Submitted by Verena Pereira (verenagoncalves@uefs.br) on 2018-11-14T22:49:02Z No. of bitstreams: 1 Disserta??o de Jadiane(C).pdf: 1600835 bytes, checksum: 6b3162236247731029b8ced5d94cc873 (MD5) / Made available in DSpace on 2018-11-14T22:49:02Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Disserta??o de Jadiane(C).pdf: 1600835 bytes, checksum: 6b3162236247731029b8ced5d94cc873 (MD5) Previous issue date: 2018-07-07 / Earth's operational orbiting satellites are very useful for space science because it has great features as these services enable research and space explorations for scientific, commercial, and military interests as well. However, the increasing flow of space activities has increased the amount of debris orbiting in the operating regions, thereby increasing the chances of collisions in those areas, and allowing immeasurable damages if the satellite remains in this collision orbit. In view of the large number of operational objects, the study of evasive maneuvers for space vehicles has been growing, and this one is important in face of the possibility of collisions, not only with a single debris but with clouds of space debris. The objective of the evasive maneuver is to avoid collision, but by keeping the vehicle in its orbit nominally. The history of the phenomenon, that is, how it evolves over time, is found when the differential equation that represents the phenomenon is solved. From the point of view of Physics and Mathematics, the more realistic the model, the more difficult is the solution of the differential equations representing the phenomenon. Thus, this work seeks to present the analytical and semi-analytical solutions for the equations describing the relative dynamics between two bodies subjected to gravitational force, Chohessy-Wiltshire equations, under the influence of forces: gravitational, atmospheric drag, chemical propulsion ( exponential model and linear model), atmospheric drag plus chemical propulsion and plasma propulsion, and finally present their respective computational simulations. These simulations made it possible to show what happens to the operational satellites against a collision, for each specified model. With the contribution of the development of the atmospheric drag equation, with the drag coefficient varying / Os sat?lites operacionais em ?rbita da Terra s?o muito ?teis para a Ci?ncia Espacial, pois possuem grandes aplica??es e fun??es. Seus servi?os possibilitam pesquisas e explora??es espaciais para interesses cient?ficos, comerciais e tamb?m militares. Por?m, o crescente fluxo das atividades espaciais tem elevado a quantidade de detritos orbitando nas regi?es operacionais e, desse modo, aumentando as chances de colis?es nessas ?reas, e possibilitando imensur?veis preju?zos, caso o sat?lite permane?a nessa ?rbita de colis?o. Diante da grande quantidade de objetos operacionais e n?o operacionais, o estudo de manobras evasivas para os ve?culos espaciais torna-se urgente e necess?rio, visto a possibilidade de colis?es, n?o s? com um ?nico detrito, mas com nuvens de detritos espaciais. O objetivo da manobra evasiva ? evitar a colis?o, mas, mantendo o ve?culo em sua ?rbita nominal. A hist?ria do fen?meno, ou seja, como ele evolui no tempo, ? encontrada quando a equa??o diferencial que o representa ? resolvida. Assim obtemos a posi??o relativa entre os objetos colisionais no tempo. Do ponto de vista da F?sica e da Matem?tica, quanto mais realista for o modelo, mais dif?cil ser? a solu??o das equa??es diferenciais representantes do fen?meno. Assim, este trabalho busca apresentar as solu??es anal?ticas e semi-anal?tica para as equa??es que descrevem a din?mica relativa entre dois corpos sob a atua??o das for?as: gravitacional, de arrasto atmosf?rico, propuls?o qu?mica (modelo exponencial e modelo linear) e propuls?o plasma. Por fim, busca apresentar suas respectivas simula??es computacionais. Estas simula??es possibilitaram mostrar o que acontece com os sat?lites operacionais frente ? uma colis?o, para cada um modelo especificado. Outra contribui??o deste trabalho ? solu??o semi-anal?tica da din?mica relativa com arrasto atmosf?rico para densidade atmosf?rica n?o constante

L’estimation de trajectoires de débris spatiaux pendant la rentrée atmosphérique est un défi majeur pour les prochaines années, renforcé par plusieurs projets liés à l'enlèvement de débris établis par plusieurs agences spatiales. Cependant, ce problème s’avère complexe du fait des erreurs de modèle et des difficultés d’initialisation des algorithmes d’estimation induites par une mauvaise connaissance de la dynamique des débris suite à leur désintégration pendant la phase de rentrée atmosphérique. Tout estimateur choisi doit donc être robuste vis-à-vis de ces facteurs. L’estimateur à horizon glissant (MHE) est reconnu dans la littérature pour être robuste vis-à-vis d’erreurs de modèle et de mauvaise initialisation, et les travaux de thèse ont montré qu’il était adapté en termes de performances à la problématique de l’estimation des débris en phase de rentrée. En revanche, il se fonde sur une stratégie d’optimisation qui requiert de fait un temps de calcul important. Pour pallier ce problème, une nouvelle structure d’estimation à horizon glissant a été développée, impliquant un temps de calcul faible nécessaire à l’application envisagée. Cette stratégie, appelée « estimateur à horizon glissant avec pré-estimation (MHE-PE)», prend en compte les erreurs de modèle via un estimateur auxiliaire, plutôt que de chercher à obtenir les estimées du bruit d’état sur l’horizon d’estimation, comme le fait la structure de l’estimateur MHE standard. Un théorème garantissant la stabilité de la dynamique de l’erreur d’estimation du MHE-PE a par ailleurs été proposé. Enfin, les performances de cette structure dans le cadre de l’estimation en trois dimensions des trajectoires de débris pendant la phase de rentrée se sont avérées meilleures que celles observées avec des estimateurs classiques. En particulier, sans dégrader la précision et la convergence de l’estimation, l’estimateur MHE-PE requiert moins de temps de calcul du fait du nombre réduit de paramètres à optimiser. / Space debris tracking during atmospheric re-entries will be a crucial challenge in the coming years, emphasized through many projects on space debris mitigation established by space agencies worldwide. However, this problem appears to be complex, due to model errors and difficulties to properly initialize the estimation algorithms, as a result of unknown dynamics of the debris and their disintegrations during the re-entries. A-to-be used estimator for this problem must be robust against these factors. The Moving Horizon Estimator (MHE) is known in the literature to be robust to model errors and bad initialization, and the PhD work has proved its ability to satisfy performances required by the debris tracking during the re-entries. However, its optimization-based framework induces a large computation time. To overcome this, a new MHE structure which requires smaller computation time than the classical MHE has been developed. This strategy, so-called “Moving Horizon Estimator with Pre-Estimation (MHE-PE)” takes into account model errors by using an auxiliary estimator rather than by searching for estimates of the process noise sequence over the horizon as in the classical strategy. A theorem which guarantees the stability of the dynamics of the estimation errors of the MHE-PE has also been proposed. Finally, performances of this structure in the context of 3D space debris tracking during the re-entries have been shown to be better than those obtained with classical estimators including the MHE. In particular, without degrading accuracy of the estimates and convergence of the estimator, the MHE-PE estimator requires smaller computation time than the MHE thanks to its small number of optimization variables.

L’étoile laser polychromatique (ELP) fournit la référence de phase à une optique adaptative (OA)pour corriger les surfaces d’onde turbulentes, y compris leur pente. L’ELP, générée dans la mésosphère parune excitation résonnante à deux photons du sodium, repose sur la déviation chromatique des images. Uneimagerie dans le visible devient possible, et est indispensable pour 80% des programmes astrophysiquesprioritaires de l'E-ELT.L’ELP requiert un écart-type des mesures de position 26 fois inférieur au cas classique. Cela m’a amené àétudier le projecteur laser interférométrique. J’ai mis au point un correcteur de base polychromatique pourégaliser la période des franges et un correcteur de phase pour compenser la réfraction atmosphérique. J’aiétudié l'optique de mesure des franges, et de séparation entre l'ELP et l’objet observé.La précision requise m’a conduit à étudier dans quelles conditions l’algorithme du maximum devraisemblance tend vers la borne de Cramér-Rao.J’ai également développé un modèle numérique de bout en bout pour simuler l’ELP depuis les lasersjusqu’à la mesure du rapport de Strehl. Je montre que pour un VLT, les rapports de Strehl sont supérieurs à40% à 500 nm sans étoile de référence, en prenant une OA qui aurait donné 50% instantané (Strehl depente : 80%). Une approche analytique valide ces résultats.Enfin, j’aborde l’application de l’ELP aux télécommunications interplanétaires et à la destruction des débrisorbitaux. / The polychromatic laser guide star (PLGS) provides adaptive optics (AO) with a phase referenceto correct corrugated wavefronts, including tip tilt. It relies on the chromatic dispersion of light returnedfrom the 2-photon resonant excitation of sodium in the mesosphere. Diffraction limited imaging in thevisible then becomes possible. This is mandatory for 80% of the prominent astrophysical cases for the EELT.A PLGS requires standard deviations of position measurements 26 times less than in classical cases. Thus Ihave studied the interferometric laser projector. I have designed a polychromatic base corrector to equalizethe fringe periods, a phase corrector to compensate atmospheric refraction and the optics for fringemeasurements and for keeping apart the PLGS from the science target images.The required accuracy leads me to study how the maximum likelihood algorithm approaches the Cramer-Rao bound.I have written an end-to-end code for numerical simulations of the PLGS, from the lasers to the Strehlmeasurement. I get for the VLT Strehl ratios larger than 40% at 500 nm if one uses an AO providing us a50% instantaneous Strehl (tip tilt Strehl : 80%). An analytical model validates these results.Finally I address the application of the PLGS to deep space communications and to space debris clearing.

CHARLES UNIVERSITY FACULTY OF SOCIAL SCIENCES Institute of Political Studies Department of International Security Studies Contemporary Challenges of Space Debris Removal: Overview and Outlook Abstract in English Author: Eliška Vojáková Study programme: Security Studies Supervisor: Mgr. Bohumil Doboš, Ph.D. Year of the defence: 2021 Abstract The sustainability of the outer space environment is necessary for all actors to execute all existing and future human space operations safely. While the severe negative consequences of the uncontrolled space debris population are not new, government agencies and intergovernmental organizations' initiatives to lessen the predicament continue to be insufficient. Scientific research and simulation models show that mere mitigation measures cannot stop the ongoing degradation of the outer space environment polluted from the past space missions. Instead, research supports the development of space projects designed with a primary objective to remove debris from space. National administrations attempt to cooperate at the international level to formulate uniform debris mitigation standards and hold each other mutually accountable for worsening the space debris situation. However, joint public international missions to actively remove debris remain unthinkable. The privatization...

Space debris is becoming an increased threat to the future use of space orbits. In order to counteract this threat, the field of Space Situational Awareness (SSA), and the sub-field Space Surveillance and Tracking (SST), have been developed to gather knowledge about the space debris and satellites surrounding Earth. The orbit of a satellite can be determined by acquiring images of the satellite using a telescope and a sensor. During this thesis, a tool has been programmed in Python. This tool can simulate these types of images of satellite passes, at a given time and location. The simulator takes the system parameters of the telescope and camera sensor into account, together with several different types of disturbances which affect these images. The project has been carried out at the Swedish Space Corporation (SSC), which recently launched an SSA initiative. They plan to use these images to learn more about their upcoming observations, and possibly to test an orbit determination software. / Rymdskrot är ett allt mer påtagligt hot mot den framtida användningen av om-loppsbanor i rymden. För att motverka detta hot har det blivit viktigt att kartlägga rymdlägesbilden och de objekt som ligger i omloppsbana runt jorden. Detta görs genom att observera, identifiera och banbestämma satelliter. En satellits omlopps-bana kan bestämmas genom att ta bilder av satelliten med hjälp av ett teleskop och en sensor. Under detta examensarbete har ett verktyg för att kunna simulera sådana bilder utvecklats. Simuleringsverktyget har programmerats i Python och kan simulera bilder av satellitpass vid en given tidpunkt och från en given plats. Verktyget tar hänsyn till systemparametrarna för teleskopet och kamerasensorn, samt effekterna av ett flertal olika typer av störningar som påverkar dessa bilder. Projektet har genomförts hos företaget Swedish Space Corporation (SSC), som nyligen lanserade ett initiativ för att bättre förstå rymdlägesbilden. De planerar att använda dessa bilder för att lära sig mer om deras kommande observationer, samt att eventuellt testa en programvara för att bestämma banparametrar.

Cette thèse traite de l'évitement de collision entre un engin spatial opérationnel, appelé objet primaire, et un débris orbital, dit secondaire. Ces travaux concernent aussi bien la question de l'estimation du risque pour une paire d'objets sphériques que celle du calcul d'un plan de manoeuvres d'évitement pour le primaire. Pour ce qui est du premier point, sous certaines hypothèses, la probabilité de collision s'exprime comme l'intégrale d'une fonction gaussienne sur une boule euclidienne, en dimension deux ou trois. On en propose ici une nouvelle méthode de calcul, basée sur les théories de la transformée de Laplace et des fonctions holonomes. En ce qui concerne le calcul de manoeuvres de propulsion, différentes méthodes sont développées en fonction du modèle considéré. En toute généralité, le problème peut être formulé dans le cadre de l'optimisation sous contrainte probabiliste et s'avère difficile à résoudre. Dans le cas d'un mouvement considéré comme relatif rectiligne, l'approche par scénarios se prête bien au problème et permet d'obtenir des solutions admissibles. Concernant les rapprochements lents, une linéarisation de la dynamique des objets et un recouvrement polyédral de l'objet combiné sont à la base de la construction d'un problème de substitution. Deux approches sont proposées pour sa résolution : une première directe et une seconde par sélection du risque. Enfin, la question du calcul de manoeuvres de proximité en consommation optimale et temps fixé, sans contrainte d'évitement, est abordée. Par l'intermédiaire de la théorie du vecteur efficacité, la solution analytique est obtenue pour la partie hors-plan de la dynamique képlérienne linéarisée. / This thesis is about collision avoidance for a pair of spherical orbiting objects. The primary object - the operational satellite - is active in the sense that it can use its thrusters to change its trajectory, while the secondary object is a space debris that cannot be controlled in any way. Onground radars or other means allow to foresee a conjunction involving an operational space craft,leading in the production of a collision alert. The latter contains statistical data on the position and velocity of the two objects, enabling for the construction of a probabilistic collision model.The work is divided in two parts : the computation of collision probabilities and the design of maneuvers to lower the collision risk. In the first part, two kinds of probabilities - that can be written as integrals of a Gaussian distribution over an Euclidean ball in 2 and 3 dimensions -are expanded in convergent power series with positive terms. It is done using the theories of Laplace transform and Definite functions. In the second part, the question of collision avoidance is formulated as a chance-constrained optimization problem. Depending on the collision model, namely short or long-term encounters, it is respectively tackled via the scenario approach or relaxed using polyhedral collision sets. For the latter, two methods are proposed. The first one directly tackles the joint chance constraints while the second uses another relaxation called risk selection to obtain a mixed-integer program. Additionaly, the solution to the problem of fixed-time fuel minimizing out-of-plane proximity maneuvers is derived. This optimal control problem is solved via the primer vector theory.

The increasing reliance on space infrastructure and its rapid expansion necessitate the development and enhancement of tools for space debris and fragmentation research. Accurate prediction of the risks associated with satellite fragmentation requires comprehensive understanding of the dynamics involved. To address this need, the widely used NASA Standard Breakup Model (SBM) is employed in this thesis to predict fragment characteristics resulting from breakup events. Additionally, a novel method is introduced to determine the direction of these fragments, something not directly covered by the SBM. Furthermore, the principle of kinetic gas theory is applied to calculate the overall, long-term collision risk between debris and a predetermined satellite population. The results from this reveal the limitations of the SBM in accurately simulating fragmentations for certain satellite types. However, the newly implemented fragment directionality method aligns well with observed data, suggesting its potential for further research. Similarly, the risk model exhibits strong correspondence with ESA's MASTER, a model used for assessing collision risks with debris, with the deviations likely due to different impact velocity models used. Finally, the validated fragmentation and risk models are combined, and the combined model is used to analyse a real-world fragmentation event. / Det ökande beroendet av rymdinfrastruktur, samt dess snabba expansion kräver utveckling och förbättring av verktyg för forskning och analys kring rymdskräp och fragmentering. För att förstå risken förknippad med satellitfragmentationer så krävs förståelse för den involverade dynamiken. För att tillgodose detta används NASA:s Standard Breakup Model (SBM) i denna avhandling för att bestämma fragmentegenskaper som bildas från olika sorters fragmentationshändelser. Dessutom introduceras en ny metod för att bestämma riktningen för dessa fragment, något som inte direkt täcks av SBM. Dessutom tillämpas principen för kinetisk gasteori för att beräkna den totala, långsiktiga kollisionsrisken mellan rymdskrot och en förutbestämd satellitpopulation. Resultaten från detta avslöjar SBM:s begränsningar när det gäller att simulera fragmenten för vissa satellittyper. Hursomhelst så kan man se att den nyligen implementerade fragmentriktningsmetoden stämmer väl överens med den observerade datan, vilket tyder på dess potential för ytterligare forskning. På samma sätt uppvisar riskmodellen överensstämmelse med ESA:s MASTER, en modell som används för att bedöma kollisionsrisker med rymdskrot, där avvikelser sannolikt beror på att olika kollisionshastighetmodeller används. Slutligen kombineras de validerade fragmenterings- och riskmodellerna, som sedan används för att bidra med analyser till en riktig fragmentationshändelse.