Transfer trajectory and operational orbit selection for Earth-Moon L2 near rectilinear halo orbits through invariant manifolds
Başlık çevirisi mevcut değil.
- Tez No: 916313
- Danışmanlar: PROF. DR. CAMİLLA COLOMBO, DR. ELİSA MARİA ALESSİ
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: invariant manifolds, periodic orbits, transfer design, Lagrange points, NRHO, Earth-Moon system, parametric analysis
- Yıl: 2025
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Polıtecnıco Dı Mılano
- Enstitü: Yurtdışı Enstitü
- Ana Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Özet yok.
Özet (Çeviri)
The aim of this thesis is to conduct a parametric analysis of transfer trajectory options to the Earth-Moon L2 Near-Rectilinear Halo Orbit (NRHO) family by utilising invariant manifolds. Due to their high stability characteristics, the NRHO family is the target of many present and future space applications including the NASA Gateway [9]. In this study, the generation and identification of these orbits are discussed along with a detailed eclipse analysis. The transfer design to the operational orbit utilises the homoclinic connections along the L2 point by using an intermediate Halo orbit. A parametric study is conducted to see the maneuver cost variation for different Halo and NRHO pairs. As a preliminary analysis, the transfer to the intermediate halo trajectory is conducted by merging a two-body solution with the invariant manifolds proper of the Circular Restricted Three-Body Problem (CRTBP). As a parking orbit, Low Earth Orbits (LEO) and Geostationary Transfer Orbits (GTO) are studied with varying perigee radii. Additionally, an alternative insertion point on the Halo stable manifold is studied. Then the most feasible option is refined by applying a CRTBP model. Both segments, parking orbit to halo and halo to NRHO, are merged and a trade-off is conducted based on the cost, transfer time and eclipse characteristics. The resulting transfer trajectories are proposed as a backup option for the REMEC mission [1].
Benzer Tezler
- Brute force launch vehicle ascent trajectory assessment with a novel vectorized simulator
Vektörize benzetici ile fırlatma araçlarının yükseliş yörüngesini kaba kuvvet değerlendirme
AHMET ENES YÜCEYURT
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
- İki akslı bir taşıtta sağ ve sol tekerleklerde farklı çevre kuvvetleri kontrolü ile yörünge kontrolü ve magic formülünün araştırılması
The Study of the trajectory control of a two axis vehicle with different longitudinal forces on the right and left wheels, and magic formula
BORGA GÖKTAŞ
- İki uzuvlu bir robot kolunun pozisyon kontrolü için optimize edilmiş PID kontrolcü tasarımı
Optimized PID controller design for position control of a two-limb robot arm
SAİD MÜFTÜ
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Mekatronik MühendisliğiNecmettin Erbakan ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. BARIŞ GÖKÇE
- A convex optimization approach to lunar ascent trajectory design
Ay tırmanma yörüngesi tasarımı için konveks optimizasyon yaklaşımı
ATAKAN SÜSLÜ
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. HALİL ERSİN SÖKEN
- Ultrasonik mesafe ölçümü ve doğrulanması
Ultrasonic distance measurement and verification
MUHAMMED ÇALIŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolGazi ÜniversitesiElektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. ALİ SAYIN