Interface between the long-term propagation and the destructive re-entry phases exploiting the overshoot boundary : the case of INTEGRAL

The constant increase of the density of satellites in the space environment has lead to the need for investigating technologies able to remove non-operative systems from the Earth’s orbit, with the objective to comply with the current guidelines that define the maximum admissible risks and to mitigate the probability associated to collisions in orbit. During the years several studies have been focused on the development of active and passive strategies to remove systems from the space environment. The present work investigates the feasibility to develop a reliable approach to analyse the re-entry strategy of a satellite. The numerical model shall be able to interface the long-term orbit propagation obtained through semi-analytical methods with the atmospheric re-entry phase exploiting the overshoot boundary concept. The goal of the thesis is to develop a general method that can be applied to different cases in order to provide a fast way to analyse the atmospheric re-entry of a satellite, searching the correct balance between approximation and precision. The proposed method allows us to quickly compute the conditions at the entry interface and can therefore provide a comparison between different disposal strategies. The model is then used in this thesis to analyse the atmospheric reentry of INTEGRAL and to estimate the characteristics that define the destructive re-entry phase. In particular the focus is on the reliability of the method, analysing the influence that an area-to-mass ratio variation can have on it and on how uncertainty effects can influence the re-entry trajectory of the spacecraft. The interface conditions, computed exploiting the overshoot boundary concept and taking into account a possible break-off of the solar panels, are used to estimate the destructive re-entry phase using simplified expressions to quantify the loads that are affecting the spacecraft during the re-entry. The method developed for the analysis of the re-entry trajectory of a space system is characterised by a low computational cost and can be used to perform a quick comparison between different end-of-life strategies. This thesis was part of the COMPASS project: "Control for orbit manoeuvring by surfing through orbit perturbations" (Grant agreement No 679086). This project is a European Research Council (ERC) funded project under the European Union’s Horizon 2020 research (www.compass.polimi.it).

Il continuo aumento della densità di satelliti nell’ambiente spaziale rende sempre più significativo lo studio di tecnologie in grado di rimuovere sistemi non-operativi dall’orbita terrestre, allo scopo di rispettare le linee guida che definiscono gli standard di sicurezza e di mitigare il rischio di collisioni in orbita. Nel corso degli anni vari studi sono stati incentrati sullo sviluppo di metodi di rimozione di sistemi dall’ambiente spaziale e hanno portato allo sviluppo di differenti strategie sia attive che passive. Il presente lavoro investiga la possibilità di sviluppare un approccio affidabile per analizzare la strategia di rientro di un satellite. Il modello deve essere in grado di interfacciare la propagazione sul lungo termine degli elementi orbitali con la fase di rientro distruttivo nell’atmosfera terrestre sfruttando il concetto di overshoot boundary. Lo scopo della tesi è quello di creare un modello generale applicabile a diversi casi in modo da fornire un metodo rapido per l’analisi della strategia di rientro di un satellite cercando il giusto equilibrio tra approssimazione e precisione. Il metodo proposto permette di ricavare rapidamente le condizioni all’interfaccia con l’atmosfera terrestre e rende quindi possibile il confronto tra i rientri distruttivi relativi a diverse strategie. Il metodo viene applicato in questa tesi per analizzare il rientro atmosferico di INTEGRAL e per stimare le caratteristiche fondamentali che caratterizzano il rientro distruttivo. In particolare, viene studiata la dipendenza del metodo applicato dal rapporto area-massa del veicolo e dalle condizioni iniziali dell’orbita, tenendo conto di possibili incertezze sulla manovra di disposal. Le condizioni all’interfaccia, calcolate sfruttando il concetto di overshoot boundary e tenendo conto di un eventuale distacco dei pannelli solari che può avvenire prima del rientro atmosferico, vengono utilizzate come condizioni iniziali per stimare, attraverso equazioni semplificate, i carichi a cui è sottoposto il satellite durante il rientro. Il modello sviluppato mantiene un basso costo computazionale e si presta quindi ad essere utilizzato come strumento di confronto rapido tra diverse strategie di fine vita di una missione spaziale. Questa tesi é 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 (www.compass.polimi.it).