1,721,160 research outputs found
Tecnologie per i piccoli satelliti: realizzazioni e prospettive presso l’Università di Pisa
Full text linkL’Università di Pisa è attiva da circa trent’anni nel settore delle tecnologie spaziali. L’intervento proposto presenterà alcuni recenti sviluppi tecnologici del gruppo pisano, derivanti dalla stretta collaborazione con SITAEL SpA e con i suoi predecessori aziendali, relativi a tecnologie abilitanti per piccoli satelliti: sistemi di micropropulsione ad emissione di campo, pannelli solari a basso costo, software di simulazione integrata della dinamica e della gestione di energia di bordo per piattaforme con propulsione elettrica. Saranno brevemente illustrate le prospettive applicative di attività in corso, quali i pannelli solari/riflettori d’antenna dispiegabili e i sistemi di schermo dalle radiazioni tramite plasmi magnetizzati, così come il programma di realizzazione di un microsatellite universitario per la dimostrazione di propulsione avanzata applicata alla mobilità orbitale di piccoli satelliti e al de-orbitamento di fine vita
FEEP Micropropulsion Systems for Scientific Missions
No full textQuesto documento è il rapporto finale per il progetto “Micropropulsori FEEP per missioniscientifiche (FEEP Micropropulsion Systems for Scientific Missions)”, contratto ASI n. I/039/05/0.
Il sistema di propulsione FEEP è stato sviluppato con particolare riferimento a missioni scientifiche a resistenza compensata (“drag-free”), caratterizzate da requisiti di controllabilità estrema del livello di spinta e dall’esigenza di modulare la spinta stessa con risoluzione dell’ordine del microN. Recentemente, in seguito al diffondersi delle opportunità di missione per piccoli satelliti, sono state individuate altre classi di missioni (volo in formazione e piccoli satelliti per osservazione) per le quali il sistema FEEP rappresenta un candidato ideale. A differenza delle missioni drag-free, le caratteristiche del sistema FEEP di maggior interesse non sono modulabilità e risoluzione, ma l’elevatissimo impulso specifico, la possibilità di fornite spinta per periodi molto lunghi, la compattezza e semplicità di integrazione con il veicolo spaziale. Tali classi di missioni, comprendenti programmi nazionali e internazionali, rappresentano per la tecnologia FEEP un mercato potenziale di vaste dimensioni e in crescita costante.
Il programma di ricerca oggetto del contratto ASI n. I/039/05/0 affronta una serie di problematiche attinenti all’uso del sistema di propulsione FEEP (Field Emission Electric Propulsion), con riferimento all’impiego di tale sistema per missioni su piccoli satelliti (ad es. piattaforme MITA, MICRO, etc.), per missioni di volo in formazione, e per missioni scientifiche con elevati requisiti di puntamento e compensazione dei disturbi. L’impiego tipico del sistema di micropropulsione FEEP su piccoli satelliti riguarda la compensazione della resistenza atmosferica residua per missioni in orbita LEO, allo scopo di estendere la vita operativa del satellite e/o di consentirne l’impiego a quote relativamente basse per missioni di osservazione della Terra.
Le missioni di volo in formazione comprendono un insieme di satelliti la cui posizione relativa è controllata con grande precisione e mantenuta entro limiti prefissati. La formazione può così essere utilizzata per simulare una grande struttura spaziale e svolgere compiti che richiederebbero, ad es., telescopi o antenne radar con dimensioni proibitive. Per missioni di questo genere è indispensabile poter disporre di sistemi di propulsione capaci di fornire spinte controllabili su tempi dell’ordine dell’intera durata della missione.
Il programma comprende un insieme di attività di analisi, volte all’individuazione dei requisiti del sistema di propulsione relativamente alle missioni considerate, e di attività sperimentali, mirate alla caratterizzazione del sistema di propulsione nel campo di spinta e con i profili di missione di interesse
Propulsione elettrica su piccoli satelliti per missioni innovative di osservazione della Terra
No full textNegli ultimi anni, il crescente interesse per l’osservazione della Terra dallo spazio ha dato nuovo impulso allo studio di opportunità di missione a basso costo. A tal fine, l’uso di micro o mini satelliti, in unione alle elevate prestazioni offerte dai moderni sensori ottici e radar, è particolarmente promettente. Nell’ambito di questo lavoro è stata affrontata la progettazione preliminare di una missione di osservazione della Terra con una costellazione di tre satelliti da circa 300kg ciascuno, lanciati con un singolo lanciatore Vega in orbite circolari a 290 km di quota. Per la compensazione della notevole resistenza atmosferica a tale quota si fa ricorso ad un sistema di propulsione elettrica ad effetto Hall a bassa potenza. L’analisi svolta dimostra che è possibile realizzare missioni a basso costo di questo genere, ottenendo elevata risoluzione al suolo grazie alla bassa quota di volo, a sua volta resa possibile dall’impiego del sistema di propulsione elettrica, con tecnologie attualmente disponibili in Europa
FEEP New Propellants
No full textExecutive Summary of Final Report to ESA Contract 22873/09/F-VS, "FEEP New Propellants
Catodi ad ossidi di terre alcaline per impieghi spaziali
No full textIl presente lavoro è stato svolto presso Centrospazio / Consorzio Pisa Ricerche nell’ambito delle attività di ricerca di base volte allo studio dei meccanismi di funzionamento e all’ottimizzazione delle tecnologie al sistema di propulsione FEEP. L’attività è stata avviata nel WP 110 con uno studio volto alla comprensione dei fenomeni fisico-chimici alla base del funzionamento dei catodi termoionici rivestiti di ossidi. Lo studio ha comportato l’analisi dei dati disponibili in letteratura sull’emissione di elettroni da ossidi di terre alcaline e sui loro meccanismi di attivazione e la definizione di adeguati modelli di riferimento teorici.
Nel WP 120 è stata condotta una indagine sperimentale su emettitori ad ossidi a filamento reperibili in commercio, caratterizzandoli elettricamente. Tali emettitori, derivati dalla tecnologia delle valvole termoioniche, offrono prestazioni relativamente interessanti a costi molto contenuti, ed il loro studio ha consentito di approfondire alcune questioni relative alle potenzialità d’impiego di sistemi di questo tipo per la neutralizzazione di fasci ionici.
A completamento dell’attività, nel WP 130 sono state gettate le basi per la realizzazione di un emettitore termoionico ad ossidi con geometria planare individuando meccanismi di produzione, trattamento e deposizione degli ossidi su tali tipi di catodi
Preliminary Assessment of a Solar Wind Shield Based on a Plasma-Inflated Artificial Magnetosphere
No full textParticle radiation from the Sun is one of the main obstacles to safe interplanetary human missions. Since the early 60s, various protection methods have been proposed to this purpose. One of the most attractive concepts involves the creation of an artificial magnetosphere around the spacecraft, similar to what occurs naturally around the Earth. In principle, this could be done by using a magnet placed on the spacecraft in order to produce the magnetic field necessary to the deflection of solar wind particles; however, the large magnetic dipole moment required to create an artificial magnetosphere strong enough to shield the spacecraft makes this solution unfeasible.
A promising workaround to circumvent the need of a large onboard magnetic moment is represented by the inflation of the magnetic “bubble” with a plasma injected from the spacecraft. The effect of the plasma injected into the magnetosphere is to “freeze” the magnetic field lines in the plasma so that they are effectively carried away with the flow, thus enlarging the size of the magnetosphere. In this paper we introduce an analytical model to describe the dimensions of the mini-magnetosphere as a function of the parameters of both the solar wind and the injected plasma. The model is used to assess the feasibility of a large scale experiment in a vacuum chamber, namely facility IV10 of Alta Spa; with a diameter of 6 m and a length of 10 m, such facility would allow for the creation of a mini-magnetosphere with minimal residual interference from the conducting walls of the vacuum vessel, thus leading to direct experimental assessment of the effectiveness of the radiation shield
Design of 3-D trajectory sequences for multiple asteroid flyby missions
Full text linkProspecting is a necessary pre-requisite of future asteroid mining ventures. It is generally assumed that inspection for the purpose of identifying the asteroid composition can be effectively accomplished from a distance through remote sensing. To be carried out in a timely and economically viable way, prospecting is best performed by devising trajectories such that a single spacecraft manages to fly by as many asteroid as possible, yet seeking to minimize a cost function that we assume to be coincident with propellant consumption. In this paper, we present a method to identify trajectory sequences to multiple asteroids. We restrict our analysis to Near-Earth Asteroids (NEAs), i.e.,, those with perihelion at less than 1.3 AU from the Sun, focusing on Apollo class NEAs only. The volume of space where encounter seeking takes place is a torus-shaped 3-D region in the proximity of the ecliptic. Under the assumption of using impulsive maneuvers to connect ballistic coast arcs, we show that a deterministic building blocks approach is successful in finding a significant number of multi-flyby mission profiles with the desired characteristics. Using this scheme, it is possible to envisage realistic asteroid prospecting missions using a single launch to deploy a number of small spacecraft, with tens—or possibly hundreds—of asteroids visited in a few years
- …
