Multiple active debris removal mission targets optimisation with low thrust and dynamic programming

Over the past few decades, there has been a rapid expansion in the space industry and the number of satellites in orbit around Earth. However, this growth has brought to light concerns about the need for active space debris mitigation through removal. In this framework, this thesis work focuses on the preliminary mission analysis for a low thrust multiple Active Debris Removal (ADR) mission in Low Earth Orbit (LEO). In the multiple ADR mission design, the core problem lies in the optimal selection of the mission targets. In this work, a multiple ADR planning tool is developed, which exploits low thrust transfers. The mission architecture proposed is based on a servicer spacecraft visiting the debris once at a time. During the approach and proximity operations, this servicer attaches to the targets a removal kit, then transfers to the next target. The removal kit oversees the deorbiting operations. The low thrust transfers between the targeted debris in LEO are modelled considering the J2 perturbed dynamics for near circular orbits. The transfer strategy relies on in plane tangential thrust for the semi major axis change and out of plane thrusting arcs to match the inclination of the target orbit. The use of intermediate auxiliary drift orbits is included for the Right Ascension of the Ascending Node (RAAN) change, to exploit the effect of the Earth’s oblateness in the transfer strategy to optimise the cost. To estimate the transfer time and ∆v, a set of analytical solutions for the differential variational equations of the orbital elements is retrieved. This novel low thrust model, which includes the modelling of inclination change manoeuvres, is coupled with the debris sequence optimisation problem. The analytical nature of the low thrust solutions is instrumental to obtain an efficient algorithm. A dynamic programming method is employed to select the optimal sequence of debris among the analysed population, based on a bi-objective metric function of ∆v and total time of flight. The developed method is applied to specific rocket bodies and inoperative payload debris populations in LEO, orbiting at different inclinations, and the optimal sequences are presented.

Nelle ultime decadi, si è potuta osservare una rapida espansione dell’industria spaziale e del numero di satelliti in orbita attorno alla Terra. Consequenzialmente, questa crescita ha portato all’attenzione il bisogno di includere la rimozione attiva di detriti spaziali come misura di mitigazione del problema. In questo contesto, questo lavoro di tesi si concentra sull’analisi preliminare di una missione per la rimozione attiva di detriti spaziali in orbita bassa terrestre, avvalendosi di una tecnologia propulsiva a bassa spinta. Nel design di mis sioni che prevedono la rimozione attiva di molteplici detriti, il problema principale risiede nella scelta ottimale degli obiettivi da rimuovere. In questo lavoro è stato sviluppato uno strumento di pianificazione per la selezione dei detriti, che si basa su trasferimenti a bassa spinta tra un detrito e quello successivo. L’architettura di missione proposta prevede che un satellite di servizio visiti i detriti da rimuovere uno alla volta. Durante l’avvicinamento e le operazioni di prossimità, il satellite attacca ai detriti selezionati un kit di rimozione, e poi inizia il trasferimento verso il prossimo obiettivo. Il kit di rimozione ha il compito di deorbitare i detriti. I trasferimenti a bassa spinta tra i detriti selezionati in orbita bassa sono modellati considerando la dinamica perturbata dall’effetto del J2, nel caso di orbite quasi circolari. La strategia del trasferimento si basa su spinte tangenziali nel piano orbitale per il cambio del semi-asse maggiore e su spinte fuori dal piano per raggiungere l’inclinazione orbitale degli obiettivi da rimuovere. L’uso di orbite interme die ausiliarie di attesa è incluso per il cambio dell’ascensione retta del nodo ascendente, per sfruttare l’effetto orbitale dello schiacciamento ai poli della Terra nella strategia di trasferimento per ottimizzare il costo della missione. Per stimare il tempo di trasferimento e il ∆v, è stato ricavato un set di soluzioni analitiche per le equazioni differenziali vari azionali degli elementi orbitali. Questo modello innovativo per la modellazione orbitale della propulsione a bassa spinta, che include la modellazione delle manovre per il cambio di inclinazione orbitale, si accoppia con il problema di ottimizzazione della sequenza di detriti da rimuovere. La natura analitica delle soluzioni ottenute è stata pensata per ot tenere un algoritmo efficiente. Un metodo di programmazione dinamica è stato impiegato per scegliere la sequenza ottimale di detriti appartenenti alla popolazione analizzata. La scelta è basata sulla minimizzazione di una funzione a due obiettivi, definita tramite il ∆v e il tempo di trasferimento. Il modello sviluppato è applicato a una popolazione di corpi di lanciatori e satelliti scientifici non operativi, orbitanti a diverse inclinazioni. Le sequenze ottimali ottenute sono infine presentate.