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
- 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
Calcolo delle coordinate di puntamento delle antenne
TLE
Time UT
SGP4
SDP4
Vettori di stato
Debris ECI
ECI2ECEF
(propagatori)
Coordinate
geodetiche
osservatore
SITE
TOPO2AZEL
ECEF2TOPO
Posizione
osservatore
ECEF
Azim, Elev
Azim, Elev rates
Posizione
Debris
Topocentrica
AZEL2EQ
Vettori di stato
Debris ECEF
Slant range ;
Slant range rate
RA, Dec
RA, Dec rates
Slant range (i,t,k)
Loop
Loop TLE
TLE satelliti
satelliti
i=1,N
calcolo
coordinate
Slant range rate (i,t,k)
Elevazione (i,t,k)
Azimut (i,t,k)
Loop
Loop
tempo
tempo
UT
Az. Elev. rates (i,t,k)
t = T1 , T2
Step Dt
No
Loop
Loop
posizione
antenne
antenne
k=1,2
k=1,2
Criterio 1
Si
No
Criterio n
Output
Satellite ID
Tempo UT
Slant range Rx, Tx
Slant range rate Rx, Tx
Elevazione Rx, Tx
Azimut Rx, Tx
Si
STABILITA’ ORBITALE
14
14
Tx Azimuth
Tx Elevation
10
10
8
8
6
4
2
0
-2
-4
-6
-8
-10
6
4
2
0
-2
-4
-6
-8
-10
Tx Lobe
-12
-12
-14
-14
0
1
2
Rx Azimuth
Rx Elevation
12
Differenza di coordinate (arcmin)
Differenza di coordinate (arcmin)
12
3
4
5
6
T0 - TLE epoch (giorni)
7
8
9
10
Rx Lobe
0
1
2
3
4
5
6
T0 - TLE epoch (giorni)
7
8
9
10
14
12
T=0
9.2giorni
7.4
5.8
5.4
4.7
4.4
2.4
giorni
Debris 29040
10
(arcmin)
8
6
4
DAzimuth *cos(elev)
2
0
-2
-4
-6
-8
-10
-12
-14
-10 -9 -8 -7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
DElevation
(arcmin)
Tempi di transito nel beam
(in modalità osservativa senza tracking)
Stima nell’approssimazione di orbita circolare:
vc =
G  ME
RE  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 
D HPBW = 2  rtopo  tan 

 2 
D HPBW
τ=
vc
Rivelazione dei target - 1
Oggetto
ID
Tipo
RCS
(m2)
12892
DEB
12897
Modalità
MSP0
SP-1
MK-V
Note
2.5109
No
-
In elabor.
Tx=?
GEO
0.1428
Si
-
In elabor.
25936
DEB
0.2142
Si
-
In elabor.
13910
DEB
0.1655
Si
-
In elabor.
27885
DEB
0.1435
Si
Si
In elabor.
12985
DEB
0.3174
Si
-
In elabor.
10778
GEO
1.5
Si
-
In elabor.
12995
DEB
0.5146
Si
Si
In elabor.
19765
GEO
2.1545
Si
Si
In elabor.
27883
DEB
0.8841
Si
-
In elabor.
27888
DEB
0.5233
Si
Si
In elabor.
8132
GEO
1.5848
Si
-
In elabor.
18275
DEB
0.004
Si
-
In elabor.
26677
DEB
0.135
Si
Si
In elabor.
27478
DEB
0.2357
Si
-
In elabor.
14472
DEB
0.0259
No
No
No
Tx OFF
27890
DEB
0.01
No
No
No
Tx OFF
20923
GEO
3.63
Si
-
In elabor.
UD001
-
-
-
-
In elabor.
Beam
Parking
Rivelazione dei target - 2
Oggetto
ID
Tipo
RCS
(m2)
UD002
-
19765
Modalità
MSP0
SP-1
MK-V
-
-
-
In elab.
GEO
4.1998
No
No
No
28850
DEB
0.0002
No
-
In elab.
UD003
-
-
-
-
In elab.
Si
-
In elab.
Beam
Parking
Note
Tx OFF
20923
GEO
2.1545
28068
DEB
0.0004
Si
In elab.
In elab
29040
DEB
0.0004
Si
Si
Si
UD004
-
-
-
-
In elab.
UD005
-
-
-
-
In elab.
95067
DEB
-
-
-
In elab
95085
DEB
-
-
-
In elab.
95081
DEB
-
-
-
In elab.
95046
DEB
-
No
No
No
Tx OFF
43045
DEB
-
No
No
No
Tx OFF
95100
DEB
-
No
No
No
Tx OFF
90006
DEB
-
No
No
No
Tx OFF
Tracking
siderale a
step
Rivelazione dei target - 3
Oggetto
ID
Tipo
RCS
(m2)
95071
DEB
-
95080
DEB
UD006
Modalità
MSP0
SP-1
MK-V
Si
-
In elab.
-
Tracking
differenziale
Si
-
In elab.
-
-
Piggy Back
-
-
In elab.
90032
DEB
-
-
-
In elab.
90031
DEB
-
-
-
In elab.
95029
DEB
-
-
-
In elab.
95031
DEB
-
Si
-
In elab.
95197
DEB
-
Si
-
In elab.
95146
DEB
-
Si
-
In elab.
95119
DEB
-
Si
-
In elab.
UD007
-
-
-
-
In elab.
UD008
-
-
-
-
In elab.
Tracking
differenziale
Piggy Back
Note
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
σ min 
4 π λ 2 R12 R 22 k Tsys S/N
Ptx Stx Srx τ
 = 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
  min  


5



4
d min
1
6
DEB2: S/N = 6.3 ±0.2  d = 5.0 ± 0.1 mm
Calibrazione
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°
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
Df 
R


1
Tx
 R Rx 
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)