Multi-revolution low thrust trajectory optimization for exploration of the martian moons

Despite the increasing interest gained by the Martian moons, no exploration mission towards Deimos or Phobos has been successfully carried out so far, and only few conceptual studies have been proposed. This work aims to provide an analysis alternative to those present in the literature, by investigating the possibility to exploit small-size spacecraft and low-thrust propulsion to explore the Martian system with a low-cost mission. The employment of small-size spacecraft implies a major criticality that arises from the extremely low thrust-over-weight ratio of these platforms, which translates into very large times of flight. In a planetocentric scenario the orbital transfers result therefore in a huge number of revolutions around the body of the main attractor, leading to heavy optimization problems with an unsustainable computational load. To overcome this problem, an optimization tool based on a direct method is proposed, featuring Control Parametrization and Orbital Averaging to keep the computational effort as low as possible. The optimization algorithm is developed in two versions to solve either the minimum time of flight and the minimum propellant problem. The algorithm is validated on a GTO-GEO transfer scenario against literature's results, and shows good convergence properties and performances. The tool is then applied to the Mars exploration scenario. Particularly, the exploration framework proposed by Canales et al. is adopted, and its analysis is further extended. Two transfers are optimized: the first one connects the spacecraft release orbit to a Deimos resonant orbit, while the second one links the resonant orbit with Phobos's science orbit. Both the minimum time of flight and the minimum propellant problem are solved and a preliminary mission analysis is proposed.

Nonostante il crescente interesse verso le lune di Marte, nessuna missione esplorativa verso Deimos o Phobos è mai stata condotta con successo, e solo pochi studi concettuali sono stati proposti fino a questo momento. Il presente lavoro ha l'intenzione di fornire un'analisi alternativa a quelle presenti in letteratura, investigando la possibilità di sfruttare satelliti di piccola taglia e una propulsione a bassa spinta per esplorare il sistema Marziano con una missione a basso costo. L'impiego di satelliti di piccola taglia implica un'importante criticità che insorge a causa del rapporto spinta-su-peso estremamente basso di queste piattaforme, che si traduce in tempi di volo molto prolungati. In uno scenario planetocentrico i trasferimenti orbitali sono pertanto caratterizzati da un elevato numero di rivoluzioni intorno al pianeta, producendo pesanti problemi di ottimizzazione con un carico computazionale non sostenibile. Per ovviare a questa problematica si propone un tool di ottimizzazione basato su un metodo diretto, caratterizzato da una strategia di Parametrizzazione dei Controlli e di Orbital Averaging per poter mantenere il carico computazionale il più basso possibile. L'algoritmo di ottimizzazione è sviluppato in due versioni per risolvere sia il problema del minimo tempo di volo che quello del minimo consumo di propellente. L'algoritmo è validato nello scenario terrestre di un trasferimento GTO-GEO, confrontandolo con i risultati presenti in letteratura, e mostra ottime prestazioni in convergenza. Il tool è poi applicato allo scenario di esplorazione Marziana. In particolare, il framework proposto da Canales et al. è adottato, e la sua analisi è ulteriormente estesa ed approfondita. Due trasferimenti sono ottimizzati: il primo connette l'orbita di rilascio del satellite con un' orbita risonante rispetto a Deimos, mentre il secondo collega l'orbita risonante con l'orbita operativa in prossimità di Phobos. Sia il problema di minimo tempo di volo che quello di minimo consumo di propellente sono risolti ed è proposta un'analisi di missione preliminare.