Simulazione di missione di intercettazione e rendezvous con asteroide Apophis

This thesis work contextually belongs to the framework of planetary defense missions, focusing on the orbital design and simulation of an interception and rendezvous mission with the asteroid 99942 Apophis. Taking the requirements and objectives of the European Space Agency's (ESA) Ramses mission as a reference, this study aims to evaluate the dynamic feasibility and energetic requirements needed to reach the asteroid before its close flyby with the Earth scheduled for 2029. The entire mission architecture was developed and numerically validated utilizing NASA's GMAT (General Mission Analysis Tool) simulation software. The adopted methodology involved the configuration of a detailed force model and the planning of a multi-maneuver propulsive strategy. This strategy includes the hyperbolic escape phase from Earth's parking orbit, trajectory correction in deep space, and, ultimately, braking maneuvers for orbital insertion within Apophis’s Hill sphere. The simulation allowed for the determination of the key parameters of the heliocentric transfer, specifically the total time of flight and the overall energetic budget, in terms of delta-v required on board. Finally, the obtained numerical results were compared with official estimates made by the ESA. This comparison highlights the crucial importance of trajectory optimization strategies conducted by the space agency, which are fundamental to minimizing propellant consumption, containing spacecraft mass, and ensuring probe stability in the vicinity of the asteroid.

Il presente lavoro di tesi si inserisce nel quadro delle missioni di difesa planetaria, concentrandosi sulla progettazione orbitale e sulla simulazione di una missione di intercettazione e rendezvous con l'asteroide 99942 Apophis. Prendendo come riferimento i requisiti e gli obiettivi della missione Ramses dell'Agenzia Spaziale Europea (ESA), lo studio punta a valutare la fattibilità dinamica e i requisiti energetici per raggiungere l'asteroide prima del suo passaggio ravvicinato con la Terra previsto per il 2029. L'intera architettura di missione è stata sviluppata e validata numericamente attraverso il software di simulazione GMAT (General Mission Analysis Tool) della NASA. La metodologia ha previsto la configurazione di un modello di forze dettagliato e la pianificazione di una strategia propulsiva multi-manovra. Questa include le fasi di fuga iperbolica dall'orbita di parcheggio terrestre, la correzione della traiettoria nello spazio profondo e, infine, le manovre di frenata per l'inserimento orbitale all'interno della sfera di Hill di Apophis. La simulazione ha permesso di determinare i parametri chiave del trasferimento eliocentrico, in particolare il tempo di volo complessivo e il budget energetico totale, in termini di delta v necessario a bordo. I risultati numerici ottenuti sono stati infine confrontati con le stime ufficiali fatte dalla ESA. Dal confronto emerge l'importanza delle strategie di ottimizzazione della traiettoria condotte dalla agenzie spaziale, fondamentali per minimizzare il consumo di propellente, contenere la massa del veicolo e garantire la stabilità della sonda in prossimità dell'asteroide.