Predictive modeling of injection orbits in standard rocket launch trajectories

This thesis investigates the key aspects that play a role in the prediction of the injection orbits reached by launch vehicles. The aim of the research is to be able to simulate a launch to obtain an approximation of the orbital parameters and allow for a rapid initial tracking of the payloads launched to Low Earth Orbit. Achieving this objective required a study of the launchers fleet available to each country and of the active launch sites. A database was created containing the relevant information as for example vehicle specifications and earliest Two Line Elements. Doing so required an extensive search of the web to gather the information about the vehicles, which at times had to be completed with calculations and hypothesis. The data of the orbits was done using the APIs of websites such as space-track.org and DISCOSweb. The research on the flight trajectories led to the development of a launch simulator that uses mainly a gravity turn and the Powered Explicit Guidance attitude controller to achieve the imposed orbital insertion conditions. Said conditions are selected as being the mean values of radius and velocity at orbital injection for the considered launcher and launch site, while the launch azimuth is calculated with the help of the hazard areas issued for the airspace or sea surface. The result of the thesis is a prototype software called LaunchPred which allows for the creation of a database containing the necessary data for the execution of the simulations, said execution and the visualisation of information about past launches. The capabilities of the software have been tested by running simulations for past missions of two-stage launchers and evaluating the errors obtained for the relevant parameters. It has been found that the injection height and velocity are generally reached with high precision. The error on eccentricity is variable, but always resulting in errors on apogee and perigee of less than fifty kilometers. For the inclination and Right Ascension of the Ascending Node, arguably the two most relevant parameters for the selected approach, the errors result being in the order of or smaller than one degree. Therefore, considering the large amount of simplifications that had to be introduced and the formulated hypotheses, along with the unknowns of the real control schemes used by modern launchers, the results obtained by LaunchPred can be considered promising.

Questa tesi indaga sugli aspetti chiave che giocano un ruolo nella previsione delle orbite di inserzione dei veicoli di lancio. L'obiettivo della ricerca è essere in grado di simulare un lancio per ottenere un'approssimazione dei parametri orbitali e consentire un rapido tracciamento iniziale dei satellit lanciati in Bassa orbita terrestre (LEO). Per raggiungere questo obiettivo, è stato necessario uno studio della flotta di lanciatori disponibile per ciascun paese e dei siti di lancio attivi. È stato creato un database contenente le informazioni rilevanti, come ad esempio le specifiche dei veicoli e i primi Elementi a Due Linee (TLE) di lanci passati. Questo ha richiesto un'ampia ricerca sul web per raccogliere informazioni sui lanciatori, che a volte hanno dovuto essere completate con calcoli e ipotesi. I dati delle orbite sono stati ottenuti utilizzando le API di siti web come space-track.org e DISCOSweb. La ricerca sulle traiettorie di lancio ha portato allo sviluppo di un simulatore che utilizza principalmente un gravity turn e il controllore di assetto Powered Explicit Guidance per soddisfare le condizioni di inserimento orbitale imposte. Tali condizioni sono selezionate come valori medi del raggio e della velocità all’inserzione orbitale per il lanciatore e la base di lancio considerati, mentre l'azimut di lancio è calcolato con l'aiuto delle aree di pericolo emesse per lo spazio aereo o la superficie marina. Il risultato della tesi è un software prototipo chiamato LaunchPred che consente la creazione di un database contenente i dati necessari per l'esecuzione delle simulazioni, l'esecuzione stessa e la visualizzazione di informazioni sui lanci passati. Le capacità del software sono state testate eseguendo simulazioni per missioni passate di lanciatori a due stadi e valutando gli errori ottenuti per i parametri rilevanti. Si è riscontrato che l'altezza e la velocità di iniezione sono generalmente raggiunte con alta precisione. L'errore sull'eccentricità è variabile, ma sempre con errori su apogeo e perigeo inferiori a cinquanta chilometri. Per l'inclinazione e la Ascensione Retta del Nodo Ascendente (RAAN), probabilmente i due parametri più rilevanti per l'approccio selezionato, gli errori risultano essere dell'ordine di o inferiori a un grado. Pertanto, considerando la grande quantità di semplificazioni che è stato necessario introdurre e le ipotesi formulate, insieme al fatto che non si conoscano gli schemi di controllo effettivamente utilizzati dai lanciatori moderni, i risultati ottenuti da LaunchPred possono essere considerati promettenti.