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Mantellato, Riccardo (2015) Investigation of Deorbiting Systems using Passive Electrodynamic Propulsion. [Tesi di dottorato]

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Abstract (inglese)

In the last decade, the continuous and alarming growth of space debris prompted many space agencies all over the world to adopt debris mitigation strategies. Present guidelines indicate the need to deorbit new satellites launched into low Earth orbit (LEO) within 25 years from their end of life. At present, a space-proven technology suitable to carry out a complete deorbit utilizes classical chemical propulsion. However, a deorbit
maneuver by means of chemical rocket strongly affects the satellite propulsion budget, thus limiting the operational life of the satellite. These issues bring the need to develop innovative deorbiting technologies. One of these consists in using electrodynamic tethers that, through its interaction with the Earth ionosphere and magnetic field, can take advantage of Lorentz forces for deorbiting. Previous studies have shown the effectiveness of such a technology to deorbit LEO satellites from different altitudes and inclinations in a relatively short time. This work addresses some of the issues of deorbit systems based on electrodynamic tether systems. First, a passive elastic-viscous damping device installed at the attachment point of the tether to the spacecraft is studied to damp the low and yet continuous injection of energy into the system produced by
Lorentz forces that, in the long run, can bring the tether to instability. Second, the issues related to the in-orbit deployment of a tape-shaped tether from a non-tumbling spacecraft are attacked to find simple and
effective solutions. The chosen strategy is to deploy a tethered tip mass following a pre-determined flight path fed forward to a linear proportional-derivative closed-loop control operated by a brake system mounted on
the deployer reel. Lastly, an optimization process for bare electrodynamic tether systems has been developed. The analysis focuses on the deorbiting performances of electrodynamic tether systems from LEO high ranking hot spot regions (e.g., sun-synchronous orbits), and includes a realistic mass budget of a deorbiting system suitable for small satellites.

Abstract (italiano)

La continua ed allarmante crescita del numero di detriti spaziali avvenuta negli ultimi dieci anni ha spinto le agenzie spaziali di tutto il mondo ad adottare specifiche strategie di mitigazione. Le attuali linee guida internazionali indicano la necessità di far deorbitare i nuovi satelliti lanciati in orbita terrestre bassa (LEO) entro 25 anni dalla fine della loro vita operativa. Attualmente, i sistemi basati sulla propulsione chimica costituiscono l'unica tecnologia spaziale collaudata adatta ad effettuare un deorbiting completo di un satellite. Tuttavia, l'utilizzo di razzi per una manovra deorbitante richiede un considerevole quantitativo di propellente, andando ad influenzare fortemente il budget di massa del satellite, limitandone così la vita operativa. Ciò porta alla necessità di sviluppare tecnologie innovative per il rientro a fine vita di satelliti. Una di queste consiste nell'utilizzo di fili elettrodinamici che, attraverso l'interazione con la ionosfera e il campo magnetico terrestre, sfruttano le forze di Lorentz per effettuare il rientro. Studi precedenti hanno dimostrato l'efficacia di tale tecnologia per il deorbiting di satellite in LEO da diverse altezze e inclinazioni orbitali in un tempo relativamente breve. Questo lavoro di tesi affronta alcuni dei problemi caratteristici dei sistemi di deorbiting basati su sistemi a filo elettrodinamico. Innanzitutto, è stato studiato l'impiego di un sistema viscoelastico passivo da installare in corrisponenza dell'interfaccia
tra filo e satellite. Questo sistema è stato ideato per smorzare il flusso di energia prodotto dalle forze di Lorentz che continuamente entra nel sistema e che, a lungo andare, può portare il tether all'instabilità dinamica. In secondo luogo, si è affrontato il problema relativo al dispiegamento in orbita di un filo a forma di nastro (tape tethers) da un veicolo spaziale il cui assetto è noto. La strategia scelta è quella di
dispiegare dal satellite-base un sub-satellite seguendo una traiettoria predefinita, facendo uso di un sistema di controllo in retroazione lineare proporzionale-derivativo operato da un impianto frenante montato sull'albero del sottosistema di dispiegamento. Infine, è stato sviluppato un processo di ottimizzazione per sistemi a filo elettrodinamico. L'analisi si concentra sulle prestazioni dei sistemi elettrodinamici per il deorbiting di satelliti di piccola taglia (Small Satellites) da orbite LEO appartenenti a regioni sensibili (ad esempio, le orbite polari eliosincrone). Il processo di ottimizzazione è anche in grado di fornire un mass budget realistico del sistema di rientro.

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Tipo di EPrint:Tesi di dottorato
Relatore:Lorenzini, Enrico
Correlatore:Sanmartin Losada, Juan Ramon
Dottorato (corsi e scuole):Ciclo 27 > scuole 27 > SCIENZE TECNOLOGIE E MISURE SPAZIALI > MISURE MECCANICHE PER L'INGEGNERIA E LO SPAZIO
Data di deposito della tesi:31 Gennaio 2015
Anno di Pubblicazione:31 Gennaio 2015
Parole chiave (italiano / inglese):fili elettrodinamici, rientro fine vita, detriti spaziali, electrodynamic tether, debris mitigation, end-of-life deorbiting, damping, deployment, BETs optimization
Settori scientifico-disciplinari MIUR:Area 09 - Ingegneria industriale e dell'informazione > ING-IND/12 Misure meccaniche e termiche
Struttura di riferimento:Centri > Centro Interdipartimentale di ricerca di Studi e attività  spaziali "G. Colombo" (CISAS)
Codice ID:7865
Depositato il:24 Nov 2015 17:51
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Bibliografia

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