defunct satellite it will de-orbit the assembly towards an atmospheric re-entry. The second option analysed concerns the use of a single chaser, reaching all the targets and de-orbiting them one by one. For the sake of simplicity, chemical propulsion and impulsive manoeuvres are considered for the analysis. Both architectures have been studied by adopting different approaches. In the first part of this work a mission analysis is conducted to verify the first architecture feasibility in terms of Δv and total mission time, while an optimal design strategy is developed in the second part of the thesis in the framework of the Travelling Salesman Problem. Results demonstrate the feasibility of the mission architectures considered and the possibility of reducing the amount of propellant required and the estimated mission time.

Al giorno d'oggi l'accesso allo spazio sta diventando sempre più richiesto dato che molti servizi vengono offerti da missioni spaziali. Esso rappresenta un grande passo avanti per la ricerca spaziale ma comporta anche delle nuove sfide che devono essere affrontate. Tra tutte, quella riguardante la riduzione dei rifiuti spaziali gioca un ruolo fondamentale. Essi, infatti, possono condizionare l'intero ciclo di una missione spaziale, causando collisioni accidentali che possono danneggiare i satelliti operativi. Le maggiori sorgenti di rifiuti spaziali sono rappresentate da stadi esauriti e sgangiati dai lanciatori, parti rimaste in orbita dopo il termine di attività extra veicolari e satelliti dismessi. Inoltre, la nascita di nuove mega costellazioni può contribuire enormemente alla generazione di nuovi detriti. Lo sviluppo di startegie e missioni atte alla rimozione di satelliti non più operativi all'interno delle costellazioni è quindi di vitale importanza. Lo scopo di questa tesi è quello di elaborare e comparare due possibili tipologie di soluzioni per la rimozione attiva dei detriti (Active Debris Removal service). Questo studio è stato condotto in collaborazione con D-Orbit, un'azienda spaziale fondata nel 2011, e il Politecnico di Milano, per sviluppare un servizio atti per la rimozione dei detriti spaziali. All'interno di questo lavoro, sono analizzate due possibili architetture di missione, che sfruttano l'utilizzo di uno o più tipi di veicoli spaziali. La prima soluzione presa in considerazione considera l'utilizzo di un veicolo madre equipaggiato con dei kit capaci di de-orbitare i satelliti ai quali vengono agganciati. Una volta che il kit viene agganciato al satellite non più operativo, lo guida verso un rientro in atmosfera. La seconda opzione analizzata riguarda l'utilizzo di un solo satellite, capace di raggiungere tutti gli oggetti non più in funzione all'interno di una costellazione e di guidarli verso un rientro atmosferico. Dato che si tratta di analisi preliminari, viene considerato l'uso di propellenti chimici e le manovre sono assunte come impulsive. Le due proposte di missione sono state studiate con due metodi differenti. Le fattibilità della prima architettura è stata studiata attraverso un'analisi di missione finalizzata al calcolo del Δv e del Δt necessari, mentre il design della seconda proposta è stato ottimizzato attraverso lo sviluppo di un algoritmo capace di risolvere il Problema del Commesso Viaggiatore. I risultati dimostrano la fattibilità delle due architetture di missione proposte e l'utilità di un'ottimizzazione, con lo scopo di ridurre la quantità di carburante richiesta e il tempo totale di missione stimato.