Sistemi Spaziali (teoria - esercizi)

Generalita dei sistemi spaziali:

• ADCS
• Thermal Systems
• Payload
• TT&C
• Guidance & Navigation
• OBDH
• Structure
• EPS (Power)

Electrical Power System

• Genera potenza, la accumula, la distribuisce, la regola
• Controllo, regolazione della corrente e del voltaggio

Sorgenti primarie:

• Solar panels (quando il satellite non è in ombra, è fonte primaria)
• Radioisotope thermoelectric generator
• Fuel cells

Caratteristiche del progetto:

• Potenza media
• Dimensionamento batterie
• Potenza di picco
• Durata della missione
• Dimensioni spacecraft

Attitude Determination and Control:

Velocity _v Roll _q ^y Pitch _r

• Sensori d'assetto confrontano la direzione con il sole, orizzontale, principale, il sole, la terra e stelle inerziali.
• Sensori Sole permettono di misurare l'angolo della SC.

α = azzacco

E_max - E_min

effetto fotoelettrico

• Sensori di Terra.
• Sensori magnetometrici: campo magnetico x, y, z soggetti dalla perturbazione del campo magnetico.
• Sensori di stelle: dritti del veicolo, riconoscimento dell'immagine dell'orientamento delle stelle.

Attitude torquer transducers, magnetic torquer, reaction wheels.

TELEMETRY, TRACKING AND CONTROL:

Telemetria per la determinazione dei dati da sperimentare tracking per l'inseguimento della posizione del satellite.

ON-BOARD DATA HANDLING:

Per l'accumulazione dei dati e il trasferimento a Terra.

THERMAL SYSTEMS:

• Range restrittivi per tutti i componenti (ad esempio le batterie e l'ottica) possono scendere al (-3 stato con +2).
• Insulators (isolanti termici)
• Rotators
• Heaters
• Louvres regolano i flussi di calore con l'esterno.
• Heat pipes condotti che incanalano flussi di calore.

SISTEMA SPAZIALE 26/02/20

Un sistema spaziale è composto da un segmento di lancio, segmento di terra e segmento centrale.

cervello centrale di controllo per gestione e utenza

TTC

Orbite terrestri:

• LEO (Low-Earth-Orbit) h < 1500 Km
• ISS (400 Km) ha una visione limitata
• Van Allen: oltre 1000 Km la zona risente dei campi di particelle intrappolate, rischio per elettroni p < 100 MeV.
• MEO (Medium-Earth-Orbit) 1500 Km < h < 3000 Km
• GEO (Orbita geosincrona) h = 23.456
• 28° per i detec., sta sempre equatoriale con 6.75° e sorveglia il satellite molto elevato.

In variazione di velocità di rotazione geosincrona va su tutta la pianeta (N, S, E, W).

Orbita comunque inclinata:

Se la terra fosse ferma

Lo shift nodale aumenta se aumenta il periodo orbitale

Considerando gli effetti della rotazione della terra

Per un orbita retrograda gli effetti della rotazione causano un aumento dello spazio percorso dal satellite nella traccia a terra

Variazioni di quota fissata inclinazione:

All'aumentare della quota, rimane l'inclinazione ma c'è un aumento dello shift nodale e aumento, di fatto, del periodo

Variazioni di inclinazione fissata la quota:

L'aumento della curvatura delle tracce a terra indica una più repentina variazione della componente della velocità del satellite parallela all'equatore

Traccia a terra con periodo multiplo di quello terrestre:

GPS shift nodale 180

Orbite eccentriche:

Quando la componente della velocità del satellite è minore della velocità di rotazione della terra (ossia con apogeo elevato), la curvatura è minore (al apogeo è comunque elevata)

Traccia a terra periodica (commensurabilità tra periodi):

• TUNSA 24 h gps
• MOZAIKA 12 h gps

= condizione di Keplerian repeating ground track

t_turn ∊ multiplo intero del tempo tra due istanti in cui il punto si ferma sulla retta occupata dal satellite percorso sulla superficie terrestre (misurando appli)

Two Line Element Sets

1. Numero della creazione dell'elemento
2. Epoca (time del giorno giuliano)
3. numero del trasferimento della longitudine
4. 35594 0 0805 A 12462 22953741 ++ +++
5. parete media dell'ascensione retta
6. sotto-clipsione
7. RAAN somma direct earth track average
8. 98.3605
9. 0002031
10. 93.7495
11. 36.4664

- consegumento per termini sulla diagonale

        ^∂g_x/_∂X = x ^∂g_x/_∂x, ^∂g_y/_∂y, ^∂g_z/_∂z

        x + y + z = (r₁²) x x + y + z

g̅ = 1/(x + y + z) (x̅ + y̅ + z̅)

- consegumento per termini fuori dalla diagonale

        x̅

g̅ = 1/(r₁²) x̅ (xⁿ)

→ g̅ = (dy)^t (d_n) (x^t)

^g̅_x/_∂x, ^g̅_y/_∂y, ^g̅_z/_∂z

→ g̅ = 1/μ_r1 μ_f23

→ g̅ = g̅_n + 1/(3r^m) (xⁿ) (i)

→ h = g̅ x ^p

→ μ̅_xyz  μ̅_xyz  h̅

(3r - μ̅)

→ h̅ = g̅ x 3r

g̅^⊤ dμ̅_xyz μ̅_xyz (3r)

Effetti della densità atmosferica in LEO

20/05/20

Assumendo che la particella si muova completamente all'interno del patto con il satellite allora:

dQ = (dS) v_r dt = massimo del volume

massimo Δ Km/s

quantità di moto scambiata dove V_orb >> V_atm V_orb >> V_rot V_orb ≈ cost.(ρ V_orb - ρ V_rot) ≈ ρ V_orb

a_p = - 1/m (SC_d/2) ρ V_orb² accelerazione data dal drag

coefficiente balistico B = SC_d/_m

più è elevato più il campo di drag è ampio

più è basso più il corpo seguirà unatraiettoria balistica oggetto ed effetti atmosferici

→ Δ V_drag s(t) dt = ∫ (ρ (t) ∫ C_d (t) S(t) P(t) dt

→ Velocità incidente V_drag = 1/2 (p/m) V_orb²

ΔV_year = ΔV_{per year} = ∫ < SC_d > / 2 < V > (60 · 60 · 24 · 365.25)

da cui le dependenze da m ΔV_year (1/h) = /m