Transfer trajectory and operational orbit selection for Earth-Moon L2 near rectilinear halo orbits through invariant manifolds

The aim of this thesis is to conduct a parametric analysis of transfer trajectory options to the Earth-Moon L2 Near-Rectilinear Halo Orbit (NRHO) family by utilising invariant manifolds. Due to their high stability characteristics, the NRHO family is the target of many present and future space applications including the NASA Gateway. In this study, the generation and identification of these orbits are discussed along with a detailed eclipse analysis. The transfer design to the operational orbit utilises the homoclinic connections along the L2 point by using an intermediate Halo orbit. A parametric study is conducted to see the maneuver cost variation for different Halo and NRHO pairs. As a preliminary analysis, the transfer to the intermediate halo trajectory is conducted by merging a two-body solution with the invariant manifolds proper of the Circular Restricted Three-Body Problem (CRTBP). As a parking orbit, Low Earth Orbits (LEO) and Geostationary Transfer Orbits (GTO) are studied with varying perigee radii. Additionally, an alternative insertion point on the Halo stable manifold is studied. Then the most feasible option is refined by applying a CRTBP model. Both segments, parking orbit to halo and halo to NRHO, are merged and a trade-off is conducted based on the cost, transfer time and eclipse characteristics. The resulting transfer trajectories are proposed as a backup option for the REMEC mission.

Lo scopo di questa tesi è fornire un’analisi parametrica dei possibili trasferimenti da un’orbita di parcheggio intorno alla Terra a un’orbita del tipo "Near Rectilinear Halo Orbit" (NRHO) intorno al punto di librazione L2 nel sistema Terra-Luna attraverso le varietà invarianti iperboliche. molteplice. Grazie alla loro stabilità, la famiglia di orbite NRHO è obiettivo di molte missioni spaziali, inclusa la stazione lunare prevista dalla NASA. In questo studio, il calcolo e l’analisi di queste orbite sono presentati in maniera dettagliata, includendo anche lo studio delle possibili eclissi. Il trasferimento all’orbita operativa utilisza le connessioni omocliniche associate al punto L2 utiliszando un’orbita Halo intermedia. Viene condotto uno studio parametrico per vedere la variazione del costo della manovra per diverse combinazioni Halo e NRHO. Come analisi preliminare il trasferimento all’orbita Halo intermedia si ottiene unendo una soluzione a due corpi con le varietà invarianti del Problema Ristretto Circolare dei Tre Corpi (CRTBP). Come orbita parcheggio, l’orbita terrestre bassa (LEO) e orbita di trasferimento geostazionaria (GTO) sono studiate assumendo diversi valori di perigeo. Inoltre, un inserimento alternativo viene studiato in base al punto di inserimento sulla varietà stabile di halo. Quindi l’opzione migliore viene perfezionata applicando un modello CRTBP. Entrambi i segmenti vengono uniti e le conclusioni sul trasferimento più conveniente vengono tratte in base al costo, al tempo di trasferimento e alla durata delle eclissi. Le risultanti traiettorie di trasferimento sono proposte come opzione di backup per la missione REMEC.