Optimal maneuver sequence determination in LEO from SST observations

This work focuses on the development of a new methodology to perform maneuver determination for satellites in LEO, starting from a set of ground station measurements acquired at different epochs. Traditionally problems of maneuver detection have been formulated as orbit determination problems, using association techniques. In this work, a novel methodology for detecting maneuvers of RSOs is instead developed, based on trajectory optimization using a cost function, equivalent to that of orbit determination problems. To model and propagate the dynamics of the spacecraft, in presence of maneuvers, the enhanced STM correction model is used, generalizing it in order to be used in the framework of multiple maneuvers. To avoid the numerical computation of the State Transition Matrices a reference orbit is propagated from an initial state with a high-fidelity propagator property of GMV, obtaining its STM at every propagation time step. It is then used for every successive orbit propagation. This model is validated computing the errors between the corrected orbit it outputs and the one obtained with the high-fidelity propagator, in presence of maneuvers. The optimization is instead performed defining a non – linear – problem that has, as cost function to minimize, the sum of the Root Mean Square Errors (RMSEs) of the measurements residuals (between the simulated measurements of the orbit obtained with the aforementioned model, and the real ones) and of the maneuver magnitudes, output of the optimization process. The used optimization algorithm is the heuristic differential evolution algorithm. Results are presented for different simulation scenarios, from a nominal one with three maneuvers with all the measurements avaiable, to a no-maneuver case, in which there is a day without a maneuver, to a no-measurements case, in which there is a day without available measurements. The proposed methodology is able to determine with high precision the maneuvering epochs and magnitudes of the tracked RSO, starting from the measurements provided by ground stations, in a nominal scenario.

Questo lavoro si concentra sullo sviluppo di una nuova metodologia per determinare le manovre di satelliti in orbita bassa terrestre, a partire da un insieme di misurazioni acquisite da stazioni di terra in diversi momenti. Tipicamente, i problemi di maneuver detection sono formulati come problemi di Orbit Determination (OD), utilizzando association techniques. In questo lavoro, invece, viene sviluppata una metodologia innovativa per rilevare le manovre di satelliti, basata sull'ottimizzazione della traiettoria mediante una funzione di costo, equivalente a quella dei problemi di OD. Per modellare e propagare la dinamica del veicolo spaziale in presenza di manovre, viene utilizzato il modello enhanced STM correction, generalizzandolo per essere applicato in un contesto di manovre multiple. Per evitare il calcolo numerico delle Matrici di Transizione di Stato (STM), un'orbita di riferimento viene propagata da uno stato iniziale con un propagatore ad alta fedeltà, proprietà di GMV, ottenendo la STM a ogni passo di propagazione. Tale matrice viene poi utilizzata per ogni successiva propagazione orbitale. Questo modello è validato calcolando gli errori tra l'orbita corretta che produce e quella ottenuta con il propagatore ad alta fedeltà, in presenza di manovre. L'ottimizzazione viene eseguita definendo un problema non lineare, avente come funzione di costo da minimizzare la somma degli errori quadratici medi (RMSE) dei residui delle misurazioni (tra le misurazioni simulate dell'orbita, ottenuta con il modello suddetto, e quelle reali) e delle magnitudini delle manovre, risultato del processo di ottimizzazione. L'algoritmo di ottimizzazione utilizzato è l'algoritmo euristico di evoluzione differenziale. I risultati vengono presentati per diversi scenari di simulazione: da uno scenario nominale con tre manovre e tutte le misurazioni disponibili, a un caso senza manovre, in cui c'è un giorno senza manovra, fino a un caso senza misurazioni, in cui c'è un giorno senza misurazioni disponibili. La metodologia proposta è in grado di determinare con elevata precisione gli istanti e le magnitudini delle manovre del satellite tracciato, partendo dalle misurazioni fornite dalle stazioni di terra, in uno scenario nominale.