Giuseppe Pupillo Stelio Montebugnoli Mario Di Martino Marco Bartolini Salvatore Pluchino

1. SPACE DEBRIS A MEDICINA Giuseppe Pupillo Stelio Montebugnoli Mario Di Martino Marco Bartolini Salvatore Pluchino Emma Salerno Francesco Schillirò Luca Zoni Medichats 16 ottobre 2007

2. 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.

3. Classificazione delle Orbite Low Earth Orbit (LEO): da circa 200 a 2000 km dalla superficie terrestre Satelliti militari, satelliti meteorologici Geostationary Orbit (GEO): orbite equatoriali, circa 36 mila km dalla superficie terrestre Satelliti per telecomunicazioni e meteorologici Medium Earth Orbit (MEO): tra LEO e GEO Satelliti di navigazione (Navstar, Glonass) Molniya Orbit: orbite con elevata eccentricità e periodo orbitale di 12 ore Satelliti per telecomunicazioni per le regioni polari

4. Debris in titanio proveniente da un motore di un razzo Delta 2 caduto a 240 km da Rijadh, in Arabia, nel gennaio 2001

5. LDEF (1984-1990): 30000 crateri da impatto di diametro > 0.3 mm

6. Quanti sono gli Space Debris Source: Klinkrad, H. 2006.  Space debris: Models and risk analysis.  Berlin: Springer Praxis, 96. Numero di oggetti catalogati in base al tipo Source: Orbital Debris Quarterly News 9 (2005), p. 10.

7. 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

8. Radar bistatico Evpatoria-Medicina

9. Pianificazione delle Osservazioni - I 6-10 giugno 2007 – Incontro in Ucraina con il personale tecnico-scientifico del radar RT-70 di Evpatoria • Sessioni osservative: • 17-18 luglio (pianificata dal gruppo IRA-OATO) • 28-31 luglio (pianificata dal consorzio internazionale) • Trasmissione in CW con potenza concordata di 40 KW • Precisione e velocità di puntamento delle antenne

10. 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

11. Calcolo delle coordinate di puntamento delle antenne TLE SGP4 SDP4 (propagatori) Vettori di stato Debris ECI ECI2ECEF Time UT Vettori di stato Debris ECEF Coordinate geodetiche osservatore ECEF2TOPO Posizioneosservatore ECEF SITE PosizioneDebris Topocentrica Slant range ; Slant range rate Azim, Elev Azim, Elev rates RA, Dec RA, Dec rates AZEL2EQ TOPO2AZEL

12. Loop TLE satelliti i = 1 , N Loop tempo UT t = T1 , T2 Step Dt 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) calcolo coordinate Loop TLE satelliti i = 1 , N Loop tempo t = T1 , T2 Step Dt Criterio 1 No Loopantenne k = 1 , 2 Si Criterio n No Output Si Satellite ID Tempo UT Slant range Rx, Tx Slant range rate Rx, Tx Elevazione Rx, Tx Azimut Rx, Tx

13. STABILITA’ ORBITALE

14. Debris 29040

15. Tempi di transito nel beam (in modalità osservativa senza tracking) Stima nell’approssimazione di orbita circolare: 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).

16. Rivelazione dei target - 1

17. Rivelazione dei target - 2

18. Rivelazione dei target - 3

19. Esempio di Osservazione di satelliti geostazionari19765 (Gorizont 17) Spettro dell’eco ottenuto da SPECTRA-1 (prima della saturazione) RCS: 2.1545 m² Tempo di transito nel beam: 12.92 s Slant range Tx: 37783.026 km Slant range Rx: 37351.353 km Ora del transito: 12:40:00 UT del 17/07/2007 Coordinate 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

20. Esempio di Osservazione di Space Debris noti29040 (CZ-4 DEB) SPECTRA-1 MSpec0 RCS: 0.0004 m² Tempo di transito nel beam: 0.15 s Slant range Tx: 941.904 km Slant range Rx: 1666.210 km Ora del transito: 16:32:00 UT del 18/07/2007 Coordinate 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 Mark-V

22. 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

23. Osservazione di nuovi Space Debris - 2 Spettrogrammi ottenuti con il Mark-V di due potenziali debris subcentimetrici

24. 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 • l = 0.06 m • R1= 1348 x 103± 1x103 m • R2= 1234.3 x 106± 0.7 x103 m • k = 1.38 x 10-23 J/K • Tsys= 100 ± 5 K • PTx= 2 x 104 W • STx= 2520 m2 • SRx= 466 m2 • = 0.0125 sec

25. Calibrazione ANDE-FCal Etalon-1 Tempsat-1

26. 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

27. h Osservazioni in Piggy - Back Rx Tx

28. h Osservazioni in Piggy - Back Rx Tx

29. Doppler Bistatico 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)

30. 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)

33. Serbatoio da 250 kg di un razzo Delta 2 caduto a Georgetown (Texas) Il 22 gennaio 1997

34. 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.

35. Detriti noti nella fascia di Clarke (orbite geostazionarie)