Giuseppe Pupillo Stelio Montebugnoli Mario Di Martino Marco Bartolini Salvatore Pluchino Emma Salerno Francesco Schillirò Luca Zoni SPACE DEBRIS A MEDICINA

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.


27885 DEB 0.1435 Si Si In elabor.




19765 GEO 2.1545 Si Si In elabor.







14472 DEB 0.0259 No No No Tx OFF

27890 DEB 0.01 No No No Tx OFF


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





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.





UD007 - -Piggy Back

- - In elab.

UD008 - - - - In elab.


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

http://www.n2yo.com/satellite.php?s=6212










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)

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