Nel presente lavoro si `e presa come riferimento la missione Dawn [7][8][9][10], nona missione del Discovery Program della NASA, finalizzata a raggiungere ed esaminare i due principali asteroidi Vesta e Ceres, rispettivamente distanti 2.5 e 2.8 AU dal Sole.
Dawn, lanciata il 27 settembre 2007 dalla base di Cape Canaveral, in Florida, `
e la prima missione che orbiter`a attorno a due corpi celesti che non siano la Terra e la Luna.
Figura 3.1: Immagine di Dawn che si sta allontanando dalla Terra
L’obiettivo della missione `e migliorare la comprensione e la conoscenza dei processi che portarono alla formazione del Sistema solare. Per questo motivo, si `e deciso di studiare i due pi`u grandi asteroidi rimasti quasi intatti dalla formazione del Sistema solare, che presentano molte caratteristiche op- poste, a causa dei processi molto diversi che hanno operato su di loro e della zona in cui si sono formati.
Vesta si dovrebbe essere originato in un ambiente caldo e asciutto: l’inter- no dovrebbe mostrare segni stratificati, all’esterno dovrebbero essere visibili tracce di vulcanismo.
Dalle osservazioni effettuate, sembra sia composto da roccia Basaltica (lava congelata).
Ceres si pensa invece si sia formato in una situazione fredda e bagnata, quin- di potrebbe presentare acqua nel sottosuolo.
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E stato il primo asteroide scoperto, nel 1801; ha un periodo di rotazione di circa 9 ore e ruota intorno al Sole in 4.6 anni.
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E uno dei pochi asteroidi conosciuti, di dimensioni maggiori, a forma sferica. Si pensa che sia composto da un 25% di ghiaccio, in considerazione della sua bassa densit`a.
I due corpi celesti si trovano tra Marte e Giove, in una zona popolata da centinaia di migliaia di asteroidi, che prende il nome di Fascia Principale degli asteroidi.
Figura 3.2: Asteroidi della Fascia Principale
Il piano della missione [8] prevede il seguente ordine cronologico: • manovra gravitazionale su Marte nel marzo 2009;
• arrivo a Vesta nell’ottobre 2011;
• partenza da Vesta nel febbraio o maggio 2012, a seconda che si scelga di privilegiare rispettivamente l’analisi di Ceres o di Vesta;
• arrivo a Ceres nell’agosto (partenza da Vesta nel febbraio 2012) o settembre 2015 (partenza da Vesta nel maggio 2012);
• fine missione nel gennaio 2016.
Launch Jun - Jul 2006 (1) Ceres arrival Aug 2015 (4) Vesta arrival Oct 2011 (4) Vesta departure May 2012 Mars gravity assist Mar 2009 End of mission Jan2016 (1) Ceres arrival Sep 2015 (4) Vesta departure Feb 2012 Baseline mission Minimum mission Launch Jun - Jul 2006 (1) Ceres arrival Aug 2015 (4) Vesta arrival Oct 2011 (4) Vesta departure May 2012 Mars gravity assist Mar 2009 End of mission Jan2016 (1) Ceres arrival Sep 2015 (4) Vesta departure Feb 2012 Baseline mission Minimum mission
Figura 3.3: Descrizione della missione Dawn
Per viaggiare, Dawn utilizza tre motori a ioni, derivanti da quelli utiliz- zati dalla sonda Deep Space 1 [11]. I motori funzioneranno alternandosi e la sonda proceder`a a spirale, lungo una traiettoria a bassa spinta.
L’utilizzo della propulsione ionica permette una notevole flessibilit`a nella scel- ta della traiettoria di volo della sonda: grazie al suo impiego, il ritardo nel lancio, previsto inizialmente a giugno 2007 e poi spostato al settembre dello stesso anno, non ha determinato cambiamenti negli obiettivi scientifici della missione, n´e ha modificato in modo significativo le date di arrivo previste verso i due asteroidi.
Tale sistema propulsivo fornisce un ∆v di approssimativamente 11 km/s.
Sistema propulsivo e sottosistemi
Figura 3.4: Rappresentazione della traiettoria a bassa spinta della missione Dawn
• tre propulsori a ioni dal diametro di 30 cm, precedentemente sottoposti a test e operazioni in volo per la durata di 58000 ore. Essi sono stati progettati in modo che, se a inizio missione se ne fosse danneggiato uno, gli altri due sarebbero stati in grado di realizzare l’intera missione e processare tutto il quantitativo di Xenon;
• due PPUs (Power Processing Units) del tipo sviluppato all’interno del progetto NSTAR (NASA Solar electric propulsion Technology Applica- tions Readiness) e testato in volo nella missione Deep Space 1. Esse hanno il compito di convertire la potenza e il voltaggio in uscita dai pannelli solari in quelli con cui possono operare i propulsori. La loro efficienza di conversione `e ≥ 90%;
• due DCIUs (Digital Control & Interface Units), inizialmente previste dello stesso tipo di quelle impiegate nel progetto NSTAR, poi finite per essere un nuovo modello sperimentale, a seguito degli estesi requisiti
funzionali richiesti dalla missione Dawn. Le DCIUs sono il centro di controllo del sistema propulsivo e hanno il compito di monitorare tutti gli altri sottosistemi;
• un sistema di alimentazione per il propellente;
• un sistema per consentire la rotazione dei propulsori. Analisi delle masse
Il veicolo spaziale di cui fa uso la missione Dawn ha una massa a secco di 725 kg e una massa complessiva al lancio di 1240 kg.
La massa a secco della missione `e cos`ı suddivisa:
Sistema Massa (kg)
Mechanical/structure 108
IPS (Ion Propulsion System) 129
EPS (Electric Propulsion System) 204
ACS (Attitude Control System) 37
RCS (Reaction Control System) 14
TCS (Thermal Control System) 44
Harness 82
CDHS (Command and Data Handling System) 21
TS (Telecommunication System) 28
Balance 13
Payload 45
Totale 725
Tabella 3.1: Massa dei vari elementi costituenti la massa a secco della missione Dawn
Si definisce la funzione svolta dai vari sistemi presenti all’interno del vei- colo spaziale.
L’EPS deve fornire all’ IPS potenza sufficiente da permettergli di operare quando il sistema di volo `e alla massima distanza dal Sole prevista dalla mis- sione.
L’ACS ha il compito di controllare l’assetto quando il sistema propulsivo `e attivo e quindi di determinare l’orientamento del velivolo nello spazio; in- clude due interfaccia elettroniche e due PPUs, non funzionanti contempora- neamente: durante le varie fasi di missione occorre selezionare quella che si vuole rendere operativa.
Il RCS funziona a Idrazina ed `e utilizzato dall’ACS per il diretto controllo dell’assetto o per la desaturazione delle ruote di reazione.
Il TCS ha il compito di mantenere le temperature di tutti i componenti del veicolo spaziale dentro limiti accettabili durante le varie operazioni; eccetto l’IPS, `e il sistema che richiede il maggior quantitativo di potenza in ingresso per il suo funzionamento, valore che raggiunge i 200 W alla distanza di 3 AU dal Sole.
Il CDHS si occupa di mantenere sincronizzati i vari sottosistemi; inoltre im- magazzina informazioni temporanee, per consentire di inviare i dati verso la
Terra. Per svolgere questa funzione `e provvisto di una memoria di massa di 8 Gb.
Il TS serve per trasmettere i segnali a distanza, attraverso l’impiego di an- tenne, e permettere di mantenere la comunicazione con la Terra.
Si riporta una rappresentazione grafica indicativa delle percentuali in massa dei vari costituenti del veicolo spaziale:
9% 10% 16% 3% 1% 4% 2%2% 7% 1% 4% 4% 2% 36%
Oltre alle masse a secco, la missione impiega 450 kg di Xenon e 45 kg di Idrazina. Sono inoltre previsti 20 kg aggiuntivi di propellente, per cautelarsi nei confronti di possibili fonti di incertezza.