Fragmentations in low earth orbit : event detection and parent body identification

More and more new missions and new launches are planned every year. Parallel to this, during the recent years the number of debris has considerably grown, increasing the space traffic around the Earth. Inevitably, due to the high number of uncontrolled objects, the generation of high-risk collision orbital regions tends to grow.The presence of guidelines aimed to space debris mitigation and collision avoidance ruling the entire lifetime of the spacecraft does not always al-low to avoid possible unpredictable events (e.g., explosions of spacecraft or rocket bodies) or hardly predictable events (e.g., collisions between objects in space). Consequently, by increasing the knowledge about the debris population (also studying their origin), the capability to prevent possible hazards for all the on-orbit active objects would increase.The work proposed in this thesis has two main objectives: on the one handt he localisation in space and time of the breakup event, while on the other hand the identification of the parent object (or objects) related to the fragments. Both the objectives are achieved by considering Two-Line-Elements(TLEs) as data set for all the test cases and by analysing them through several steps. First of all, an outlier filter is applied to the initial data set to eliminate non-coherent TLEs that may be included in the initial sequence and, simultaneously, the ballistic coefficient of each object is fitted exploiting the Bstar parameter available in the TLEs. Then, the method makes use of pruning/clustering techniques useful to eliminate from the data set elements uncorrelated with the desired ones needed for the localisation of the fragmentation. Mean Keplerian orbital elements are used for the propagation[1], considering a time span of the order of months to years for the long-terme volution of orbits. Numerical results, also using graphical representations,will show the capability of the proposed method for studying breakup events on the long term.This thesis is 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 theEuropean Union’s Horizon 2020 research.

Al giorno d’oggi, ogni anno sono pianificati nuovi lanci e nuove missioni. Parallelamente, negli ultimi anni il numero di detriti `e cresciuto considerevolmente, andando ad aumentare il traffico spaziale introno alla Terra. Inevitabilmente, a causa della presenza di un gran numero di oggetti non controllabili sono generate molte regioni orbitali con un alto rischio di collisione. La presenza di linee guida riguardanti la mitigazione dei detriti spaziali e la prevenzione delle collisioni nello spazio che regolano l’intera vita dei satelliti non sempre permette di evitare eventi non predicibili (e.g. esplosione di satelliti o di lanciatori) o che sono difficilmente predicibili (e.g. collisione tra oggetti nello spazio).Il lavoro che viene proposto all’interno di questa tesi ha due obiettivi principali: da una parte la localizzazione nello spazio e nel tempo di possibili frammentazioni, mentre dall’altra parte la possibilità di identificare l’oggetto (o gli oggetti) dal quale hanno avuto origine i frammenti. Gli obiettivi sono raggiunti andando ad utilizzare set di dati formati da Two-Line-Elements (TLEs) per i test, analizzandoli attraverso differenti fasi. Come prima cosa, i set di TLEs sono controllati con l’utilizzo di filtri per outliers poiché possibili valori errati possono essere inclusi nelle sequenze di dati considerate. Sfruttando il parametro Bstar, direttamente incluso all’interno delle TLEs, come elemento di fitting viene stimato il valore di coefficiente balistico di ciascun oggetto (necessario per la propagazione). Successivamente, il metodo pro-posto utilizza tecniche di filtraggio e raggruppamento (sfruttando i parametri orbitali) utili per eliminare dall’analisi elementi non correlati con quelli utili per identificare la frammentazione. La propagazione degli elementi orbitali Kepleriani `e effettuata sfruttando elementi mediati e andando a considerare degli intervalli di tempo a partire dai mesi e fino agli anni per l’evoluzione a lungo termine delle orbite. Dei risultati numerici, con anche l’ausilio di immagini, mostreranno la capacità del metodo proposto di studiare gli eventi di frammentazione nel lungo periodo. Questa tesi fa parte del progetto COMPASS: “Control for orbit manoeuvring by surfing through orbit perturbations”(Grant agreement No 679086).Questo progetto `e finanziato dall’European Research Council (ERC) nell’ambito della ricerca dell’European Union’s Horizon 2020.