Il notevole aumento dell'attività spaziale degli ultimi decenni ha posto il problema del sovraffollamento delle orbite basse: i satelliti non più operativi rappresentano un pericolo per i nuovi satelliti che vengono immessi in orbita e minacciano la sicurezza delle missioni spaziali umane (i.e. stazione spaziale internazionale). L’organizzazione Internazionale che si occupa di studiare i problemi connessi ai detriti spaziali, (IADC Inter-Agency Space Debris Coordination Committee), ha rilasciato linee guida che propongono di limitare a 25-30 anni la vita meccanica di satelliti non più operativi in orbita terrestre bassa (300-1000 km di quota). I grandi satelliti dispongono usualmente di sistemi per il controllo orbitale a propulsione che possono essere utilizzati per disporne il rientro. Altresì negli ultimi anni sono prolificati microsatelliti, ovvero satelliti la cui dimensione e peso ridotti permettono una riduzione dei costi di lancio e produzione e che non dispongono di un controllo orbitale attivo. A questi satelliti principalmente si rivolge l’invenzione in questione. Il sistema per il rientro inventato e' comunque applicabile a qualsiasi tipo di satellite in orbita terrestre bassa in quanto completamente autonomo e adattabile ad ogni forma e dimensione. Il sistema di rientro e' basato su elementi estensibili atti a dispiegare una vela che aumenta la superficie maestra del satellite, incrementando la resistenza aerodinamica del medesimo e accelerando i tempi di rientro in atmosfera terrestre (fig.1). L’invenzione in oggetto può essere anche utilizzata come sistema di controllo d’assetto del satellite. Infatti la stessa invenzione può essere impiegata per controllare l’assetto del satellite sfruttando il momento prodotto dalla resistenza atmosferica. In questo tipo di applicazione la coppia prodotto del braccio della forza aerodinamica (la distanza tra il baricentro del satellite ed il centro di pressione della vela) per la forza stessa tende ad orientare un asse del satellite lungo la direzione della velocità orbitale del satellite. Un’asse corpo del satellite risulta in tal modo stabilizzato. Le parti costituenti l'invenzione in oggetto, schematicamente riportate nel seguente diagramma di flusso e raffigurate in figura 3 sono gli elementi estensibili (2), la vela che verrà ripiegata nell’apposito spazio (5), il sistema di apertura (4), il corpo principale costituito da una base (7), da un coperchio (1) e da sistema di produzione di energia (celle solari (6)) e le chiusure di sicurezza (3). Le parti strutturali possono essere realizzate in alluminio o in materiale che garantisca equivalenti o migliori caratteristiche di leggerezza, resistenza e robustezza. L’invenzione in questione dispiega una vela triangolare, ma nulla vieta di disporre gli elementi estensibili in altre direzioni e in numero maggiore di due per variare la forma della vela. Ad ogni satellite possono essere adattati un numero di sistemi per il rientro variabile in dipendenza della missione specifica e della necessità di incremento d’area, un esempio di sistemi installati a bordo di un satellite è riportato in figura 2. Allo stato dell’arte sono utilizzati sistemi propulsivi per il rientro di oggetti in orbita bassa e sono allo studio sistemi a filo elettrodinamico. L’invenzione proposta mostra vantaggi rispetto ai sistemi a propulsione perché può essere utilizzata su satelliti senza controllo d’assetto ed orbitale, permettendo una notevole riduzione di complessità, non richiedendo opportune manovre, e di pesi non necessitando di propellente e motori. Rispetto ai sistemi a filo elettrodinamico il sistema di rientro proposto mostra una maggiore possibilità di sopravvivenza all’ambiente microdetritico tipico dell’orbita bassa.
F. Piergentili (2005). Sistema Per Il Rientro Di Microsatelliti In Orbita Terrestre Bassa A Resistenza Aerodinamica Con Incremento Della Superficie.
Sistema Per Il Rientro Di Microsatelliti In Orbita Terrestre Bassa A Resistenza Aerodinamica Con Incremento Della Superficie
PIERGENTILI, FABRIZIO
2005
Abstract
Il notevole aumento dell'attività spaziale degli ultimi decenni ha posto il problema del sovraffollamento delle orbite basse: i satelliti non più operativi rappresentano un pericolo per i nuovi satelliti che vengono immessi in orbita e minacciano la sicurezza delle missioni spaziali umane (i.e. stazione spaziale internazionale). L’organizzazione Internazionale che si occupa di studiare i problemi connessi ai detriti spaziali, (IADC Inter-Agency Space Debris Coordination Committee), ha rilasciato linee guida che propongono di limitare a 25-30 anni la vita meccanica di satelliti non più operativi in orbita terrestre bassa (300-1000 km di quota). I grandi satelliti dispongono usualmente di sistemi per il controllo orbitale a propulsione che possono essere utilizzati per disporne il rientro. Altresì negli ultimi anni sono prolificati microsatelliti, ovvero satelliti la cui dimensione e peso ridotti permettono una riduzione dei costi di lancio e produzione e che non dispongono di un controllo orbitale attivo. A questi satelliti principalmente si rivolge l’invenzione in questione. Il sistema per il rientro inventato e' comunque applicabile a qualsiasi tipo di satellite in orbita terrestre bassa in quanto completamente autonomo e adattabile ad ogni forma e dimensione. Il sistema di rientro e' basato su elementi estensibili atti a dispiegare una vela che aumenta la superficie maestra del satellite, incrementando la resistenza aerodinamica del medesimo e accelerando i tempi di rientro in atmosfera terrestre (fig.1). L’invenzione in oggetto può essere anche utilizzata come sistema di controllo d’assetto del satellite. Infatti la stessa invenzione può essere impiegata per controllare l’assetto del satellite sfruttando il momento prodotto dalla resistenza atmosferica. In questo tipo di applicazione la coppia prodotto del braccio della forza aerodinamica (la distanza tra il baricentro del satellite ed il centro di pressione della vela) per la forza stessa tende ad orientare un asse del satellite lungo la direzione della velocità orbitale del satellite. Un’asse corpo del satellite risulta in tal modo stabilizzato. Le parti costituenti l'invenzione in oggetto, schematicamente riportate nel seguente diagramma di flusso e raffigurate in figura 3 sono gli elementi estensibili (2), la vela che verrà ripiegata nell’apposito spazio (5), il sistema di apertura (4), il corpo principale costituito da una base (7), da un coperchio (1) e da sistema di produzione di energia (celle solari (6)) e le chiusure di sicurezza (3). Le parti strutturali possono essere realizzate in alluminio o in materiale che garantisca equivalenti o migliori caratteristiche di leggerezza, resistenza e robustezza. L’invenzione in questione dispiega una vela triangolare, ma nulla vieta di disporre gli elementi estensibili in altre direzioni e in numero maggiore di due per variare la forma della vela. Ad ogni satellite possono essere adattati un numero di sistemi per il rientro variabile in dipendenza della missione specifica e della necessità di incremento d’area, un esempio di sistemi installati a bordo di un satellite è riportato in figura 2. Allo stato dell’arte sono utilizzati sistemi propulsivi per il rientro di oggetti in orbita bassa e sono allo studio sistemi a filo elettrodinamico. L’invenzione proposta mostra vantaggi rispetto ai sistemi a propulsione perché può essere utilizzata su satelliti senza controllo d’assetto ed orbitale, permettendo una notevole riduzione di complessità, non richiedendo opportune manovre, e di pesi non necessitando di propellente e motori. Rispetto ai sistemi a filo elettrodinamico il sistema di rientro proposto mostra una maggiore possibilità di sopravvivenza all’ambiente microdetritico tipico dell’orbita bassa.I documenti in IRIS sono protetti da copyright e tutti i diritti sono riservati, salvo diversa indicazione.
