Date post: | 01-May-2015 |
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Giuseppe Pupillo
Stelio Montebugnoli
Mario Di Martino
Marco Bartolini
Salvatore Pluchino
Emma Salerno
Francesco Schillirò
Luca Zoni
SPACE DEBRIS A MEDICINA
Medichats 16 ottobre 2007
INTRODUZIONE
Satelliti artificiali operativi: circa 800
Oltre a questi, un numero elevatissimo di oggetti orbita intorno alla Terra: satelliti spenti, stadi di razzi e frammenti di varia origine e dimensione.
Classificazione delle Orbite
Low Earth Orbit (LEO): da circa 200 a 2000 km dalla superficie terrestre
Satelliti militari, satelliti meteorologici
Medium Earth Orbit (MEO): tra LEO e GEO
Satelliti di navigazione (Navstar, Glonass)
Geostationary Orbit (GEO): orbite equatoriali, circa 36 mila km dalla superficie terrestre
Satelliti per telecomunicazioni e meteorologici
Molniya Orbit: orbite con elevata eccentricità e periodo orbitale di 12 ore
Satelliti per telecomunicazioni per le regioni polari
Debris in titanio proveniente da un motore di un razzo Delta 2caduto a 240 km da Rijadh, in Arabia, nel gennaio 2001
LDEF (1984-1990):
30000 crateri da impatto di diametro > 0.3 mm
Estimates of Orbital Debris
Average Size 1 mm - 1 cm 1 cm - 10 cm > 10 cm
Pieces of LEO debris 140,000,000 180,000 9,700
Total pieces of debris 330,000,000 560,000 18,000
Source: Klinkrad, H. 2006. Space debris: Models and risk analysis. Berlin: Springer Praxis, 96.
Numero di oggetti catalogatiin base al tipo
Source: Orbital Debris Quarterly News 9 (2005), p. 10.
Quanti sono gli Space Debris
Osservazione degli Space Debris
- Telescopi
- Radar
Radar vs Telescopi ottici
Vantaggi dei radar:
- Sensibilità molto superiore ai sistemi ottici
- possibilità di utilizzo 24 ore su 24
- indipendenza dalle condizioni meteo
- indipendenza dalle condizioni di illuminazione solare del debris
Radar bistatico Evpatoria-Medicina
Pianificazione delle Osservazioni - I
6-10 giugno 2007 – Incontro in Ucraina con il personale tecnico-scientifico del radar RT-70 di Evpatoria
• Sessioni osservative: 1) 17-18 luglio (pianificata dal gruppo IRA-OATO)
2) 28-31 luglio (pianificata dal consorzio internazionale)
• Trasmissione in CW con potenza concordata di 40 KW
• Precisione e velocità di puntamento delle antenne
Pianificazione delle Osservazioni - II
Criteri di selezione dei target per la I sessione osservativa:
Satelliti geostazionari:
1 – visibilità simultanea del target da entrambe le stazioni con:
- elevazione dell’antenna trasmittente maggiore di 35°
- elevazione dell’antenna ricevente maggiore di 10°
2 – satellite inoperativo
3 – disponibilità di TLE aggiornati
Space debris:
1 – visibilità simultanea del target da entrambe le stazioni con:
- elevazione dell’antenna trasmittente maggiore di 35°
- elevazione dell’antenna ricevente maggiore di 10°
2 – azimut delle antenne Tx ed Rx compreso tra +/- 70° dalla direzione della baseline
3 – disponibilità di TLE aggiornati
4 – sufficiente stabilità orbitale
TLEVettori di stato
Debris ECI
SGP4SDP4
(propagatori)Time UT
ECI2ECEF
Vettori di statoDebris ECEF
Coordinate geodetiche osservatore
SITEPosizione
osservatoreECEF
ECEF2TOPO
PosizioneDebris
Topocentrica
Slant range ;Slant range rate
TOPO2AZELAzim, Elev
Azim, Elev rates AZEL2EQRA, Dec
RA, Dec rates
Calcolo delle coordinate di puntamento delle antenne
calcolo coordinate
Loop TLE satelliti
i = 1 , N
Loop tempo UT
t = T1 , T2
Step t
Loopposizione antenne
k = 1 , 2
Slant range (i,t,k)
Slant range rate (i,t,k)
Elevazione (i,t,k)
Azimut (i,t,k)
Az. Elev. rates (i,t,k)
Criterio 1
No
Si
Loop TLE satelliti
i = 1 , N
Loop tempo
t = T1 , T2
Step t
Loopantenne
k = 1 , 2
Criterio n
Si
No
Satellite IDTempo UT
Slant range Rx, TxSlant range rate Rx, Tx
Elevazione Rx, TxAzimut Rx, Tx
Output
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
T 0 - TLE epoch (giorni)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Dif
fere
nza
di
co
ord
ina
te (
arc
min
)
Tx Azimuth
Tx Elevation
Tx Lobe
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
T 0 - TLE epoch (giorni)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Dif
fere
nza
di
co
ord
ina
te (
arc
min
)
Rx Azimuth
Rx Elevation
Rx Lobe
STABILITA’ ORBITALE
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Elevation (arcm in)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Azi
mu
th *
cos(
elev
)
(
arcm
in)
T = 9.2 giorni
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Elevation (arcm in)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Azi
mu
th *
cos(
elev
)
(
arcm
in)
T = 7.4 giorni
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Elevation (arcm in)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Azi
mu
th *
cos(
elev
)
(
arcm
in)
T = 5.8 giorni
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Elevation (arcm in)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Azi
mu
th *
cos(
elev
)
(
arcm
in)
T = 5.4 giorni
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Elevation (arcm in)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Azi
mu
th *
cos(
elev
)
(
arcm
in)
T = 4.7 giorni
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Elevation (arcm in)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Azi
mu
th *
cos(
elev
)
(
arcm
in)
T = 4.4 giorni
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Elevation (arcm in)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Azi
mu
th *
cos(
elev
)
(
arcm
in)
T = 2.4 giorni
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Elevation (arcm in)
-14
-12
-10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Azi
mu
th *
cos(
elev
)
(
arcm
in)
T = 0 giorniDebris 29040
Tempi di transito nel beam
(in modalità osservativa senza tracking)
Stima nell’approssimazione di orbita circolare:
cv = E
E
G M
R h
Nb. Si tratta della velocità geocentrica del debris, a cui dovrebbe essere sottratta la velocità geocentrica dell’osservatore. Nel caso di oggetti non noti, tale velocità può essere indicativa (come ordine di grandezza).
HPBW topo
HPBWD = 2 r tan
2
HPBW
c
Dτ =
v
Oggetto ID
TipoRCS(m2)
Modalità MSP0 SP-1 MK-V Note
12892 DEB 2.5109
Beam Parking
No - In elabor. Tx=?
12897 GEO 0.1428 Si - In elabor.
25936 DEB 0.2142 Si - In elabor.
13910 DEB 0.1655 Si - In elabor.
27885 DEB 0.1435 Si Si In elabor.
12985 DEB 0.3174 Si - In elabor.
10778 GEO 1.5 Si - In elabor.
12995 DEB 0.5146 Si Si In elabor.
19765 GEO 2.1545 Si Si In elabor.
27883 DEB 0.8841 Si - In elabor.
27888 DEB 0.5233 Si Si In elabor.
8132 GEO 1.5848 Si - In elabor.
18275 DEB 0.004 Si - In elabor.
26677 DEB 0.135 Si Si In elabor.
27478 DEB 0.2357 Si - In elabor.
14472 DEB 0.0259 No No No Tx OFF
27890 DEB 0.01 No No No Tx OFF
20923 GEO 3.63 Si - In elabor.
UD001 - - - - In elabor.
Rivelazione dei target - 1
Oggetto ID
TipoRCS(m2) Modalità MSP0 SP-1 MK-V Note
UD002 - -
Beam Parking
- - In elab.
19765 GEO 4.1998 No No No Tx OFF
28850 DEB 0.0002 No - In elab.
UD003 - - - - In elab.
20923 GEO 2.1545 Si - In elab.
28068 DEB 0.0004 Si In elab. In elab
29040 DEB 0.0004 Si Si Si
UD004 - - - - In elab.
UD005 - - - - In elab.
95067 DEB -
Tracking siderale a
step
- - In elab
95085 DEB - - - In elab.
95081 DEB - - - In elab.
95046 DEB - No No No Tx OFF
43045 DEB - No No No Tx OFF
95100 DEB - No No No Tx OFF
90006 DEB - No No No Tx OFF
Rivelazione dei target - 2
Oggetto ID
TipoRCS(m2)
Modalità MSP0 SP-1 MK-V Note
95071 DEB - Tracking differenziale
Si - In elab.
95080 DEB - Si - In elab.
UD006 - - Piggy Back - - In elab.
90032 DEB -
Tracking differenziale
- - In elab.
90031 DEB - - - In elab.
95029 DEB - - - In elab.
95031 DEB - Si - In elab.
95197 DEB - Si - In elab.
95146 DEB - Si - In elab.
95119 DEB - Si - In elab.
UD007 - -Piggy Back
- - In elab.
UD008 - - - - In elab.
Rivelazione dei target - 3
Esempio di Osservazione di satelliti geostazionari19765 (Gorizont 17)
Spettro dell’eco ottenuto da SPECTRA-1 (prima della saturazione)
RCS: 2.1545 m²Tempo di transito nel beam: 12.92 sSlant range Tx: 37783.026 kmSlant range Rx: 37351.353 km
Ora del transito: 12:40:00 UT del 17/07/2007Coordinate di puntamento Tx (Az., El.): 216° 58’ 41.7’’, 44° 59’ 04.3’’Coordinate di puntamento Rx (Az., El.): 182° 02’ 23.7’’, 51° 32’ 32.0’’Modalità osservativa: Beam parking
Esempio di Osservazione di Space Debris noti29040 (CZ-4 DEB)
MSpec0
RCS: 0.0004 m²Tempo di transito nel beam: 0.15 sSlant range Tx: 941.904 kmSlant range Rx: 1666.210 km
Ora del transito: 16:32:00 UT del 18/07/2007Coordinate di puntamento Tx (Az., El.): 322° 14’ 19.0’’, 52° 20’ 39.8’’Coordinate di puntamento Rx (Az., El.): 064° 10’ 16.9’’, 21° 01’ 36.0’’Modalità osservativa: Beam parking
SPECTRA-1
Mark-V
Osservazione di nuovi Space Debris in Beam Parking - 1
Selezione della regione di osservazione in Beam Parking: ISTI/CNR-Pisa
Altezza: 871.696 km
Latitudine:47.800° N
Longitudine:21.172° E
Slant range Tx:1348.336 km
Slant range Rx:
1234.270 km
Osservazione di nuovi Space Debris - 2
Spettrogrammi ottenuti con il Mark-V di due potenziali debris subcentimetrici
DEB1: S/N = 5.8 ±0.2 d = 4.9 ± 0.1 mm
DEB2: S/N = 6.3 ±0.2 d = 5.0 ± 0.1 mm
Stima delle dimensioni
2 2 21 2 sys
mintx tx rx
4 π λ R R T S/Nσ
P S S τ
k
14 6
minmin 5d
= 0.06 mR1= 1348 x 103 ± 1x103 mR2= 1234.3 x 106 ± 0.7 x103 mk = 1.38 x 10-23 J/KTsys= 100 ± 5 KPTx= 2 x 104 WSTx= 2520 m2
SRx= 466 m2
= 0.0125 sec
Name ID Launched Period Perigee Apogee Inclination
OPS 8180 (RADCAT) 6212 1972-10-02 94.4 minutes 485 km 490 km 98.5°
RIGIDSPHERE 2 (LCS 4) 5398 1971-08-07 100.6 minutes 743 km 834 km 87.6°
SURCAL 150B 2909 1967-05-31 99.6 minutes 736 km 743 km 70°
OPS 5712 (P/L 153) 2874 1967-05-31 103.2 minutes 904 km 913 km 70°
OPS 5712 (P/L 160) 2826 1967-05-31 100.2 minutes 761 km 772 km 69.9°
CALSPHERE 4(A) 1520 1965-08-13 107.8 minutes 1073 km 1181 km 90.2°
TEMPSAT 1 1512 1965-08-13 108 minutes 1081 km 1188 km 89.8°
LCS 1 1361 1965-05-06 145.6 minutes 2776 km 2800 km 32.1°
CALSPHERE 2 902 1964-10-06 106.5 minutes 1048 km 1078 km 90.2°
CALSPHERE 1 900 1964-10-06 105.1 minutes 977 km 1021 km 90.2°
Calibrazione
Etalon-1 Tempsat-1
ANDE-FCal
Modalità di osservazione radar sperimentate
Tracking differenziale:
Vantaggi: permette di integrare il segnale per tempi lunghi
Svantaggi: - si può usare solo su oggetti con orbita nota - si può usare solo su oggetti con moto proprio lento (GEO, MEO, HEO)
Beam Parking:
Vantaggi: può essere usato per qualsiasi oggetto (noto o sconosciuto), posto in una qualsiasi orbita
Svantaggi: tempo di integrazione determinato dal tempo di transito nel beam
Piggy Back:
Vantaggi: stessi del Beam Parking + tempi di osservazione lunghi e senza interferire con le operazioni dell’antenna VLBI
Svantaggi: stessi del Beam Parking + non si può scegliere dove puntare
Osservazioni in Piggy - Back
TxRx
h
Osservazioni in Piggy - Back
TxRx
h
Doppler Bistatico
Tx Rx
1R Rf
Si noti che lo spostamento Doppler è nullo se lo space debris si muove lungo un’ellisse avente come fuochi il trasmettitore e il ricevitore (constant range ellipse)
CONCLUSIONI
- Il radar Medicina-Evpatoria ha dimostrato di possedere la capacità di rivelare
space debris di piccole dimensioni (fino ai sub-centimetrici) e veloci
(in orbita LEO)
- L’analisi nel dominio delle frequenze e la velocità di risposta del sistema di
acquisizione dati incrementa enormemente la sensibilità del radar
- La riduzione della probabilità di osservare nuovi detriti dovuta ai piccoli FOV
delle antenne viene ampiamente compensata dall’elevata sensibilità del sistema
- La probabilità di rivelazione potrebbe essere ulteriormente incrementata
operando in modalità piggy-back (aumento del tempo osservativo)
Serbatoio da 250 kg di un razzo Delta 2 caduto a Georgetown (Texas)Il 22 gennaio 1997
Space debris in LEO. In questa immagine ne sono rappresentati più di 7000, la maggior parte dei quali è concentrata su orbite situate tra 800 e 1500 km di quota.
Detriti noti nella fascia di Clarke (orbite geostazionarie)