Examinando por Autor "Urrutxua, Hodei"

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A constraint programming framework for preliminary mission analysis: Applications for constellation-servicing active debris removal
(Elsevier, 2024-10) Barea, Adrian; Gonzalo, Juan Luis; Colombo, Camilla; Urrutxua, Hodei
Constraint Programming is a classical artificial intelligence paradigm characterised by its flexibility for the modelling of complex problems. In the field of space operations, this approach has been successfully used for mission planning and scheduling. This manuscript proposes a framework that leverages the strengths of Constraint Programming for the preliminary analysis of space missions, introducing some modifications to tailor it to the application at hand. Specifically, it uses constraint propagation and search techniques to thoroughly explore the configuration space of a mission in an efficient manner. Consequently, it is able to quantify the performance of precomputed mission choices with respect to the mission requirements, as well as generate new ones that optimise such performance. The proposed methodology has been particularised for two application cases involving active debris removal missions for large constellations in low Earth orbit, namely, a chaser case and a mothership case. The chaser case considers a servicing satellite that rendezvouses with the failed satellites of the constellation and directly transports them to a disposal orbit. The mothership case comprises a servicing satellite that installs deorbiting kits in each of the failed satellites, except for the one removed in the last place. This way, the servicing satellite will only transport this object, while the deorbiting kits will carry out the disposal of the rest of them. This methodology has been successfully used to evaluate a preliminary mission analysis of both application cases developed under ESA’s Sunrise project
A preliminary design procedure for an ion-beam shepherd mission
(Elsevier, 2019-03-25) Urrutxua, Hodei; Bombardelli, Claudio; Hedo, José Manuel
El "ion-beam shepherd" (IBS) es una técnica de deorbitado activo de basura espacial que no requiere de contacto físico, y es también aplicable a la deflexión de asteroides. En el diseño de una misión IBS es necesario considerar multitud de restricciones, las cuales conllevan una serie de soluciones de compromiso o "trade-offs". Estas restricciones pueden expresarse analíticamente como función de ciertos parámetros, y representarse gráficamente de forma conveniente en un espacio paramétrico o espacio de diseño bi-dimensional. Este tipo de representación gráfica, conocida como "matching chart", proporciona de manera directa y eficaz la envolvente de diseño factible, y permite hallar, de manera gráfica, un punto de diseño adecuado que satisfaga de forma simultánea todas las restricciones operaciones que son de aplicación para la misión, proporcionando así una una herramienta de diseño poderosa específicamente adaptada al diseño preliminar de una misión espacial basada en el concepto del IBS. Este trabajo describe el procedimiento de diseño, descrito detallando las restricciones operaciones más relevantes para una misión IBS, las funciones matemáticas que las describen, y la obtención de la correspondiente envolvente de diseño por medio de la metodología gráfica descrita. Finalmente, se muestra a modo de caso práctico la aplicación de esta metodología al diseño preliminar de una misión IBS concreta, para ejemplificar el uso de la metodología desarrollada.
Computation of Artificial Meteors Trajectory and Ablation
(Springer, 2022-09-15) Raposo-Pulido, Virginia; Lemal, A.; Urrutxua, Hodei; Peláez, Jesús; Kimura, N.; Sahara, H.; Funakoshi, R.; Kamachi, K.; Okajima, L.
Este trabajo ha sido motivado por la falta de datos meteoríticos, lo cual dificulta la determinación de la masa y composición de los meteoritos naturales. Para avanzar en el conocimiento de la ciencia de los meteoritos, la startup japonesa ALE Co. Ltd. (que significa Astro Live Experiences) diseñó cientos de partículas de 1 cm de diámetro compuestas de materiales representativos de meteoritos naturales, las cuales serán liberadas a una altitud de 300 km por una carga útil original en 2023. Durante la entrada, la luz emitida por las partículas será analizada por espectrómetros y cámaras en tierra para caracterizar las propiedades térmicas y ópticas de los materiales. Este artículo lleva a cabo un análisis de sensibilidad y tiene como objetivo discutir los parámetros de modelado que predicen la desintegración completa de las partículas antes de tocar el suelo. Este trabajo presenta los esfuerzos realizados para calcular la trayectoria de los meteoritos artificiales durante su entrada en la atmósfera terrestre. Se modelaron diversos materiales representativos de los meteoritos naturales y su respuesta térmica. La trayectoria de los meteoritos artificiales se calculó resolviendo la ecuación de movimiento que incluye la conservación de masa. La influencia del coeficiente de arrastre, el coeficiente de transferencia de calor y los parámetros geométricos se evaluó mediante el análisis estadístico de Muestreo en Cuadrícula y simulaciones de Monte Carlo. Se demostró que tienen un efecto considerable en la trayectoria, pérdida de masa, latitud y altitud de la desaparición. Los cálculos demuestran la completa desintegración del meteorito artificial por encima de los 60 km, lo cual cumple con las regulaciones internacionales de seguridad.
Dual-Based Method for Global Optimization of Impulsive Orbital Maneuvers
(Springer, 2022-11-28) Barea, Adrián; Urrutxua, Hodei; Cadarso, Luis
Los problemas de optimización que involucran múltiples maniobras impulsivas son, en general, no lineales y no convexos. Esto implica que su resolución es propensa a problemas de optimalidad local y de convergencia. Este trabajo propone un método de optimización para explotar una estructura específica de problemas de programación no lineal con una sola restricción. El algoritmo propuesto es capaz de transformar un problema de optimización con un número arbitrario de variables en un problema de búsqueda de raíces de una ecuación algebraica univariante. Además, puede superar fácilmente los problemas de optimalidad local y de convergencia mencionados anteriormente. Esta metodología se ha aplicado a tres ejemplos de aplicación práctica. La primera aplicación implica la optimización de la inclinación para maniobras de cambio de plano utilizando órbitas en deriva con una precesión nodal relativa. La segunda aplicación realiza la optimización del semi-eje mayor de órbitas de fase, utilizando un enfoque de dos etapas para resolverlo; específicamente, el método basado en el dual proporciona una solución con órbitas de fase que realizan un número fraccional de revoluciones, que luego se corrige para proporcionar la condición de integridad apropiada. La tercera aplicación lleva a cabo la optimización de transferencias Hohmann-like de múltiples impulsos con cambio de inclinación, basándose en una ley de conservación que permite calcular una transferencia de múltiples impulsos a partir de la solución de una transferencia de dos impulsos. Finalmente, se describen y resuelven numéricamente dos escenarios de misión altamente relevantes: el primer escenario considera una órbita de transferencia geoestacionaria con una optimización de fase para ubicar un satélite en una ranura prescrita en órbita geoestacionaria; el segundo escenario considera un encuentro con múltiples objetivos de una nave espacial de servicio para visitar varios satélites de una constelación para operaciones de eliminación de desechos o reabastecimiento.
Identifying illumination conditions most suitable for attitude detection in light curves of simple geometries
(Elsevier, 2021-11-19) Blacketer, Laurence; Lewis, Hugh; Urrutxua, Hodei
El objetivo de este documento es identificar las condiciones de iluminación que maximicen las diferencias que pueden medirse entre las curvas de luz de un objeto resultantes de su estado de actitud. Esto es relevante para las técnicas de determinación de actitud que utilizan datos de curvas de luz, y es valioso para el diseño de estrategias de observación que maximicen la información contenida en las curvas de luz. Para este propósito, se generaron curvas de luz sintéticas para varios estados de actitud, geometrías de objetos y configuraciones de iluminación. Las curvas de luz se generaron mediante la aplicación de una Función de Distribución Bidireccional de Reflectancia (BRDF) a una geometría de objeto facetado. Las diferencias entre las curvas de luz se cuantificaron utilizando un Error Cuadrático Medio (RMSE, por sus siglas en inglés). Los resultados mostraron que, dependiendo del modelo de reflexión, la geometría del objeto y el estado de actitud, existían condiciones de iluminación particulares que conducían al mayor RMSE entre diferentes estados de actitud. En la mayoría de los casos, aumentar el ángulo de fase aumentó el RMSE entre las curvas de luz resultantes de diferentes estados de actitud. El RMSE máximo ocurrió cuando el vector de iluminación estaba alineado con el vector de rotación o desplazado de él por 90 grados. Se concluye que caracterizar el movimiento rotacional de un objeto a partir de sus datos de brillo se realiza mejor utilizando múltiples observaciones. Estas observaciones deben construirse de manera que maximicen la diferencia en la geometría de iluminación. Una forma de lograr esto sería utilizar observaciones de múltiples observatorios con una variedad diversa de ubicaciones geográficas.
Image-based attitude determination of co-orbiting satellites using deep learning technologies
(Elsevier, 2021-11-19) Guthrie, Ben; Kim, Minkwan; Urrutxua, Hodei; Hare, Jonathon
La eliminación activa de basura espacial impone restricciones alta exigencia al guiado, la navegación y el control. Este trabajo presenta un nuevo enfoque que adopta el uso de tecnologías de aprendizaje profundo (deep Learning) para resolver el problema de la determinación de actitud de un objeto de basura espacial no-cooperativo de una geometría a priori desconocida. Para tal fin, se ha desarrollado una red neuronal convolucional de estructura siamesa, que detecta y realiza implícitamente el seguimiento de puntos de referencia ("landmarks") del objeto que Sean intrínsecamente útiles para la mencionada finalidad, a partir de los datos proporcionados por sensores ópticos, tras haberse entrenado la red con datos sintéticos de tipo visual, LiDAR o RGB-D. El método desarrollado es capaz de ser utilizado en tiempo real, mostrando un rendimiento que mejora el de los enfoques basados en técnicas convencionales de "visión por computadora"; además, generaliza bien para geometrías de objetos nunca antes vistos durante el entrenamiento, permitiendo que el algoritmo desarrollado sea una solución factible para realizar de manera segura el guiado y navegación durante la eliminación activa de basura espacial, re-abastecimiento en órbita de satélites y otras operaciones de proximidad en órbita. Por último, el rendimiento del algoritmo, su sensibilidad a parámetros del modelo y su robustez frente a condiciones de iluminación y sombreado, se analizan mediante simulación numérica.
Large-scale object selection and trajectory planning for multi-target space debris removal missions
(Elsevier, 2020-01-28) Barea, Adrián; Urrutxua, Hodei; Cadarso, Luis
Las futuras misiones de deorbitado activo de basura espacial muy probablemente tengan por objeto la eliminación no de un único objeto de basura espacial, sino de varios objetos por cada misión. El diseño de estas misiones implica, por lo tanto, la selección de los objetos a eliminar, así como la optimización de la secuencia en la que estos objetos se visitan, junto a las transferencia orbitales que las interconectar. En este trabajo se presenta un algoritmo basado en la técnica "branch-and-bound" para el diseño preliminar de misiones multi-objetivo de eliminación de basura espacial. El algoritmo propuesto está estructurado en dos niveles. El nivel superior se modela como un problema de Programación Lineal Entera, que lidia con la compleja combinatoria del problema en cuanto a la selección de objetos y su secuenciación. El nivel inferior, que encapsula la dinámica orbital, se modela como un problema de Programación No-Lineal Mixta Entera. Así, durante la resolución del problema el nivel superior selecciona subconjuntos prometedores de un conjunto de objetos de basura espacial potencialmente candidatos, de modo que la eliminación de dichos objetos maximice el nivel de amenaza eliminada. Cada uno de estos subconjuntos se pasan al nivel inferior, el cual asegura que existan trayectorias factibles que permitan realizar los distintos "rendez-vous", según la secuencia específicada, de modo que se visiten todos y cada uno de los objetos de dicho subconjunto, a la vez que se satisfagan las condiciones impuestas sobre la duración máxima de la misión, así como las restricciones de Delta v total de misión. El "framework" desarrollado es capaz de explotar la estructura del problema de modo que, incluso para instancias con gran número de objetos en el conjunto inicial considerado, el problema pueda resolverse de manera eficiente, a la vez que se obtiene la certificación de la optimalidad de la solución que proporcionan los métodos "branch-and-bound". Este algoritmo, comparado con otros métodos existentes en la literatura, escala mucho mejor con el tamaño del conjunto de objetos, lo que permite considerar, para igual carga computacional, conjuntos de objetos de tamaño muy superior (hasta varios órdenes de magnitud), lo que permitiría su aplicación sobre el actual catálogo completo de objetos inactivos en órbitas, de cara a diseñar una misión espacial destinada a la eliminación de varios de ellos.
Orbital stability of compact three-planet systems – II: post-instability impact behaviour
(Oxford Academic, 2021-05-22) Bartram, Peter; Wittig, Alexander; Lissauer, Jack L.; Gavino, Sacha; Urrutxua, Hodei
Las recientes misiones espaciales de observación han descubierto un número significante de sistemas multi-exoplanetarios compactos. El reducido espaciado orbital de estos sistemas ha promovido recientemente un creciente esfuerzo en tratar de comprender su características de estabilidad; sin embargo, una limitación clave en la mayoría de estos estudios ha sido la terminación de las simulaciones en el momento en el que las órbitas de dos de los planetas se intersectaban mutuamente. En este trabajo se explora la estabilidad de sistemas planetarios compactos formados por tres planetas, y se continúa con las simulaciones hasta el momento exacto de detectarse la primera colisión entre planetas, para obtener una mejor comprensión del tiempo de vida de estos sistemas planetarios. Realizamos más de 25.000 integraciones de una estrella similar al Sol orbitada por 3 secundarios similares a la Tierra for hasta un máximo de un mil millones de órbitas, para explorar así con la necesaria amplitud el espacio paramétrico de las condiciones iniciales, tanto en el caso coplanario como para órbitas inclinadas, con especial énfasis en el espaciado inicial entre las órbitas de los planetas. Se calcula la probabilidad de colisión como función del tiempo, y se determina también la probabilidad de colisión entre pares específicos de planetas. Como resultado del estudio se obtienen sistemas que persisten por hasta más de 108 revoluciones tras la intersección orbital, y se muestra cómo el tiempo de supervivencia tras la inestabilidad de estos sistemas planetarios depende de su separación orbital inicial, su inclinación mutua, el radio planetario, y del encuentro próximo más cercano experimentado por los planetas. Adicionalmente, se examinan los efectos de pequeños cambios en la posición inicial de los planetas sobre el tiempo transcurrido hasta la colisión, y se muestra el efecto que puede tener la elección del integrador numérico en los resultados de la simulación. Finalmente, se extienden los resultados para sistemas con el planeta interior ubicado a 1 y 0.25 unidad astronómicas.
Relative Dynamics and Modern Control Strategies for Rendezvous in Libration Point Orbits
(MDPI, 2022-12-05) Cuevas del Valle, Sergio; Urrutxua, Hodei; Solano-López, Pablo; Gutierrez-Ramon, Roger; Kiyoshi Sugihara, Ahmed
En tiempos recientes las misiones de espacio profundo están ganando interés rápidamente por parte tanto de agencias espaciales como de la industria, siendo su máximo exponente el objetivo de establecer una estación espacial permanente en órbita cislunar antes de finalizar la actual década. Para ello, las operaciones de rendez-vous y acoplamiento en órbita en entornos dinámicos multi-cuerpo de manera autónoma han sido definidas como tecnologías cruciales para expandir y dar soporte a la actividad humana más allá de la órbita baja terrestre. En este trabajo, apoyado en formulaciones analíticas y numéricas de la dinámica relativa en el "problema restringido circular de los tres cuerpos", se ha desarrollado una familia de técnicas óptimas de guiado y control, tanto lineales como no-lineales, y tanto continuas como impulsivas, para el diseño de inicio a fin de trayectorias de rendez-vous entre vehículos espaciales co-orbitales en el mencionado entorno dinámico multi-cuerpo. Para ello, se han diseñado y adaptado al problema descrito una serie de técnicas de control moderno, con especial hincapié en el diseño de maniobras de rendez-vous de bajo coste. Por último, las estrategias híbridas de rendez-vous, diseñadas combinando técnicas de control tanto discreto como continuo, se han probado y validado tomando como casos de ejemplo distintos escenarios de misión, donde el rendimiento numérico de los controladores desarrollados se compara y evalúa cuantitativamente mediante un conjunto de índices de rendimiento.
Relative-Inclination Strategy for J2-Perturbed Low-Thrust Transfers Between Circular Orbits
(American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2022-07-22) Barea, Adrián; Urrutxua, Hodei; Cadarso, Luis