Eclipse-free quasi-halo orbits design with applications to the LUMIO mission

In recent years, there has been a discernible surge in the development of space missions about Lagrangian points, owing to their expansive range of applications. However, a satellite positioned at a libration point can be subject to prolonged eclipses from the primary bodies of the system. This is especially problematic for CubeSats, which are generally not equipped to endure extended occultations. Thus, avoiding this possibility is crucial to ensure the design of a successful mission. The thesis aims at dealing with the problem of eclipses from the Earth and the Moon that a satellite experiences when orbiting on a Quasi-Halo trajectory around the Lagrangian point L2 of the Earth–Moon system. The problem is treated through an optimization stated as a non-linear programming method, in order to produce an Eclipse-Free orbit using as a seed a Quasi-Halo orbit computed in the Roto-Pulsating Restricted n-body Problem model. This high-fidelity dynamical model allows to accurately simulate the large number of disturbances that act on a satellite located in an unstable environment such as the Lagrangian point L2. The Eclipse-Free orbits obtained are then used for a station-keeping analysis adopting the Target Point Approach and implementing a massive Monte Carlo analysis to retrieve the ∆V cost for orbit maintenance for 1 year of operations. The main objective is to demonstrate the existence of Eclipse-Free orbits in an high-fidelity dynamical model that retain the main features of the reference orbits used to generate them. Simultaneously, the station-keeping cost for these orbits shall not increase. The results prove that it is possible to design an orbit that does not requires specific manoeuvres for eclipse avoidance with a consequently optimization of the ∆V budget of the mission, which is of paramount importance especially for small CubeSat. The results are computed using as reference the LUMIO mission, currently under development by ESA in collaboration with the DART team of Politecnico di Milano, which has recently concluded the design phase B.

Negli ultimi anni si è assistito ad un notevole aumento nello sviluppo di missioni spaziali attorno ai punti di Lagrange, grazie alla loro vasta gamma di applicazioni. Tuttavia, un satellite posizionato in un punto di librazione può essere soggetto ad eclissi prolungate da parte dei corpi primari del sistema. Ciò risulta particolarmente problematico specialmente per i CubeSat, i quali generalmente non sono attrezzati per sopravvivere ad occultazioni estese. Pertanto, evitare questa possibilità è fondamentale per garantire la progettazione di una missione di successo. La tesi mira ad occuparsi del problema delle eclissi da parte della Terra e della Luna che un satellite sperimenta mentre orbita su una traiettoria Quasi-Halo attorno al punto di Lagrange L2 del sistema Terra–Luna. Il problema viene trattato tramite un’ottimizzazione formulata come un metodo di programmazione non lineare, in modo da produrre un’orbita Eclipse-Free usando come seme un’orbita Quasi-Halo ottenuta nel modello ristretto degli n corpi nel sistema roto-pulsante. Questo modello dinamico ad alta fedeltà permette di simulare in modo accurato l’ampia gamma di disturbi che agiscono su un satellite posizionato in un ambiente instabile come il punto di Lagrange L2. Le orbite Eclipse-Free ottenute sono state in seguito utilizzate per un’analisi di station-keeping adottando la strategia del Target Point Approach ed implementando una vasta Monte Carlo analisi per ottenere il costo in ∆V per il mantenimento di queste orbite per 1 anno di operazioni. L’obiettivo principale è dimostrare l’esistenza di orbite Eclipse-Free in un modello dinamico ad alta fedeltà che conservino le caratteristiche principali delle orbite di riferimento utilizzate per generarle. Simultaneamente, il costo per lo station-keeping di queste orbite non deve aumentare. I risultati provano che è possibile ideare un’orbita che non richiede manovre specifiche per evitare le eclissi con una conseguente ottimizzazione del ∆V budget della missione, il quale è di prioritaria importanza specialmente per piccoli CubeSat. I risultati sono stati ottenuti utilizzando come riferimento la missione LUMIO, attualmente in sviluppo da parte dell’ESA in collaborazione con il DART team del Politecnico di Milano, la quale ha recentemente concluso la fase B di design.