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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.

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Presentazione sul tema: "Giuseppe Pupillo Stelio Montebugnoli Mario Di Martino Marco Bartolini Salvatore Pluchino Emma Salerno Francesco Schillirò Luca Zoni SPACE DEBRIS A MEDICINA."— Transcript della presentazione:

1 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

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 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

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 ( ): crateri da impatto di diametro > 0.3 mm

6 Estimates of Orbital Debris Average Size1 mm - 1 cm 1 cm - 10 cm > 10 cm Pieces of LEO debris140,000, ,000 9,700 Total pieces of debris330,000, ,000 18,000 Source: Klinkrad, H 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. Quanti sono gli Space Debris

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: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

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 dellantenna trasmittente maggiore di 35° - elevazione dellantenna 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 dellantenna trasmittente maggiore di 35° - elevazione dellantenna 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 TLE Vettori di stato Debris ECI SGP4 SDP4 (propagatori) Time UT ECI2ECEF Vettori di stato Debris ECEF Coordinate geodetiche osservatore SITE Posizione osservatore ECEF ECEF2TOPO Posizione Debris Topocentrica Slant range ; Slant range rate TOPO2AZEL Azim, Elev Azim, Elev rates AZEL2EQ RA, Dec RA, Dec rates Calcolo delle coordinate di puntamento delle antenne

12 calcolo coordinate Loop TLE satelliti i = 1, N Loop tempo UT t = T 1, T 2 Stept Loop posizione 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 = T 1, T 2 Stept Loop antenne k = 1, 2 Criterio n Si No Satellite ID Tempo UT Slant range Rx, Tx Slant range rate Rx, Tx Elevazione Rx, Tx Azimut Rx, Tx Output

13 STABILITA ORBITALE

14 Debris 29040

15 Tempi di transito nel beam (in modalità osservativa senza tracking) Stima nellapprossimazione di orbita circolare: Nb. Si tratta della velocità geocentrica del debris, a cui dovrebbe essere sottratta la velocità geocentrica dellosservatore. Nel caso di oggetti non noti, tale velocità può essere indicativa (come ordine di grandezza).

16 Oggetto ID Tipo RCS (m 2 ) ModalitàMSP0SP-1MK-VNote 12892DEB Beam Parking No-In elabor.Tx=? 12897GEO0.1428Si-In elabor DEB0.2142Si-In elabor DEB0.1655Si-In elabor DEB0.1435Si In elabor DEB0.3174Si-In elabor GEO1.5Si-In elabor DEB0.5146Si In elabor GEO2.1545Si In elabor DEB0.8841Si-In elabor DEB0.5233Si In elabor. 8132GEO1.5848Si-In elabor DEB0.004Si-In elabor DEB0.135Si In elabor DEB0.2357Si-In elabor DEB0.0259No Tx OFF 27890DEB0.01No Tx OFF 20923GEO3.63Si-In elabor. UD In elabor. Rivelazione dei target - 1

17 Oggetto ID Tipo RCS (m 2 )ModalitàMSP0SP-1MK-VNote UD002-- Beam Parking --In elab GEO4.1998No Tx OFF 28850DEB0.0002No-In elab. UD In elab GEO2.1545Si-In elab DEB0.0004SiIn elab.In elab 29040DEB0.0004Si UD In elab. UD In elab DEB- Tracking siderale a step --In elab 95085DEB---In elab DEB---In elab DEB-No Tx OFF 43045DEB-No Tx OFF 95100DEB-No Tx OFF 90006DEB-No Tx OFF Rivelazione dei target - 2

18 Oggetto ID Tipo RCS (m 2 ) ModalitàMSP0SP-1MK-VNote 95071DEB- Tracking differenziale Si-In elab DEB-Si-In elab. UD006--Piggy Back--In elab DEB- Tracking differenziale --In elab DEB---In elab DEB---In elab DEB-Si-In elab DEB-Si-In elab DEB-Si-In elab DEB-Si-In elab. UD007-- Piggy Back --In elab. UD In elab. Rivelazione dei target - 3

19 Esempio di Osservazione di satelliti geostazionari (Gorizont 17) Spettro delleco ottenuto da SPECTRA-1 (prima della saturazione) RCS: m² Tempo di transito nel beam: s Slant range Tx: km Slant range Rx: km Ora del transito: 12:40:00 UT del 17/07/2007 Coordinate di puntamento Tx (Az., El.): 216° , 44° Coordinate di puntamento Rx (Az., El.): 182° , 51° Modalità osservativa: Beam parking

20 Esempio di Osservazione di Space Debris noti (CZ-4 DEB) MSpec0 RCS: m² Tempo di transito nel beam: 0.15 s Slant range Tx: km Slant range Rx: km Ora del transito: 16:32:00 UT del 18/07/2007 Coordinate di puntamento Tx (Az., El.): 322° , 52° Coordinate di puntamento Rx (Az., El.): 064° , 21° Modalità osservativa: Beam parking SPECTRA-1 Mark-V

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22 Osservazione di nuovi Space Debris in Beam Parking - 1 Selezione della regione di osservazione in Beam Parking: ISTI/CNR-Pisa Altezza: km Latitudine: ° N Longitudine: ° E Slant range Tx: km Slant range Rx: 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 = 0.06 m R 1 = 1348 x 10 3 ± 1x10 3 m R 2 = x 10 6 ± 0.7 x10 3 m k = 1.38 x J/K T sys = 100 ± 5 K P Tx = 2 x 10 4 W S Tx = 2520 m 2 S Rx = 466 m 2 = sec

25 NameIDLaunchedPeriodPerigeeApogeeInclination OPS 8180 (RADCAT) minutes485 km490 km98.5° RIGIDSPHERE 2 (LCS 4) minutes743 km834 km87.6° SURCAL 150B minutes736 km743 km70° OPS 5712 (P/L 153) minutes904 km913 km70° OPS 5712 (P/L 160) minutes761 km772 km69.9° CALSPHERE 4(A) minutes1073 km1181 km90.2° TEMPSAT minutes1081 km1188 km89.8° LCS minutes2776 km2800 km32.1° CALSPHERE minutes1048 km1078 km90.2° CALSPHERE minutes977 km1021 km90.2° Calibrazione Etalon-1Tempsat-1 ANDE-FCal

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 dellantenna VLBI Svantaggi: stessi del Beam Parking + non si può scegliere dove puntare

27 Osservazioni in Piggy - Back TxRx h

28 Osservazioni in Piggy - Back TxRx h

29 Doppler Bistatico Si noti che lo spostamento Doppler è nullo se lo space debris si muove lungo unellisse 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) - Lanalisi 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 dallelevata sensibilità del sistema - La probabilità di rivelazione potrebbe essere ulteriormente incrementata operando in modalità piggy-back (aumento del tempo osservativo)

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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)


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