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

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 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

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

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

Quanti sono gli Space Debris  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 catalogati in base al tipo Source: Orbital Debris Quarterly News 9 (2005), p. 10.

Osservazione degli Space Debris 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: 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

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: - 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 4 – sufficiente stabilità orbitale

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

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

STABILITA’ ORBITALE

Debris 29040

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).

Rivelazione dei target - 1 Oggetto ID Tipo RCS (m2) Modalità MSP0 SP-1 MK-V Note 12892 DEB 2.5109 Beam Parking No - In elabor. Tx=? 12897 GEO 0.1428 Si 25936 0.2142 13910 0.1655 27885 0.1435 12985 0.3174 10778 1.5 12995 0.5146 19765 2.1545 27883 0.8841 27888 0.5233 8132 1.5848 18275 0.004 26677 0.135 27478 0.2357 14472 0.0259 Tx OFF 27890 0.01 20923 3.63 UD001

Rivelazione dei target - 2 Tracking siderale a step Oggetto ID Tipo RCS (m2) Modalità MSP0 SP-1 MK-V Note UD002 - Beam Parking In elab. 19765 GEO 4.1998 No Tx OFF 28850 DEB 0.0002 UD003 20923 2.1545 Si 28068 0.0004 In elab 29040 UD004 UD005 95067 Tracking siderale a step 95085 95081 95046 43045 95100 90006

Rivelazione dei target - 3 Tracking differenziale Oggetto ID Tipo RCS (m2) Modalità MSP0 SP-1 MK-V Note 95071 DEB - Tracking differenziale Si In elab. 95080 UD006 Piggy Back 90032 90031 95029 95031 95197 95146 95119 UD007 UD008

Esempio di Osservazione di satelliti geostazionari 19765 (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

Esempio di Osservazione di Space Debris noti 29040 (CZ-4 DEB) MSpec0 SPECTRA-1 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

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

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 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

Calibrazione ANDE-FCal Etalon-1 Tempsat-1 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 70° OPS 5712 (P/L 153) 2874 103.2 minutes 904 km 913 km OPS 5712 (P/L 160) 2826 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 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 CALSPHERE 1 900 105.1 minutes 977 km 1021 km ANDE-FCal Etalon-1 Tempsat-1

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 h Rx Tx

Osservazioni in Piggy - Back h Rx Tx

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)

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)