6.Conclusioni e sviluppi futuri
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6.Conclusioni e sviluppi futuri
Questo lavoro di tesi approfondisce il progetto preliminare che aveva dimostrato la possibilità di porre in orbita un satellite dotato di tutti gli strumenti necessari per eseguire esperimenti attivi sui plasmi.
È stata posta l’attenzione in particolare su due aspetti della progettazione del satellite, il magnete superconduttore e l’analisi di missione.
Si è dimostrato la fattibilità del magnete superconduttore sfruttando il più possibile la sezione di base del satellite che a sua volta è stata scelta seguendo i vincoli imposti dal lanciatore. Il materiale superconduttore è stato scelto facendo considerazioni principalmente sulla sua temperatura critica, la possibilità di avere un materiale con alta temperatura critica risulterà fondamentale per l’utilizzo di un sistema di raffreddamento di tipo passivo invece di un ingombrante e pesante sistema di refrigerazione attivo (il quale inoltre aumenterebbe molto l’assorbimento di potenza) che deve essere per quanto possibile evitato. Inoltre è stato progettato parallelamente al magnete un sistema di carica del ad induzione dimostrando che risulta migliore rispetto ad un sistema di carica diretta che necessita di un generatore che gestisca alte correnti. Dimensionando insieme il magnete e il suo circuito di alimentazione è stato quindi possibile ricavare dati precisi riguardo al peso del magnete che risulta di fondamentale importanza in quanto è una percentuale alta del peso dell’intero satellite. Inoltre sono stati calcolati gli assorbimenti di potenza necessari per l’accensione del magnete e una sistema di resistenze necessario per la scarica di quest’ultimo. Gli assorbimenti risultano essere del tutto adeguati ad un satellite di piccole dimensioni.
L’analisi di missione è stata simulata attraverso un propagatore orbitale e un simulatore di dinamica di assetto e sottosistemi. Dalle simulazioni con il propagatore orbitale sono scaturite tre tipologie di possibili missioni ma è anche emersa la difficoltà nel simulare e quindi prevedere la fase di deorbiting che segue la missione vera e propria. È stata messa in rilievo la dipendenza del tempo di deorbiting dalle perturbazioni luni-solari,dalla resistenza atmosferica e dal momento del lancio da cui dipende il RAAN dell’orbita di partenza.
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La durata complessiva della seconda strategia orbitale è risultata essere troppo elevata, in particolare i tempi per il rientro orbitale sono troppo lunghi se paragonati alla durata della fase motorizzata, per questo è stata sostanzialmente esclusa dalle strategie realizzabili.
Simulando la prima e la terza strategia tramite il simulatore di assetto e sottosistemi è stato evidenziato che la terza strategia di missione, pur essendo fattibile in termini di manovre orbitali, non può essere portate a termine a causa prevalentemente della scarsa produzione di energia e del consumo troppo alto dell’energia immagazzinata dalle batterie. Delle tre strategie di partenza candidate abbiamo quindi scelto la prima che per come è stata pensata soddisfa in pieno tutti i requisiti.
Si è così messa in luce l’importanza dell’utilizzo di un propagatore orbitale in parallelo ad un simulatore di dinamica di assetto e sottosistemi.
Nel futuro è evidente la necessità di concentrasi sulla strategia orbitale scelta e definirla in maniera più accurata in relazione soprattutto alla configurazione del satellite che deve essere sviluppata parallelamente.
La definizione di molti sottosistemi come il sistema di diagnostica, il sistema di comunicazione sono ancora alla fase preliminare e devono essere studiati e progettati più approfonditamente.
Una analisi termica dettagliata del satellite è necessaria per capire se il magnete possa essere mantenuto al di sotto della temperatura critica del materiale superconduttore passivamente o necessita di un sistema di refrigerazione.
