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2.Definizione della missione
Il plasma presente nello spazio costituisce un ambiente ideale per effettuare esperimenti controllati volti ad indagare sul comportamento dello stesso in condizioni difficilmente riproducibili in laboratorio. Da qui nasce l’idea di realizzare una missione spaziale di tipo scientifico che consenta di raccogliere dati provenienti da esperimenti sui plasmi che hanno il vantaggio di essere stati realizzati in larga scala e in condizioni di spazio aperto.
2.1 Definizione degli obiettivi della missione
La missione ha molteplici obiettivi, che possono essere divisi in due categorie: primari e secondari.
Gli obiettivi primari sono:
• Eseguire gli esperimenti scientifici
• Raccogliere i dati mediante un sistema di diagnostica
• Inviare i dati ad una stazione a terra Gli obiettivi secondari sono:
• Provare in volo il propulsore ALTA HT-100
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2.2 Definizione dei vincoli della missione
I vincoli principali della missione sono tre che a loro volta impongono limitazioni importanti alla missione:
•
Lanciatore
o
Peso massimo del satellite
o
Ingombro massimo del satellite
o
Sito di lancio
o
Orbita di immissione
•
Propulsore
o
Potenza assorbita
o
Spinta massima
•
Apparati scientifici
o
Pesi
o
Ingombri
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2.2.1 Lanciatore
Il satellite sarà lanciato tramite il modulo ASAP-S che permette mantenendo costi contenuto di lanciare carichi ausiliari rispetto al carico principale del lanciatore. Il modulo ASAP dal nome stesso (Ariane Structure Auxiliary Payload) è sempre stato lanciato con il vettore Ariane, ma nella sua versione S è compatibile anche con il vettore Soyuz e Vega.
I limiti che il modulo impone sono prevalentemente di ingombro e peso. Dal manuale di ASAP-S [14] si legge:
Vincoli di massa:
• Peso massimo 200 Kg
• Posizione del centro di gravità
o ݔ < 700 ݉݉ ሺ݂ݎ݉ ݐℎ݁ ݉ݑ݊ݐ݅݊݃ ݈ܽ݊ ݂ ݐℎ݁ ݏܽܿ݁ܿݎ݂ܽݐሻ o ݕ, ݖ < 5݉݉
• Momenti di inerzia
o ܫ௫௫ < 60 ݉ଶ∙ ܭ݃ ሺݓݎݐ ܥܩሻ o ܫ௬௬, ܫ௭௭< 120 ݉ଶ∙ ݇݃ ሺݓݎݐ ܥܩሻ
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Ingombri (riportati in Fig2.1):
Fig.2.1 Ingombri massimi
Il sito di lancio è strettamente legato alla scelta del lanciatore e in questo caso la Soyuz con il modulo ASAP-S viene lanciato da Kourou in Guyana Francese.
Il sito di lancio ha le seguenti caratteristiche geografiche: Latitudine: 5.25°N
Longitudine: 52.80°W L’ora è GMT+3.
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In Fig.2.2 si vede la collocazione del sito di lancio.
Fig.2.2 Collocazione del sito di lancio
Il lanciatore immette i satellite in molti tipi di orbite a seconda della missione del satellite principale, in Fig.2.3 sono mostrate le varie tipologie.
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Per la missione si rende necessario essere inseriti in un’orbita GTO. L’orbita GTO è un’orbita ellittica che attraversa tutte le quote comprese tra 600 e 36000 Km, per questo motivo è la più adatta per poter effettuare gli esperimenti scientifici sul plasma. I parametri orbitali dell’orbita GTO sono riportati in Tab.2.1.
Semiasse maggiore ܽ = 24603 ܭ݉ Eccentricità ݁ = 0.716
Inclinazione ݅ = 7°
Argomento del perigeo ߱ = 178°
Tab.2.1 Parametri orbitali GTO
Il RAAN (ascensione retta del nodo ascendente) non è univocamente determinata e cambia ad ogni lancio, in particolare è funzione dell’ora e del giorno di lancio, secondo la seguente relazione. Ω = ܪ ∙ 15° + 35° + ܦ360° 365 Dove: ܪ = ݎܽ ݀݅ ݈ܽ݊ܿ݅ ݈ܽ ݏ݅ݐ ݀݅ ݈ܽ݊ܿ݅ ݅݊ ݎ݁ ܦ = ݊ݑ݉݁ݎ ݀݅ ݃݅ݎ݊݅ ܽ ܽݎݐ݅ݎ݁ ݈݀ܽ 21 ݉ܽݎݖ
Il primo termine della relazione è il prodotto tra l’ora del giorno e i gradi all’ora che compie la terra ruotando su se stessa (365°/24=15°), 35° sono l’angolo tra la direzione dell’ariete e il sito di lancio all’equinozio di primavera e l’ultimo termine moltiplica il giorno di lancio per i gradi al giorno che compie la terra ruotando intorno al sole.
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2.2.2 Propulsore
Il propulsore che si intende utilizzare, monitorare e provare in volo durante la missione è l’ALTA HT-100 i cui dati tecnici sono riportati in Tab.2.2. Nominalmente il propulsore produce 4.5 mN di spinta ad una potenza di 100 W, in realtà la spinta può essere modulata agendo opportunamente sulla potenza che può variare nell’intervallo di 60-160 W. Ciò consente di ottenere una spinta massima di 10 mN.
Nominale Max Min Massa (incluso neutralizzatore) 0.61 Kg - -
Potenza 100 W 160 W 60W Corrente 0.53 A 1 A - Tensione 180 V 350 V - Spinta 4.5 mN 10 mN 3.5 mN Impulso specifico >950 s >1000 s >750 s Efficienza >0.22 >0.29 >0.21 Flusso totale di propellente <0.48 mg/s <1.1 mg/s <0,47 mg/s Impulso totale > 2 ∙ 10ହNs - -
Tab.2.2 Caratteristiche del propulsore HT-100
L’interfaccia fisica con il corpo del satellite è costituita da 4 fori di diametro pari a 4.2 mm, posti su una circonferenza di 90 mm .
Il propulsore dovrà essere montato alla quota baricentrica, mentre uno ridondante, posizionato simmetricamente, garantisce il completamento della missione in caso di malfunzionamento.
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Fig.2.4 ALTA HT-100
I propulsori elettrici generalmente operano a voltaggi più elevati di quelli forniti dalle linee standard a bordo dei satelliti. Tale voltaggio è ottenuto mediante una opportuna unità, che prende il nome di PSCU. Il requisito di progetto fondamentale della PSCU è quello di raggiungere la massima flessibilità possibile al fine di adattare il propulsore a differenti scenari di missione. Il sottosistema in questione è stato progettato per operare ad una tensione di 28 V non regolata e per fornire fino a 100 W di potenza ad un massimo di quattro propulsori. Inoltre la sua modularità consente di usarlo su satelliti di tutte le classi. Nella Tab.2.3 sono riportate le caratteristiche tecniche più significative.
Tensione in ingresso 28 V non regolata Potenza max in ingresso per propulsore 350 W
Efficienza >70%
Accuratezza del controllo della corrente <0.1 A Accuratezza del controllo della tensione <1.5 V Accuratezza del monitoraggio della
temperatura
±2°
Massa per propulsore <2.5 Kg
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In Fig.2.5 è riportato uno schema dell’architettura di controllo e alimentazione della PSCU.
Fig.2.5 Architettura PSCU
Il controllo del flusso di propellente e la regolazione della pressione all’interno dei serbatoi è realizzato mediante un dispositivo la cui architettura modulare si presta si a diversi scenari di missione ed inoltre l’utilizzo di componenti commerciali concorre ad un sostanzioso abbattimento dei costi. Il fluido di lavoro è lo xenon stoccato ad una pressione di 150 bar. La massa complessiva si aggira intorno a 1.5 kg.
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2.2.3 Apparati scientifici
Affinché gli esperimenti scientifici vengano eseguiti, è necessario dotare il satellite di opportuni strumenti che assolvono a specifiche funzioni quali:
• Generazione del plasma artificiale
• Generazione del campo magnetico artificiale
• Strumenti di misura del campo magnetico
• Strumenti di misura dei parametri dei plasmi
La prima questione da affrontare è quella di come generare il plasma artificiale. Un propulsore elettrico può benissimo assolvere a questa funzione oltre che a quella sua naturale di fornire spinta al satellite. Contestualmente può essere definito un profilo di missione che confermi la possibilità dell’uso della propulsione elettrica anche per i trasferimenti orbitali e non solo per le manovre d’assetto.
Il flusso di plasma in uscita dal propulsore deve essere confinato nel campo magnetico generato a bordo del satellite mediante un solenoide. Il campo magnetico deve essere tale da generare a 10 m dal satellite un campo magnetico che sia pari a quello terrestre. Nel Capitolo 3 si dimostrerà la fattibilità di un magnete costituito di materiale superconduttore che riesce a garantire un campo magnetico di tale intensità.
A tutto questo è necessario aggiungere un pacchetto di diagnostica. I parametri che caratterizzano i plasmi, temperatura e densità sono monitorati dalle sonde di Langmuir, mentre l’intensità del campo magnetico è misurata da magnetometri. I sensori delle sonde di Langmuir e dei magnetometri sono montati alle estremità di aste telescopiche che consentono di effettuare misurazioni anche a distanze di qualche metro lontano dal corpo del satellite.
Particolare attenzione deve essere prestata ai dati relativi alla massa, potenza assorbita ed ingombri.
