En primer lugar, los autores revisan las técnicas, el diseño y la optimización de las trayectorias de captura de Júpiter. Utilizando la técnica de captura asistida por satélite, el Δv requerido puede reducirse significativamente. De acuerdo con el número de lunas galileanas involucradas, se puede clasificar como capturas asistidas por un solo satélite, doble, triple y cuádruple. En el siglo pasado, la condición de captura asistida por un solo satélite se derivó de Cline en el problema de dos cuerpos. En cuanto a la captura asistida por múltiples satélites a través de sobrevuelos de 2 o más lunas galileanas, las técnicas de un análisis de ángulo de fase basado en la resonancia de Laplace y la casi-resonancia de Calisto y Ganimedes se propusieron para encontrar secuencias de captura asistidas por tres y cuatro satélites estudiadas por Lynam et al. La captura asistida por múltiples satélites es más compleja, pero puede reducir aún más el Δv requerido en comparación con la captura asistida por un solo satélite. Además, el problema de la captura asistida por satélite sin Δv ha sido analizado por Macdonald y McInnes. También se han propuesto otras técnicas para reducir el costo. Una nave espacial con un largo cable puede generar una fuerza de Lorentz lo suficientemente grande como para ser propulsión para la captura debido al fuerte campo magnético de Júpiter. La propulsión eléctrica solar (SEP) es una opción favorable para las misiones de exploración de Júpiter debido a su impulso específico mucho mayor que la propulsión química tradicional. La técnica de llegadas a las nubes es otro enfoque para lograr de manera eficiente la órbita de Júpiter. Además, los estudios sobre el diseño y optimización de la trayectoria para capturar una nave espacial en una órbita joviana pueden clasificarse en 2 casos. El primer caso solo se enfoca en las trayectorias en el sistema de Júpiter, mientras que el segundo caso integra las transferencias interplanetarias heliocéntricas con capturas asistidas por satélite. Se desarrollan varios métodos para el diseño y la optimización, teniendo en cuenta diferentes dinámicas. En la Fig. 3 se ofrece una visión general de los métodos de diseño y optimización de la trayectoria del tour.
En segundo lugar, los autores revisan los recorridos de las lunas galileanas. El modelo de cónicas parcheadas se utiliza a menudo para analizar y diseñar de manera eficiente las trayectorias de recorrido que contienen sobrevuelos de las lunas galileanas por su simplicidad. Salto resonante, rotación de pétalos, secuencias de manivela sobre la parte superior (COT), cambio de giro y cicladores son secuencias especiales de sobrevuelo en el recorrido de las lunas galileanas. La técnica de maniobra de aprovechamiento de V-infinito (VILM) puede lograr los cambios deseados en la velocidad en exceso de la nave espacial a la luna y mejorar la eficiencia de la maniobra orbital. El gráfico de Tisserand y el gráfico (V-Infinito, Resonancia) son herramientas útiles para que los diseñadores seleccionen secuencias de asistencia gravitatoria viables. Aunque las técnicas de dos cuerpos son convenientes, no utilizan completamente la dinámica natural del sistema Júpiter-luna y tienen limitaciones en la aplicación. Por lo tanto, se ha desarrollado una serie de técnicas para el diseño de trayectorias de tres cuerpos. El gráfico de Tisserand-Poincaré, el mapa de sobrevuelo y la transferencia de aprovechamiento de Tisserand se desarrollan de forma gradual para diseñar transferencias orbitales de bajo Δv en CRTBP. Las variedades invariantes de órbitas de puntos de libración y órbitas resonantes inestables proporcionan una puerta de enlace para diseñar una trayectoria de recorrido de bajo costo entre lunas. Parchear variedades invariantes de manera eficiente es una preocupación importante en los estudios recientes. Además, un problema clave que restringe la eficiencia del diseño es que el problema de los tres cuerpos no se puede resolver analíticamente y se basa en la integración numérica. La popular técnica de inteligencia artificial (IA) ofrece un nuevo enfoque posible para abordar la dificultad. Además, convertir las trayectorias de baja fidelidad a trayectorias de alta fidelidad es esencial en la práctica de la ingeniería. Un parámetro de continuación κ se puede utilizar para convertir el modelo de cónicas parcheadas al modelo de n-cuerpo, de acuerdo con un método de continuación de Bradley y Russell. En cuanto a la optimización, la optimización determinista de una misión de recorrido incluye 2 partes: (a) la optimización de la secuencia de sobrevuelo que requiere una búsqueda amplia y (b) la optimización de la trayectoria impulsiva y continua con una secuencia de sobrevuelo determinada. Sin embargo, en una misión real, existen muchas incertidumbres, como incertidumbres del modelo, errores de navegación, errores de maniobra orbital, etc., por lo que es necesario el diseño robusto de las trayectorias antes del lanzamiento.
En tercer lugar, los autores revisan las trayectorias de mapeo global de Júpiter. A diferencia de las trayectorias de recorrido de baja inclinación, las trayectorias de mapeo global de Júpiter necesitan altas inclinaciones. Por un lado, se puede usar la asistencia gravitatoria de las lunas galileanas para aumentar las inclinaciones de la nave espacial. Por otro lado, se diseñan órbitas repetidas de seguimiento terrestre bajo la perturbación no esférica de Júpiter. Además, ajustar la órbita de exploración alrededor de Júpiter puede requerir trayectorias de transferencia de tiempo de vuelo largo, lo cual es un desafío debido al problema de convergencia utilizando la suposición inicial de una solución de Lambert kepleriana.
En cuarto lugar, los autores revisan las trayectorias de los orbitadores y aterrizadores lunares. En cuanto a las órbitas alrededor de las lunas galileanas, las órbitas de baja altitud y casi polares son candidatos adecuados de órbitas científicas, pero las órbitas altamente inclinadas alrededor de Europa no son estables y son fáciles de chocar con Europa debido al efecto gravitatorio de tercer cuerpo de Júpiter. Diferentes académicos investigan cómo diseñar órbitas de larga vida teniendo en cuenta la fuerza de marea de Júpiter y las perturbaciones J2, C22, J3 y J4 de Europa. Además, se investigan órbitas artificiales congeladas de alta inclinación y casi circulares alrededor de Europa con bajo empuje. También se encuentran soluciones de órbitas congeladas naturales para Ganímedes y Calisto basadas en los elementos de Milankovitch. Observar una luna utilizando órbitas de baja energía es un enfoque alternativo, donde se propone la conexión heteroclínica y homóclina entre órbitas periódicas inestables alrededor de los puntos L1 y L2 del sistema de tres cuerpos Planeta-luna como órbitas de misión para observaciones. En cuanto a la captura orbital en las lunas galileanas, el primer problema es cómo acercarse a la luna objetivo. El enfoque final planar y espacial está ligado a órbitas de resonancia y se evaluaron las resonancias requeridas utilizando el cálculo de las variedades invariantes de las órbitas de Lyapunov y halo. Reducir el costo de captura es el segundo problema importante, donde la captura temporal es una opción. En cuanto al aterrizaje en las lunas galileanas, solo se han publicado algunos estudios sobre el diseño de trayectorias para el aterrizaje en la luna galileana.
Finalmente, los autores extraen la conclusión. Se presenta un breve resumen sobre la comparación de diferentes técnicas y métodos de la siguiente manera. (1) Las técnicas de dos cuerpos son útiles para diseñar trayectorias de sobrevuelo en el sistema joviano y no pueden utilizar la dinámica de múltiples cuerpos, lo que posiblemente conduce a un mayor costo de combustible, mientras que las técnicas de tres cuerpos o las técnicas de múltiples cuerpos pueden utilizar aún más la dinámica natural del sistema joviano, pero son más complejas y requieren más tiempo. (2) Las técnicas de bajo empuje pueden ahorrar combustible debido al impulso específico mucho mayor o la utilización del campo magnético de Júpiter. Sin embargo, la capacidad de corrección orbital del bajo empuje es menor que delta-V, lo que genera nuevos desafíos de navegación. (3) La mayoría de los métodos de optimización de trayectoria existentes son deterministas, por lo que las trayectorias diseñadas no son robustas a las incertidumbres y se requiere un análisis de navegación futuro. Por el contrario, la optimización robusta de la trayectoria tiene en cuenta las incertidumbres y el control óptimo obtenido es robusto. Sin embargo, la optimización robusta de la trayectoria es desafiante debido a la propagación de las incertidumbres de la órbita en la dinámica de múltiples cuerpos y el gran espacio de soluciones. De acuerdo con el progreso actual de la investigación, se espera un desarrollo en los siguientes aspectos en el futuro: (1) técnicas de múltiples cuerpos en el diseño de misiones de ingeniería, (2) métodos de optimización de trayectoria robusta y (3) técnicas de IA.
