ITTO20121117A1 - Innovativo design orbitale per missioni spaziali di osservazione della terra - Google Patents

Description

DESCRIZIONE

“INNOVATIVO DESIGN ORBITALE PER MISSIONI SPAZIALI DI OSSERVAZIONE DELLA TERRAâ€

SETTORE TECNICO DELL’INVENZIONE

La presente invenzione concerne un innovativo design orbitale che consente ad un sistema di telerilevamento satellitare basato su un singolo satellite di fornire prestazioni temporali e capacità interferometriche comparabili con quelle di un sistema di osservazione della Terra basato su una costellazione di satelliti.

STATO DELL’ARTE

Nell’ambito dell’osservazione della Terra, i sistemi di telerilevamento satellitare, grazie alla capacità di acquisire continuamente dati su ampie regioni ovunque sulla superficie della Terra, consentono di raccogliere grandi quantità di informazioni sulla superficie terrestre di fondamentale importanza politica, economica ed ambientale.

Com’à ̈ noto, il telerilevamento satellitare à ̈ principalmente basato sull’uso di due tipologie di sensori:

• i sensori passivi, come ad esempio i sensori ottici ed infrarossi, che, in generale, misurano la radiazione elettromagnetica emessa e riflessa (in particolare, la radiazione elettromagnetica solare riflessa) dalla superficie terrestre; ed

• i sensori attivi, come ad esempio i radar ad apertura sintetica (SAR) ed i lidar, che, in generale, illuminano la superficie terrestre emettendo una predefinita radiazione elettromagnetica e misurano poi la radiazione elettromagnetica retro-diffusa (“backscattered†).

A tal riguardo, nel seguito, per semplicità di descrizione, verrà utilizzata la terminologia “sensore SAR†per indicare un radar ad apertura sintetica configurato per trasmettere e ricevere segnali radar in predeterminate direzioni tramite un’antenna.

Inoltre, nel seguito, sempre per semplicità di descrizione, verrà utilizzata la terminologia “acquisire un’immagine SAR†, o, in modo equivalente, la terminologia “acquisizione di un’immagine SAR†o anche “acquisizione SAR†, per sottintendere l’intero processo di formazione di un’immagine SAR satellitare che, com’à ̈ noto, comprende:

• trasmettere, tramite un sensore SAR trasportato da un satellite, segnali radar in modo tale da illuminare un’area di interesse con detti segnali radar;

• ricevere, tramite detto sensore SAR, i segnali radar retro-diffusi da detta area; ed

• elaborare, tramite un’unità di elaborazione integrata nel sensore SAR stesso o collegata (anche remotamente) al sensore SAR, i segnali radar ricevuti in modo tale da formare, ovvero generare, un’immagine SAR di detta area sulla base dei segnali radar ricevuti ed elaborati.

Allo stesso modo, nel seguito, sempre per semplicità di descrizione, verrà utilizzata anche la terminologia generica “acquisire un’immagine†, o, in modo equivalente, la terminologia “acquisizione di un’immagine†o anche solo “acquisizione†, per sottintendere l’intero processo di formazione di un’immagine SAR o ottica satellitare tramite l’uso di un sensore SAR o ottico installato a bordo di un satellite.

Purtroppo, com’à ̈ noto, i sistemi di telerilevamento satellitare hanno costi molto elevati di progettazione, sviluppo, realizzazione, collaudo, messa in esercizio, ecc.. Inoltre, i costi di questi sistemi dipendono anche dalle prestazioni desiderate. In particolare, uno dei parametri principali delle missioni di telerilevamento satellitare à ̈ il tempo di rivisita che rappresenta una misura della frequenza con la quale à ̈ possibile ottenere immagini successive di una stessa regione. Al fine di diminuire il tempo di rivisita così da aumentare la capacità di osservazione, molti dei moderni sistemi di telerilevamento satellitare utilizzano una costellazione di satelliti. Com’à ̈ facilmente intuibile, i costi di un sistema di telerilevamento satellitare che utilizza una costellazione di satelliti à ̈, però, molto maggiore di quello di un sistema a singolo satellite. Tuttavia quest’ultimo non à ̈ in grado di garantire prestazioni temporali altrettanto interessanti.

Esempi di sistemi di telerilevamento satellitare che presentano, grazie all’uso di costellazioni di satelliti, elevate capacità di accesso con bassi tempi di rivisita sono il sistema italiano COSMO-SkyMed che comprende 4 satelliti ed il sistema tedesco SAR Lupe che comprende 5 satelliti.

Inoltre, negli ultimi anni si à ̈ assistito ad un incremento dell’importanza delle analisi interferometriche basate su immagini SAR della superficie terrestre per la generazione di modelli digitali di elevazione (DEM), l’analisi della subsidenza e la stima di variazioni del terreno. Nel caso di sistemi di telerilevamento satellitare per applicazioni interferometriche, il tempo intercorso tra due successive acquisizioni SAR riveste una particolare importanza, in quanto la coerenza tra immagini SAR successive si riduce all’aumentare della distanza temporale tra di esse. Quindi, un basso tempo di rivisita dello stesso sito (a parità di geometria di acquisizione) acquista, nel caso di applicazioni interferometriche, una doppia valenza, sia per la quantità di dati rilevati, che per la loro qualità.

Com’à ̈ noto, i sistemi di telerilevamento satellitare per applicazioni interferometriche generalmente utilizzano:

• (almeno) coppie di satelliti operanti in configurazione tandem (come ad esempio i satelliti TerraSAR-X e TanDEM-X) per catturare contemporaneamente immagini SAR di una stessa area della superficie terrestre; oppure

• configurazioni tali da consentire di catturare, sempre tramite l’utilizzo di almeno due satelliti, immagini SAR di una stessa area della superficie terrestre a distanza di un predefinito numero di giorni (come avviene, ad esempio, per il sistema COSMO-SkyMed ed i satelliti RADARSAT 1 e 2).

Ad esempio, la configurazione “tandem like†di COSMO-SkyMed consente, tramite l’uso di due satelliti, di ottenere immagini SAR di una stessa area geografica per applicazioni interferometriche a distanza di un giorno.

Entrambe le suddette soluzioni, ovvero l’uso di almeno due satelliti per catturare immagini SAR di una stessa regione contemporaneamente oppure a distanza di un predefinito numero di giorni, causano un aumento sia della complessità sia dei costi del sistema di telerilevamento satellitare.

I costi molto elevati (in termini di progettazione, sviluppo, realizzazione, collaudo, messa in esercizio, lancio del/i satellite/i, ecc.) dei sistemi di telerilevamento satellitare di fatto impediscono ancora a molte nazioni di poter disporre di un proprio sistema satellitare di osservazione della Terra o di poter disporre di più sistemi di telerilevamento satellitare (ad esempio di un sistema che utilizza sensori ottici e di un sistema che utilizza sensori SAR).

Proprio per questo motivo attualmente l’utilizzo di alcuni sistemi di telerilevamento satellitare viene condiviso tra varie nazioni. Ad esempio Italia e Francia condividono l’utilizzo del sistema italiano COSMO-SkyMed basato su sensori SAR e del sistema francese Helios 2 basato su sensori ottici. Tuttavia la complessità di gestione di tali sistemi condivisi aumenta a causa dell’incremento della complessità delle logiche di pianificazione ed armonizzazione utilizzate per risolvere eventuali conflitti. A questa complessità à ̈ associato anche un aumento del tempo tra deposito delle richieste di acquisizione e l’effettiva disponibilità dei dati (noto come “response time†), in quanto al tempo strettamente legato alle operazioni di pianificazione si aggiunge anche quello legato all’armonizzazione delle risorse tra i vari utilizzatori.

OGGETTO E RIASSUNTO DELL’INVENZIONE

Scopo della presente invenzione à ̈ quello di fornire un innovativo design orbitale per missioni spaziali di osservazione della Terra che sia basato sull’uso di un singolo satellite in modo tale da risultare meno costoso di un sistema di osservazione della Terra basato sull’uso di una costellazione di satelliti e che sia, comunque, in grado di garantire prestazioni temporali e capacità interferometriche comparabili con quelle di un sistema di osservazione della Terra basato sull’uso di una costellazione di satelliti.

Tale scopo à ̈ raggiunto dalla presente invenzione in quanto essa à ̈ relativa ad un satellite per telerilevamento e ad un sistema di telerilevamento satellitare, secondo quanto definito nelle rivendicazioni allegate.

BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI

Per una migliore comprensione della presente invenzione, alcune forme preferite di realizzazione, fornite a puro titolo di esempio esplicativo e non limitativo, verranno ora illustrate con riferimento ai disegni allegati (non in scala), in cui:

• la Figura 1 mostra tempi di rivisita rispetto alla superficie terrestre del satellite TerraSAR-X;

• le Figure 2-4 mostrano tempi di rivisita rispetto alla superficie terrestre di sistemi di osservazione della Terra secondo, rispettivamente, una prima, una seconda ed una terza forma di realizzazione di esempio della presente invenzione;

• le Figure 5 e 6 mostrano grafici di esempio del tempo che intercorre tra due successive manovre di inversione della traslazione della traccia a terra di un satellite in funzione, rispettivamente, della baseline cross-track giornaliera utilizzata e della variazione del semi-asse maggiore dell’orbita del satellite, secondo uno specifico aspetto della presente invenzione;

• la Figura 7 mostra un grafico di esempio del consumo di propellente dovuto alle sole manovre di inversione della traslazione della traccia a terra del satellite in funzione della baseline cross-track giornaliera, secondo detto specifico aspetto della presente invenzione;

• la Figura 8 mostra la variazione di posizione della traccia a terra di un satellite in funzione del tempo per tre diverse baseline cross-track giornaliere, secondo detto specifico aspetto della presente invenzione;

• le Figure 9a e 9b mostrano, rispettivamente, la variazione di posizione della traccia a terra e la corrispondente variazione di quota del satellite (rispetto ad una rispettiva quota nominale) in funzione del tempo per una data baseline cross-track giornaliera, secondo detto specifico aspetto della presente invenzione; e

• la Figura 10 mostra schematicamente un sistema di telerilevamento satellitare secondo una forma preferita di realizzazione della presente invenzione.

DESCRIZIONE DETTAGLIATA DI FORME PREFERITE DI REALIZZAZIONE DELL’INVENZIONE

La seguente descrizione viene fornita per permettere ad un tecnico del settore di realizzare ed usare l’invenzione. Varie modifiche alle forme di realizzazione presentate saranno immediatamente evidenti a persone esperte ed i generici principi qui divulgati potrebbero essere applicati ad altre forme realizzative ed applicazioni senza, però, per questo uscire dall’ambito di tutela della presente invenzione.

Quindi, la presente invenzione non deve essere intesa come limitata alle sole forme realizzative descritte e mostrate, ma le deve essere accordato il più ampio ambito di tutela coerentemente con i principi e le caratteristiche qui presentate e definite nelle rivendicazioni allegate.

La presente invenzione concerne un innovativo design orbitale per missioni spaziali di osservazione della Terra che consente di ottenere, tramite l’uso di un singolo satellite, prestazioni temporali e capacità interferometriche comparabili con quelle di un sistema di osservazione della Terra basato su una costellazione di satelliti.

Com’à ̈ noto, fino ad oggi il design orbitale per sistemi di telerilevamento satellitare à ̈ sempre stato basato sulla scelta di un ciclo di ripetizione dell’orbita tale da garantire una copertura globale di tutte le latitudini terrestri potenzialmente accessibili, ad esempio 16 giorni per il sistema COSMO-Skymed, 11 giorni per il sistema TerraSAR-X e 24 giorni per il sistema RADARSAT. Un primo aspetto della presente invenzione si basa, invece, sull’idea innovativa di scardinare questo principio base del design orbitale selezionando un’orbita con un ciclo di ripetizione tale da non garantire la copertura globale di tutte le latitudini terrestri potenzialmente accessibili. Tale perdita di capacità di accesso consente di ottenere prestazioni temporali e capacità interferometriche (ad esempio capacità di interferometria ad un giorno) comparabili con quelle di un sistema di osservazione della Terra basato su una costellazione di satelliti.

Convenientemente, secondo la presente invenzione vengono utilizzate orbite terrestri basse (“Low Earth Orbit†–LEO) che, com’à ̈ noto, hanno quote comprese tra l’atmosfera terrestre e le fasce di Van Allen, ovvero tra 160 ed 2000 Km; ad esempio possono essere convenientemente utilizzate orbite LEO con quote nominali pari a 400, 600 o 800 Km.

In particolare, secondo la presente invenzione, a seconda della latitudine delle aree della superficie terrestre di interesse, à ̈ possibile utilizzare orbite polari elio-sincrone (“Sun Synchronous Orbit†- SSO), oppure orbite inclinate per l’ottimizzazione delle prestazioni su aree a bassa latitudine.

Nell’ambito del telerilevamento satellitare vengono normalmente definite orbite con un numero intero di rivoluzioni intorno alla Terra in un dato numero di giorni che rappresenta il ciclo orbitale. Tanto più lungo à ̈ il ciclo orbitale, tanto maggiore risulta la granularità a terra dell’orbita. Ad esempio, i satelliti del sistema COSMO-SkyMed effettuano 237 rivoluzioni in 16 giorni e, dopo questo periodo, i satelliti si trovano esattamente nella posizione iniziale.

Se per un satellite l’intervallo risultante all’equatore terrestre, ottenuto dividendo la circonferenza equatoriale della Terra (Ce = 40075 Km) per il numero di rivoluzioni del satellite nel ciclo orbitale, à ̈ inferiore alla dimensione dell’area di accesso a terra del sensore utilizzato da detto satellite, si garantisce un accesso globale, ovvero il satellite può effettuare acquisizioni su qualunque punto della Terra. Inoltre, minore risulta il rapporto tra tale intervallo e l’area di accesso a terra del sensore, maggiore risulta il numero di differenti angoli di incidenza nell’acquisizione delle singole immagini.

Tuttavia, la scelta di un ciclo orbitale lungo causa un’elevata distanza temporale tra due acquisizioni interferometriche e, quindi, una riduzione della coerenza e dell’accuratezza dei dati acquisiti. Come descritto in precedenza, per ovviare a questo problema, gli attuali sistemi di telerilevamento satellitare per applicazioni interferometriche utilizzano almeno due satelliti:

• in configurazione tandem per catturare contemporaneamente immagini SAR di una stessa area della superficie terrestre; oppure

• in configurazione tale da consentire di catturare immagini SAR di una stessa area della superficie terrestre a distanza di un predefinito numero di giorni.

Secondo il suddetto primo aspetto della presente invenzione à ̈ possibile, invece, rinunciare alla copertura globale utilizzando un ciclo orbitale estremamente ridotto, in particolare un ciclo orbitale di un giorno per garantire 12 o 24 ore di tempo massimo di rivisita, oppure garantire comunque un accesso globale utilizzando un ciclo orbitale di due giorni tale da garantire 48 ore di tempo massimo di rivisita (così come verrà spiegato più in dettaglio nel seguito).

Nel caso di ciclo orbitale di un giorno, il design orbitale prevede tra le 14 e le 16 rivoluzioni per giorno e tale numero di rivoluzioni coincide anche con il numero di rivoluzioni nel ciclo orbitale. Da ciò consegue la possibilità di effettuare riprese interferometriche ad un giorno di distanza. Risulta, quindi, chiaro il vantaggio in termini di correlazione temporale rispetto a sistemi basati su singolo satellite che possono effettuare riprese interferometriche solo ad intervalli di vari giorni.

Nel caso di ciclo orbitale di un giorno risulta, inoltre, evidente che il tempo massimo di rivisita nelle aree ove vi à ̈ copertura à ̈ esattamente di 24 ore. Nelle zone dove le tracce ascendenti e discendenti si incrociano, invece, il tempo di rivisita à ̈ di 12 ore.

Occorre evidenziare che il ciclo orbitale coincide con un numero intero di giorni solo nel caso di un’orbita eliosincrona caratterizzata da una rotazione del piano orbitale coincidente con quella della Terra sull’eclittica. Per questa ragione il satellite effettua le acquisizioni sempre alla stessa ora locale. Le orbite inclinate, invece, non rispettano, generalmente, questo vincolo e quindi, quando nel seguito si farà riferimento ad un ciclo orbitale di uno/due/tre/quattro giorno/i, sarà da intendersi “sostanzialmente di†, ovvero “dell’ordine di†, vale a dire “circa di†, uno/due/tre/quattro giorno/i, con una variazione anche dell’ordine di qualche ora; questo fenomeno causa una variazione dell’ora locale di acquisizione e, conseguentemente, una variazione delle condizioni di illuminazione dell’area ripresa.

L’utilizzo di orbite inclinate per incrementare le prestazioni su aree a bassa latitudine à ̈ riservato a satelliti equipaggiati con sensori SAR, che possono in tal modo beneficiare della generazione di una griglia molto regolare. I satelliti ottici, invece, a causa della dipendenza dalle condizioni di illuminazione solare sull’area di interesse, sono tipicamente impiegati esclusivamente su orbite SSO utilizzando, inoltre, il solo tratto illuminato (ascendente o discendente) dell’orbita.

Al fine di far comprendere meglio le differenze tra le prestazioni temporali del design orbitale secondo la presente invenzione e quelle dei tradizionali sistemi di osservazione della Terra, in figura 1 vengono mostrati i tempi di rivisita rispetto alla superficie terrestre del satellite TerraSAR-X (che, com’à ̈ noto, à ̈ equipaggiato con un sensore SAR), mentre in figura 2 vengono mostrati i tempi di rivisita rispetto alla superficie terrestre di un sistema di osservazione della Terra secondo una prima forma di realizzazione di esempio della presente invenzione, in particolare un sistema basato su un singolo satellite avente un’orbita polare elio-sincrona ed un ciclo orbitale di un giorno.

Come mostrato in figura 1, i tempi di rivisita del satellite TerraSAR-X sono compresi tra le 60 e le 84 ore nelle regioni intorno all’equatore e tra le 40 e le 50 ore nelle regioni a latitudini medie.

Al contrario, il tempo massimo di rivisita del suddetto sistema di osservazione della Terra secondo la prima forma di realizzazione di esempio della presente invenzione à ̈ ovviamente ridotto per design a 24 ore. In particolare, in figura 2 à ̈ possibile notare le aree non accessibili (associate al colore bianco) e le aree accessibili con tempo di rivisita di 12 e 24 ore. La copertura risulta piuttosto buona a latitudini medio-alte, mentre a latitudini inferiori occorre posizionare correttamente le aree di interesse all’interno delle fasce di accesso. Il pattern di accesso a terra mostrato in figura 2 risulta particolarmente adatto all’utilizzo di un sensore ottico in considerazione del fatto che, com’à ̈ noto, un sensore ottico generalmente permette di acquisire immagini di buona qualità di aree a latitudini medio-alte (ovvero laddove la copertura mostrata in figura 2 à ̈ buona), mentre la qualità delle immagini ottiche di aree presenti nella fascia equatoriale (ovvero laddove in figura 2 sono maggiormente concentrare ed estese le aree non accessibili) risulta generalmente molto degradata a causa delle condizioni climatiche di tali aree (ad esempio a causa delle piogge, dell’eccessiva nuvolosità, dell’eccessiva umidità, ecc.).

Utilizzando un’orbita inclinata à ̈ comunque possibile garantire un tempo massimo di rivisita di 12-24 ore ed inoltre risulta anche possibile ottimizzare la griglia risultante a terra per ottenere delle aree di dimensioni predefinite (ad esempio dell’ordine di 2400 x 2400 Km2) tali da garantire la copertura completa di varie nazioni. A tal riguardo, in figura 3 vengono mostrati i tempi di rivisita rispetto alla superficie terrestre di un sistema di osservazione della Terra secondo una seconda forma di realizzazione di esempio della presente invenzione, in particolare un sistema basato su un singolo satellite equipaggiato con un sensore SAR ed avente un’orbita inclinata ed un ciclo orbitale di un giorno. Dalla figura 3 à ̈ evidente come la copertura sia più regolare rispetto a quella mostrata in figura 2 e, soprattutto, come tale copertura risulti continua in una fascia di latitudini medie.

Ovviamente à ̈ possibile ottimizzare la copertura su differenti aree geografiche modificando l’inclinazione dell’orbita per migliorare la copertura sulle aree di interesse.

Ne consegue la possibilità di utilizzo del sistema da parte di varie nazioni all’interno dell’area di copertura garantendo eccellenti prestazioni con un funzionamento privo di conflitti.

In particolare, la concreta possibilità di coprire differenti nazioni con un pattern a terra del tipo mostrato nella figura 3 garantisce un notevole vantaggio competitivo e commerciale al sistema secondo la presente invenzione.

Infatti, la ripetibilità dell’orbita su base giornaliera consente, a differenza delle orbite normalmente utilizzate per il telerilevamento satellitare, di evitare una complessa fase di pianificazione delle acquisizioni, poiché le aree accessibili dal satellite sono ogni giorno le stesse.

Questo comporta dei vantaggi nel caso di utilizzo da parte di un singolo utente, con la generazione di un piano di acquisizione ripetitivo che garantisce la copertura dell’area di accesso in successivi passaggi, ma ancora di più nel caso di utilizzo da parte di differenti utenti localizzati in zone geografiche distinte, in quanto il satellite può essere allocato separatamente, in particolare con una strategia a divisione di tempo, ad ogni utente senza alcuna necessità di armonizzare le acquisizioni con gli altri utenti. In altre parole, una volta definiti in fase di design i carichi operativi, per varie nazioni che siano interessate esclusivamente al monitoraggio del proprio territorio non vi à ̈ alcuna differenza tra avere sempre a disposizione un satellite ed avere a disposizione in predefiniti intervalli di tempo il sistema secondo la presente invenzione. In particolare, à ̈ importante sottolineare il fatto che per nazioni interessate esclusivamente al monitoraggio del proprio territorio la perdita di accesso globale non rappresenta un problema.

Questo concetto comporta, quindi, un enorme vantaggio operativo. Infatti, più nazioni geograficamente distinte possono federarsi ed acquistare “quote†di un unico sistema di telerilevamento satellitare riducendo così in maniera drastica i costi di progettazione, sviluppo, realizzazione, collaudo, messa in esercizio, operativi, ecc.. L’accesso esclusivo al proprio territorio a divisione di tempo garantisce l’assenza di conflitti e conseguentemente rende inutile la complessità di pianificazione ed armonizzazione (in termini di costi di sviluppo e progettazione e relativi tempi associati) tipica dei tradizionali sistemi di telerilevamento satellitare multi-utente. In altre parole, l’innovativo design orbitale secondo la presente invenzione semplifica sia la pianificazione della missione che la condivisione delle risorse. In particolare, nel caso di utilizzo da parte di una federazione di nazioni, si trae vantaggio dalla perdita di copertura globale per proporre, oltre ad una allocazione dinamica del tempo di utilizzo del sensore di bordo tra le varie nazioni federate, anche un’allocazione statica sulle varie orbite in modo da consentire ai vari utilizzatori una pianificazione esclusiva sul proprio territorio; tale soluzione à ̈ resa possibile dalla rigorosa ripetitività delle orbite, conseguenza della soluzione proposta.

In questo modo, grazie alla federazione, una nazione può avere accesso esclusivo al proprio territorio ad un costo equivalente ad un frazione di quello di un tradizionale sistema a singolo utente. Questa caratteristica à ̈ in grado di ridurre notevolmente le barriere di accesso al mercato del telerilevamento satellitare per nazioni che ne sono tradizionalmente escluse a causa di limitate capacità economiche.

A tal riguardo, à ̈ importante sottolineare il fatto che, come mostrato in figura 3, le prestazioni della presente invenzione possono essere convenientemente ottimizzate in corrispondenza di nazioni (in particolare paesi dell’Africa, dell’America Latina e del Sud-est Asiatico) che attualmente sono escluse dal mercato del telerilevamento satellitare a causa di limitate capacità economiche. Pertanto, la presente invenzione permette anche a tali nazioni di poter usufruire di un sistema di telerilevamento satellitare.

In ogni caso, à ̈ opportuno ricordare ancora una volta che l’orbita inclinata, a causa delle variabili condizioni di illuminazione, non à ̈ indicata per satelliti dotati di payload ottico, i quali risultano, quindi, limitati all’utilizzo di orbite SSO.

L’ottimizzazione dell’orbita secondo la presente invenzione à ̈ convenientemente eseguita bilanciando al meglio i seguenti parametri:

• l’altezza dell’orbita;

• l’inclinazione dell’orbita; e

• l’area di accesso a terra del sensore utilizzato. E’, quindi, necessario un accurato studio preliminare di missione al fine di incrementare l’area di accesso contigua e massimizzare la copertura a terra.

Il design orbitale secondo la presente invenzione non consente, come descritto precedentemente, una copertura globale e presenta una limitata diversità di accesso a terra, infatti ogni bersaglio può essere acquisito solo con uno o due angoli di vista, mentre à ̈ normalmente preferibile avere la possibilità di scegliere l’accesso tra più angoli disponibili.

Per ovviare a questi due inconvenienti à ̈ possibile selezionare un’orbita con un ciclo orbitale a due giorni invece che ad un solo giorno. Ovviamente il tempo massimo di rivisita, in questo caso, sale a circa 48 ore, ma tale ciclo orbitale garantisce un accesso globale (nel caso di un’orbita inclinata un accesso globale all’interno della fascia selezionata di latitudini) e consente di aumentare il numero di angoli di incidenza disponibili (ad eccezione di alcune aree che risultano ancora caratterizzate da un solo accesso nel ciclo orbitale). A tal riguardo, in figura 4 vengono mostrati i tempi di rivisita rispetto alla superficie terrestre di un sistema di osservazione della Terra secondo una terza forma di realizzazione di esempio della presente invenzione, in particolare un sistema basato su un singolo satellite equipaggiato con un sensore SAR ed avente un’orbita inclinata ed un ciclo orbitale di due giorni.

Ovviamente, continuando ad incrementare il ciclo orbitale, il tempo massimo di rivisita aumenta sempre di più fino a diventare comparabile con quello di un tradizionale sistema di telerilevamento satellitare. Pertanto, al fine di garantire un tempo massimo di rivisita molto ridotto, il primo aspetto della presente invenzione prevede di utilizzare un’orbita avente un ciclo orbitale che à ̈ convenientemente inferiore a quattro giorni e, preferibilmente, inferiore o al più uguale a tre giorni.

Inoltre, un secondo aspetto della presente invenzione à ̈ relativo alle capacità interferometriche del sistema di telerilevamento satellitare. A tal riguardo, prima di continuare la descrizione della presente invenzione, qui di seguito viene fornito il significato di alcuni specifici termini ampiamente noti nel settore dell’interferometria SAR (alcuni dei quali verranno usati nel seguito per descrivere in dettaglio il suddetto secondo aspetto della presente invenzione):

• baseline - distanza tra due posizioni di acquisizione di due immagini SAR di uno stesso bersaglio (nel seguito chiamato anche con il termine inglese “target†ben noto al tecnico del settore), in particolare di una stessa area della superficie terrestre;

• linea di vista - segmento che unisce il bersaglio ed una delle due posizioni di acquisizione che viene assunta come posizione in cui à ̈ eseguita l’acquisizione cosiddetta master;

• differenza di percorso - differenza tra i due percorsi che uniscono il bersaglio alle due posizioni di acquisizione;

• baseline ortogonale - componente della baseline che à ̈ perpendicolare alla linea di vista;

• baseline efficace - componente della baseline ortogonale che à ̈ parallela alla direzione lungo cui à ̈ misurata la quota del bersaglio; la presenza di una baseline efficace determina una correlazione tra la differenza di percorso e la quota del bersaglio e, quindi, consente l’interferometria;

• distanza di ambiguità interferometrica - distanza tra due bersagli che, a parità di quota, hanno la stessa differenza di percorso;

• baseline critica - il valore di baseline efficace per la quale la distanza di ambiguità interferometrica coincide con la risoluzione delle immagini SAR acquisite;

• altezza di ambiguità - differenza di quota di un target che comporta una differenza di percorso pari alla lunghezza d’onda dei segnali radar utilizzati; e

• de-correlazione geometrica - de-correlazione causata dal fatto che uno stesso bersaglio à ̈ visto da due angoli differenti e, quindi, ha un comportamento in fase differente.

Tornando alla descrizione della presente invenzione, secondo il suddetto secondo aspetto di quest’ultima il design orbitale prevede, oltre ad un ciclo orbitale estremamente ridotto (preferibilmente uno o due giorni), anche una lenta deriva (nel seguito chiamata anche con il termine inglese “drift†ben noto al tecnico del settore) in longitudine della traccia a terra che, pur mantenendo quasi fisso il castello orbitale (ovvero le longitudini di attraversamento dell’equatore), ne determina una leggera variazione. Questo effetto consente di regolare con estrema accuratezza la baseline tra acquisizioni SAR interferometriche successive.

La baseline interferometrica rappresenta un parametro estremamente importante nella cosiddetta interferometria SAR cross-track. In particolare, esiste una relazione tra la baseline ortogonale e l’accuratezza della misura in quota, così come con l’altezza di ambiguità.

La baseline interferometrica (comunque funzione della latitudine) à ̈ proporzionale al drift in longitudine dell’orbita. Infatti à ̈ evidente che, ripercorrendo esattamente la stessa orbita con un giorno di distanza, si effettuerebbe la ripresa dalla stessa posizione e questo non consentirebbe misurazioni interferometriche.

Negli attuali sistemi di telerilevamento che effettuano riprese interferometriche tramite passaggi successivi a distanza di un ciclo orbitale (ovvero ogni 16-25 giorni) di uno stesso singolo satellite vengono normalmente sfruttate le perturbazioni orbitali (drag atmosferico, vento solare, ecc.) che provocano una deviazione dall’orbita ideale per generare una baseline che può essere sfruttata per l’interferometria SAR. Tuttavia tale effetto, provocato da un “disturbo†dell’orbita nominale, à ̈ ovviamente difficilmente controllabile e la baseline che ne deriva à ̈ conseguentemente poco accurata.

Al contrario, il secondo aspetto della presente invenzione prevede la generazione volontaria di un drift in longitudine con una accuratezza estremamente elevata tramite l’esecuzione di manovre di mantenimento dell’orbita. Infatti, poiché le perturbazioni orbitali ad un giorno sono di entità molto limitata, il design orbitale secondo detto secondo aspetto della presente invenzione prevede espressamente uno spostamento longitudinale dell’orbita, in particolare uno spostamento della longitudine del nodo ascendente, in modo tale da generare, ad una latitudine di interesse, una baseline cross-track desiderata. Convenientemente, può essere anche previsto di variare, durante la missione di telerilevamento, il valore della baseline tramite l’esecuzione di specifiche manovre di correzione dell’orbita.

Il drift generato tende, sebbene molto lentamente, a far allontanare il satellite da una predefinita zona nominale di funzionamento a terra. Tale effetto, qualora non compensato, se da una parte tende a ridurre la dimensione di area di accesso a terra utilizzabile ai fini delle acquisizioni SAR, d’altra parte consente l’acquisizione di immagini SAR di zone esterne all’area nominale di accesso a terra del sensore SAR. In ogni caso, risulta comunque conveniente invertire, dopo un predefinito intervallo di tempo, il verso della traslazione per mantenere il satellite all’interno di una stessa predefinita zona di funzionamento. Questo comporta una manovra di entità leggermente superiore alle suddette manovre di mantenimento dell’orbita per il mantenimento della baseline.

Com’à ̈ noto dalle leggi di Keplero, esiste una relazione di proporzionalità diretta tra il periodo orbitale ed il semiasse maggiore dell’orbita. Pertanto, selezionando la quota dell’orbita in modo da avere una differenza di qualche secondo rispetto ad un numero intero di giorni nel periodo orbitale (per una orbita elio-sincrona), à ̈ possibile causare una traslazione dell’attraversamento dell’equatore rispetto al ciclo orbitale precedente.

Questa traslazione longitudinale così calcolata all’equatore si traduce in una differenza di posizione variabile lungo l’orbita secondo la seguente legge (che risulta valida nell’intervallo di latitudini inferiori alla curvatura dell’orbita):

b_cross(lat)ï€1⁄2b_cross(0)cos(lat)sin( i ),

in cui

• lat indica la latitudine;

• b_cross( lat ) indica la baseline cross-track in funzione della latitudine;

• b_ cross(0 ) indica la baseline all’equatore;

• cos indica la funzione coseno;

• sin indica la funzione seno; ed

• i indica l’angolo di inclinazione dell’orbita rispetto al piano equatoriale terrestre (per un’orbita polare, com’à ̈ noto, risulta iï€1⁄2 90 o

).

Nota la latitudine dell’area di interesse, à ̈ quindi sufficiente determinare la baseline desiderata in tale area per calcolare la baseline necessaria all’equatore e, conseguentemente, il ritardo (o l’anticipo) rispetto alle 24 ore da attribuire al ciclo orbitale.

Poiché la Terra compie una rotazione su se stessa in 24 ore (ovvero 86400 secondi), essa ruota attorno al proprio asse ad una velocità tangenziale pari a Ce/86400 (Km/s), ovvero a circa 500 m/s (considerando la circonferenza equatoriale della Terra Ce uguale a 40075 Km). 500 metri sarebbe, quindi, il valore della baseline a terra con una differenza di un secondo nell’attraversamento dell’equatore rispetto al ciclo orbitale precedente, mentre il valore della baseline in orbita à ̈, per orbite con ridotta eccentricità, proporzionale al fattore sma/Re, dove e Re indica il raggio terrestre (circa 6378 Km) ed sma indica il semiasse maggiore dell’orbita (ad esempio sma può essere uguale a 6978 Km considerando una quota del satellite di 600 Km).

In particolare, la baseline in orbita può essere espressa come

Re h

b_cross(h)ï€1⁄2b_ cross(0 ) ,

Re

in cui h indica la quota dell’orbita ad una latitudine di interesse, risultando in questo modo che b_cross( h ) indica la baseline in orbita e b_ cross(0 ) indica la baseline a terra.

Questa relazione à ̈ rigorosamente valida ipotizzando che la Terra sia sferica. A tal riguardo à ̈ importante sottolineare il fatto che le variazioni causate dalla differenza tra il raggio equatoriale ed il raggio polare della Terra (circa 11 Km) sono generalmente trascurabili. In ogni caso, utilizzando un modello ellissoidale per la Terra à ̈ sempre possibile determinare con più accuratezza la baseline in orbita.

Per fornire un esempio, si consideri che ad una quota nominale di circa 600 Km (sma = 6978 Km per circa 15 rivoluzioni al giorno) una differenza di quota di 50 m causa una variazione del periodo orbitale di circa 0.06 s che permette di ottenere all’equatore una baseline crosstrack giornaliera di 34 metri (valore già riportato alla quota di riferimento). La stabilità di questo valore al variare della quota à ̈ molto buona: 100 Km di differenza dell’sma portano ad una variazione inferiore ad 1 metro nella baseline cross-track giornaliera.

Come descritto precedentemente, una manovra di inversione della traslazione viene eseguita, dopo un predefinito intervallo di tempo, per causare un drift avente lo stesso valore assoluto ma verso opposto. Considerando nuovamente la quota nominale di circa 600 Km, per una piattaforma satellitare con massa dell’ordine dei 2000 Kg tale manovra di inversione della traslazione può convenientemente richiedere un delta-v dell’ordine di 0.05 m/s, che corrisponde ad un consumo di propellente chimico di circa 45 grammi.

Per concludere questa analisi si deve valutare il valore massimo tollerabile per la traslazione rispetto alla posizione di riferimento a terra. Ipotizzando di non voler considerare uno spostamento dell’area di accesso a terra del sensore SAR, si può tollerare senza dubbio un drift complessivo massimo a terra dell’ordine dei 20 Km (ipotizzando che 20 Km rappresentino meno del 10% dell’area di accesso a terra del sensore SAR). Per mantenersi sostanzialmente entro tale valore con una baseline crosstrack giornaliera di 34 m, à ̈ possibile effettuare una manovra di inversione della traslazione circa ogni 600 giorni. Mantenendo un drift complessivo massimo a terra di 20 Km, l’intervallo di tempo che intercorre tra due successive manovre di inversione della traslazione decresce rapidamente al crescere della baseline cross-track giornaliera, così come illustrato nella figura 5. Ad esempio, con riferimento alla figura 5, utilizzando una baseline cross-track giornaliera di 100 m il tempo tra due successive manovre di inversione della traslazione à ̈ di circa 200 giorni (in figura 5 la baseline cross-track essendo indicata come “Baseline X-track†).

La Figura 6 mostra un grafico del tempo che intercorre tra due successive manovre di inversione della traslazione di nuovo nel caso di drift complessivo massimo a terra di 20 Km, ma stavolta in funzione della variazione dell’sma.

Oltre alla riduzione dell’intervallo temporale tra successive manovre di inversione della traslazione , per ottenere baseline maggiori à ̈ necessario un delta-v crescente associato alla maggiore variazione dell’sma, il che comporta una riduzione della vita operativa del satellite a parità di propellente imbarcato. A tal riguardo, la figura 7 mostra un grafico del consumo di propellente (dovuto alle sole manovre di inversione della traslazione del satellite) in funzione della baseline cross-track giornaliera (in figura 7 la baseline crosstrack essendo indicata come “Baseline X-track†) per mantenere un drift complessivo massimo a terra di 20 Km nel corso di una missione di 5 anni.

La figura 8 mostra, invece, un grafico della variazione di posizione della traccia a terra in funzione del tempo per tre diverse baseline giornaliere (30, 50 e 100 m al giorno) sempre considerando un drift complessivo massimo a terra di 20 Km. Dalla figura 8 risulta evidente come, all’aumentare della baseline giornaliera, anche il numero di manovre di inversione della traslazione aumenti corrispondentemente a parità di drift complessivo massimo a terra (20 Km). Naturalmente il numero di manovre può essere ridotto aumentando il valore del drift complessivo massimo a terra.

Inoltre, le figure 9a e 9b mostrano, rispettivamente, la variazione di posizione della traccia a terra e la corrispondente variazione di quota del satellite rispetto alla quota nominale in funzione del tempo per una baseline giornaliera di 50 m al giorno.

Considerando che i valori di baseline desiderati richiedono differenze temporali tipicamente inferiori al secondo, si intuisce che à ̈ richiesto un buon controllo dell’orbita (tramite l’esecuzione di apposite manovre di mantenimento dell’orbita) per garantire la stabilità della baseline, ove questa fosse assolutamente necessaria. In ogni caso, si vuole qui sottolineare il fatto che per normali applicazioni una certa tolleranza à ̈ accettabile. La stabilità della baseline nel tempo ottenuta tramite l’esecuzione di apposite manovre di mantenimento dell’orbita à ̈ comunque nettamente maggiore rispetto a quella ottenuta sfruttando le perturbazioni orbitali dai tradizionali sistemi di telerilevamento satellitare che effettuano riprese interferometriche tramite passaggi successivi a distanza di un ciclo orbitale di uno stesso singolo satellite.

Chiaramente, quando viene definito il design orbitale per la missione di telerilevamento, Ã ̈ necessario trovare un compromesso tra le seguenti grandezze:

• precisione nel mantenimento della baseline e, quindi, la frequenza di esecuzione delle manovre di mantenimento dell’orbita per il mantenimento della baseline; ed

• il drift complessivo massimo a terra prima di eseguire una manovra di inversione della traslazione, detta grandezza, come descritto precedentemente, dipende dalla baseline giornaliera e determina il numero di manovre di inversione della traslazione pianificate per l’intera missione di telerilevamento.

Da tale compromesso dipende il delta-v budget complessivo per la missione e, conseguentemente, anche la durata della vita operativa del satellite in funzione del propellente imbarcato a bordo.

Anche il volume del propellente a bordo à ̈, a sua volta, risultato di un compromesso nella definizione della configurazione del satellite.

Data la ridotta entità delle manovre di mantenimento dell’orbita per il mantenimento della baseline, la propulsione ionica può essere convenientemente utilizzata per il mantenimento della baseline, riducendo, in questo modo, l’utilizzo del propellente chimico e garantendo, quindi, un ulteriore grado di libertà nei suddetti compromessi. L’installazione della propulsione ionica deve comunque essere valutata alla luce dell’incremento di complessità e di costo in un sistema che si distingue per i bassi costi di sviluppo e di utilizzo.

Occorre comunque evidenziare che, a causa del basso impulso specifico caratteristico dei motori ionici, l’accuratezza nell’ottenimento del delta-v necessario alla manovra di mantenimento dell’orbita risulta migliore con la propulsione ionica che con la propulsione chimica.

Un secondo vantaggio ottenibile con la propulsione ionica risiede nella possibile strategia di controllo dell’orbita. Infatti, grazie al limitato consumo ed all’accuratezza data dal ridotto impulso specifico dei motori ionici, à ̈ possibile ipotizzare di eseguire ogni giorno, poche rivoluzioni prima di arrivare sull’area di interesse, un minimo aggiustamento dell’orbita basato sulla differenza rispetto al giorno precedente. Il vantaggio così ottenibile à ̈ che, ove necessario, si può garantire un’accuratezza della baseline dell’ordine dei millimetri. Invece, per le manovre di inversione del drift à ̈ preferibile l’utilizzo della propulsione chimica a causa della maggiore entità della manovra.

Un altro interessante effetto del design orbitale qui proposto à ̈ che, effettuando ripetute acquisizioni SAR a distanza di un giorno di uno stesso target (tutte ottenute con uno stesso angolo di incidenza), si ottengono, ad esempio nel caso di tre acquisizioni SAR, due coppie di acquisizioni SAR a distanza temporale di un giorno e baseline nominale ed una coppia di acquisizioni SAR a distanza temporale di due giorni e baseline doppia rispetto a quella nominale.

Tale ragionamento può essere chiaramente generalizzato ottenendo per N acquisizioni SAR: N-1 coppie di acquisizioni SAR a distanza di un giorno e baseline nominale B, N-2 coppie di acquisizioni SAR a distanza di due giorni e baseline 2B e così via fino ad arrivare ad una coppia di acquisizioni SAR a distanza di N-1 giorni e baseline (N-1)*B.

La disponibilità di dati congruenti (ovvero misure successive con baseline equivalenti) permette di mediare l’errore di ricostruzione in quota ottenendo, così, un ulteriore miglioramento dei risultati dell’analisi interferometrica, oltre alla possibilità di rilevare cambiamenti del terreno ed effettuare interferometria differenziale (per rilevare spostamenti di un bersaglio) a breve periodo.

Riassumendo, la presente invenzione à ̈ realizzata per mezzo di un sistema di telerilevamento satellitare che comprende un singolo satellite che à ̈ equipaggiato con un sensore SAR o ottico e che, in uso, orbita intorno alla Terra in accordo con l’innovativo design orbitale oggetto della presente invenzione precedentemente descritto, in particolare seguendo un’orbita inclinata o polare eliosincrona che ha un ciclo orbitale molto ridotto e traslando ad ogni ciclo orbitale la propria traccia a terra attraverso una scelta adeguata della quota al fine di garantire una predefinita baseline interferometrica per immagini di stesse aree della superficie terrestre acquisite dal sensore in successivi cicli orbitali.

A tal riguardo, in figura 10 viene mostrato schematicamente (e non in scala) un sistema di telerilevamento satellitare (indicato nel suo complesso con 1) secondo una forma preferita di realizzazione della presente invenzione.

In particolare, come mostrato in figura 10, il sistema di telerilevamento satellitare 1 comprende:

• un satellite 11 che include

- un sensore 111 progettato per acquisire immagini di aree della superficie terrestre, - un modulo di controllo orbitale 112, ed - un sistema di propulsione 113 azionabile dal modulo di controllo orbitale 112; ed • una stazione di terra 12 che à ̈ posizionata sulla superficie terreste, à ̈ configurata per comunicare da remoto con il satellite 11 (ad esempio per ricevere le immagini acquisite dal sensore 111) ed include un sistema di controllo missione 121 progettato per controllare da remoto il modulo di controllo orbitale 112.

Come precedentemente descritto, in uso il satellite segue una predefinita orbita intorno alla Terra che comprende un predefinito numero di rivoluzioni intorno alla Terra per ogni ciclo orbitale.

Come precedentemente descritto, il ciclo orbitale à ̈ più breve di quattro giorni. Convenientemente, il ciclo orbitale à ̈ minore di, o al più uguale circa a, tre giorni. Preferibilmente, il ciclo orbitale à ̈ circa uguale a uno o due giorni.

Di nuovo come precedentemente descritto, il satellite 11 Ã ̈ progettato per seguire la predefinita orbita intorno alla Terra orbitando ad almeno una predefinita quota che causa che la traccia a terra del satellite 11 subisca, ad ogni ciclo orbitale, una traslazione in longitudine tale da garantire una predefinita baseline interferometrica per immagini di stesse aree della superficie terrestre acquisite dal sensore 111 in successivi cicli orbitali.

In particolare, il satellite 11 Ã ̈ progettato per:

• seguire la predefinita orbita intorno alla Terra orbitando

- ad una prima predefinita quota che causa che la traccia a terra del satellite 11 subisca, ad ogni ciclo orbitale, una prima traslazione in longitudine tale da garantire la predefinita baseline interferometrica per immagini di stesse aree della superficie terrestre acquisite dal sensore 111 in successivi cicli orbitali, e

- ad una seconda predefinita quota che causa che la traccia a terra del satellite 11 subisca, ad ogni ciclo orbitale, una seconda traslazione in longitudine che à ̈ opposta alla prima traslazione in longitudine ed à ̈ tale da garantire anch’essa detta predefinita baseline interferometrica per immagini di stesse aree della superficie terrestre acquisite dal sensore 111 in successivi cicli orbitali; ed • invertire la traslazione in longitudine della propria traccia a terra portandosi dalla prima predefinita quota alla seconda predefinita quota e viceversa.

Preferibilmente, il satellite 11 Ã ̈ progettato per invertire la traslazione in longitudine della propria traccia a terra portandosi:

• dalla prima predefinita quota alla seconda predefinita quota dopo un primo predefinito periodo di tempo in cui la propria traccia a terra ha subito la prima traslazione in longitudine; e

• dalla seconda predefinita quota alla prima predefinita quota dopo un secondo predefinito periodo di tempo in cui la propria traccia a terra ha subito la seconda traslazione in longitudine.

Convenientemente, il primo ed il secondo predefinito periodo di tempo sono uguali.

Di nuovo convenientemente, la predefinita orbita intorno alla Terra à ̈ associata ad una predefinita quota nominale, la prima predefinita quota à ̈ superiore alla predefinita quota nominale e la seconda predefinita quota à ̈ inferiore alla predefinita quota nominale. Più convenientemente la prima e la seconda predefinita quota sono simmetriche rispetto alla predefinita quota nominale.

Convenientemente, il predefinito numero di rivoluzioni intorno alla Terra per ciclo orbitale ed il ciclo orbitale sono tali da consentire al sensore 111 di acquisire immagini solamente di aree della superficie terrestre a predefinite latitudini.

Inoltre, il modulo di controllo orbitale di bordo 112 Ã ̈ progettato per:

• eseguire manovre di mantenimento dell’orbita azionando il sistema di propulsione 113 in modo tale da mantenere stabile la traslazione in longitudine della traccia a terra del satellite 11; ed

• eseguire manovre di inversione della traslazione in longitudine della traccia a terra del satellite 11 azionando il sistema di propulsione 113 in modo tale da portare il satellite 11 dalla prima predefinita quota alla seconda predefinita quota e viceversa.

Preferibilmente, come precedentemente descritto, il sistema di propulsione 113 comprende un sistema di propulsione ionica (non mostrato nella figura 10 per semplicità di illustrazione) ed un sistema di propulsione chimica (non mostrato nella figura 10 per semplicità di illustrazione) ed il modulo di controllo orbitale 112 à ̈ progettato per eseguire:

• le manovre di mantenimento dell’orbita azionando il sistema di propulsione ionica; e

• le manovre di inversione della traslazione in longitudine della traccia a terra del satellite 11 azionando il sistema di propulsione chimica.

Alternativamente, il sistema di propulsione 113 può essere un sistema di propulsione chimica utilizzato sia per le manovre di mantenimento dell’orbita che per le manovre di inversione della traslazione in longitudine della traccia a terra del satellite 11.

Preferibilmente, il sensore 111 à ̈ un sensore SAR e la predefinita orbita à ̈ un’orbita polare elio-sincrona o, al fine di ottimizzare la copertura a terra, un’orbita inclinata.

Alternativamente, il sensore 111 à ̈ un sensore ottico e la predefinita orbita à ̈ un’orbita polare elio-sincrona.

Preferibilmente, il sistema di controllo missione 121 Ã ̈ progettato per:

• consentire ad un utente di modificare, durante la missione, i valori della prima e della seconda predefinita quota così da modificare la predefinita baseline interferometrica; e

• comunicare al modulo di controllo orbitale 112 i valori modificati della prima e della seconda predefinita quota cosicché tale modulo di controllo orbitale 112 cominci ad controllare il satellite 11 in accordo con tali valori modificati in modo da garantire la nuova predefinita baseline interferometrica richiesta dall’utente.

Dalla precedente descrizione si possono immediatamente comprendere i vantaggi della presente invenzione.

In particolare, à ̈ importante sottolineare ancora una volta il fatto che il sistema di osservazione della Terra secondo la presente invenzione, poiché à ̈ basato sull’uso di singolo satellite, à ̈ meno costoso di un sistema di osservazione della Terra basato sull’uso di una costellazione di satelliti ed à ̈, comunque, in grado di garantire prestazioni temporali e capacità interferometriche comparabili con quelle di un sistema basato sull’uso di una costellazione di satelliti.

In particolare, la presente invenzione consente di:

• ridurre il costo del sistema grazie alla federazione di più nazioni; infatti, sebbene tale concetto sia già stato utilizzato in altri sistemi attualmente operativi (ad esempio il sistema italiano COSMO-SkyMed ed il sistema francese Helios 2), la presente invenzione consente di utilizzare una logica diversa basata su un utilizzo a divisione di tempo delle risorse di telerilevamento satellitare; in questo modo ciascuna nazione può usufruire delle risorse di sistema solamente in relazione alla porzione di orbita in cui il satellite à ̈ in grado di acquisire immagini di detta nazione; tale strategia ha il vantaggio di semplificare notevolmente le logiche di pianificazione e negoziazione grazie all’assenza di conflitti operativi con altre nazioni;

• ottenere prestazioni migliori rispetto a quelle ottenibili con i tradizionali sistemi a singolo satellite; infatti, l’invenzione, che à ̈ basata sull’idea di andare contro il principio generale del design orbitale che prevede la selezione di un’orbita avente un ciclo di ripetizione tale da garantire una copertura su tutta l’area accessibile di latitudini, consente di ottenere delle prestazioni temporali che sono paragonabili a quelle ottenibili utilizzando una costellazione di satelliti; ed • eseguire analisi interferometriche a distanza temporale di un giorno; tale capacità, ottenibile ad oggi solo con sistemi basati sull’utilizzo di una costellazione di satelliti, à ̈ garantita grazie alla selezione dell’orbita con un ciclo orbitale ridotto a un giorno.

Infine, risulta chiaro che varie modifiche possono essere apportate alla presente invenzione, tutte rientranti nell’ambito di tutela dell’invenzione, come definito nelle rivendicazioni allegate.

Claims (16)

1. RIVENDICAZIONI 1. Satellite (11) per telerilevamento equipaggiato con un sensore (111) progettato per acquisire immagini di aree della superficie terrestre; il satellite (11) essendo progettato per seguire una predefinita orbita intorno alla Terra, detta predefinita orbita comprendendo un predefinito numero di rivoluzioni intorno alla Terra per ciclo orbitale; detto satellite (11) essendo caratterizzato dal fatto che il ciclo orbitale à ̈ più breve di quattro giorni e dal fatto di essere progettato per seguire la predefinita orbita intorno alla Terra orbitando ad almeno una predefinita quota che causa che la traccia a terra del satellite (11) subisca, ad ogni ciclo orbitale, una traslazione in longitudine tale da garantire una predefinita baseline interferometrica per immagini di stesse aree della superficie terrestre acquisite dal sensore (111) in successivi cicli orbitali.
2. 2. Il satellite della rivendicazione 1, progettato per: • seguire la predefinita orbita intorno alla Terra orbitando - ad una prima predefinita quota che causa che la traccia a terra del satellite (11) subisca, ad ogni ciclo orbitale, una prima traslazione in longitudine tale da garantire la predefinita baseline interferometrica per immagini di stesse aree della superficie terrestre acquisite dal sensore (111) in successivi cicli orbitali, e - ad una seconda predefinita quota che causa che la traccia a terra del satellite (11) subisca, ad ogni ciclo orbitale, una seconda traslazione in longitudine che à ̈ opposta alla prima traslazione in longitudine ed à ̈ tale da garantire anch’essa detta predefinita baseline interferometrica per immagini di stesse aree della superficie terrestre acquisite dal sensore (111) in successivi cicli orbitali; ed • invertire la traslazione in longitudine della propria traccia a terra portandosi dalla prima predefinita quota alla seconda predefinita quota e viceversa.
3. 3. Il satellite della rivendicazione 2, progettato per invertire la traslazione in longitudine della propria traccia a terra portandosi: • dalla prima predefinita quota alla seconda predefinita quota dopo un primo predefinito periodo di tempo in cui la propria traccia a terra ha subito la prima traslazione in longitudine; e • dalla seconda predefinita quota alla prima predefinita quota dopo un secondo predefinito periodo di tempo in cui la propria traccia a terra ha subito la seconda traslazione in longitudine.
4. 4. Il satellite della rivendicazione 3, in cui il primo ed il secondo predefinito periodo di tempo sono uguali.
5. 5. Il satellite secondo una qualsiasi rivendicazione 2-4, in cui la predefinita orbita intorno alla Terra à ̈ associata ad una predefinita quota nominale; in cui la prima predefinita quota à ̈ superiore alla predefinita quota nominale; ed in cui la seconda predefinita quota à ̈ inferiore alla predefinita quota nominale.
6. 6. Il satellite della rivendicazione 5, in cui la prima e la seconda predefinita quota sono simmetriche rispetto alla predefinita quota nominale.
7. 7. Il satellite secondo una qualsiasi rivendicazione precedente, in cui il ciclo orbitale à ̈ minore di, o al più uguale circa a, tre giorni.
8. 8. Il satellite della rivendicazione 7, in cui il ciclo orbitale à ̈ circa uguale a uno o due giorni.
9. 9. Il satellite secondo una qualsiasi rivendicazione precedente, in cui il predefinito numero di rivoluzioni intorno alla Terra per ciclo orbitale ed il ciclo orbitale sono tali da consentire al sensore (111) di acquisire immagini solamente di aree della superficie terrestre a predefinite latitudini.
10. 10. Il satellite secondo una qualsiasi rivendicazione precedente, in cui il sensore (111) Ã ̈ un radar ad apertura sintetica (SAR).
11. 11. Il satellite della rivendicazione 10, in cui la predefinita orbita à ̈ un’orbita polare elio-sincrona o un’orbita inclinata.
12. 12. Il satellite secondo una qualsiasi rivendicazione 1-9, in cui il sensore (111) à ̈ un sensore ottico ed in cui la predefinita orbita à ̈ un’orbita polare elio-sincrona.
13. 13. Il satellite secondo una qualsiasi rivendicazione 2-6, comprendente: • un modulo di controllo orbitale (112); ed • un sistema di propulsione (113) azionabile dal modulo di controllo orbitale (112); in cui il modulo di controllo orbitale (112) à ̈ progettato per: • eseguire manovre di mantenimento dell’orbita azionando il sistema di propulsione (113) in modo tale da mantenere stabile la traslazione in longitudine della traccia a terra del satellite (11); ed • eseguire manovre di inversione della traslazione in longitudine della traccia a terra del satellite (11) azionando il sistema di propulsione (113) in modo tale da portare il satellite (11) dalla prima predefinita quota alla seconda predefinita quota e viceversa.
14. 14. Il satellite della rivendicazione 13, in cui il sistema di propulsione (113) comprende: • un sistema di propulsione ionica; ed • un sistema di propulsione chimica; ed in cui il modulo di controllo orbitale (112) à ̈ progettato per eseguire: • le manovre di mantenimento dell’orbita azionando il sistema di propulsione ionica; e • le manovre di inversione della traslazione in longitudine della traccia a terra del satellite (11) azionando il sistema di propulsione chimica.
15. 15. Il satellite della rivendicazione 13, in cui il sistema di propulsione (113) Ã ̈ un sistema di propulsione chimica.
16. 16. Sistema di telerilevamento satellitare (1) comprendente il satellite (11) rivendicato in una qualsiasi rivendicazione precedente.