Feasibility study of an electrospray propulsion system for a 6U CubeSat to the moon

The present work represent a feasibility study of electrospray propulsion for station keeping of a 6U CubeSat in lunar orbit. Lunar CubeSat missions are of interest with the launch of several CubeSat on-board the first Space Launch System (SLS) launch scheduled for the next year. For interplanetary CubeSat missions electrospray thrusters have the potential to provide suitable performances within mission constraints. An electrospray thruster electrostatically accelerates charged droplets and/or ions, producing small thrusts at high specific impulse. To investigate the feasibility of utilising an electrospray system for station keeping, lunar polar orbits were studied. This was completed with the HiFiODyn suite for accurate orbit propagation developed at the Politecnico di Milano, after being extended in this thesis work to the Moon case. Using HiFiODyn, the Gauss- planetary equations were integrated over time considering a degree 100 x order 100 LP165P (Lunar Prospector 165 x 165 spherical harmonic solution) gravity model of the Moon and both the Earth and the Sun considered as third body. Over a period of 70 days, typical variations of orbital elements for low quasi-circular lunar polar orbits without any propulsion system were assessed. Moreover, the orbit evolution of different orbits was evaluated, with varying eccentricity and inclination and fixed initial epoch, semi-major axis, argument of perigee, longitude of the ascending node and true anomaly. Maps of the maximum variation of all the keplerian elements for these orbits were created as a mean to study orbit stability and therefore identifying frozen Moon orbit for science purposes. These maps have eccentricity that varies between 0,01 and 0,045 and inclinations that spans from 85° to 95°. A micro-electrospray propulsion system being developed at the University of Southampton was then considered in the simulation to assess its ability to keep a stable orbit. Both power and mass/volume were constrained for a 6U CubeSat using a model of a micro-electrospray thruster that allowed to estimate a feasible value of the thrust and the specific impulse. With thrust value of 0,3 mN and 1 mN and specific impulse value of 1000 s or 4000 s some different manouvres were modelled to assess the ability of the propulsion system to maintain a prefixed value of an orbital parameter. In this way the same kind of orbit evolution maps were created when the electrospray propulsion system is on. It is demonstrated that the micro-electrospray system makes a significant difference to the variation with time of the polar orbit when a proper manouvre is used, considering also that the acceleration value due to the thrust value of such a system is much lower than typical perturbing accelerations of these low polar orbits. These results confirm the potentialities of the use of electrospray for missions to the Moon.

Il presente lavoro di tesi è volto allo studio di fattibilità di un propulsore di tecnologia electrospray per una particolare classe di satelliti chimamati CubeSats. Questo studio analizza in particolare se sia possibile e utile usare questo tipo di propulsione per il mantenimento di orbite lunari entro vincoli tipici di un 6U CubeSat per missioni di questo tipo. Missioni lunari sono infatti nuovamente di interesse; basti pensare che, nel 2018, 13 CubeSats verranno inseriti in orbite lunari grazie al primo lancio del Space Launch System (SLS). Per missioni interplanetarie come quelle appena descritte, sistemi di propulsione come quelli di tipo electrospray hanno la potenzialità di offrire ottime prestazioni propulsive senza eccedere i vincoli di massa, volume e potenza che caratterizzano i CubeSats. Un propulsore di tipo electrospray accellera mediante un campo elettrostatico uno spray di particelle liquide e/o di ioni, al fine di creare piccoli valori di spinta a valori di impulso specifico elevati. Al fine di capire se questi piccoli valori di spinta possano comunque essere sufficienti per il mantenimento di orbite lunari, che sono estremamente perturbate, è stato eseguito uno studio volto a caratterizzare massime variazioni nei parametri orbitali per orbite attorno alla Luna. Questo è stato possibile grazie all’utlizzo del codice HiFiODyn, sviluppato al Politecnico di Milano, dopo essere stato opportunamente esteso ad caso della Luna. Questo software permette la propagazione di orbite e, in questo lavoro, di orbite lunari. Con questo codice, che considera anche le perturbazioni che agiscono sull’orbita, sono state create mappe rappresentative delle massime variazioni nei parametri orbitali di orbite lunari. In particolare, per le perturbazioni dovute alla morfologia della Luna, come modello gravitazionale lunare è stato utilizzato un grado 100 x ordine 100 LP165P (Lunar Prospector 165 x 165 armoniche sferiche). Allo stesso tempo, sia il Sole che la Terra sono stati considerati come terzo corpo. Le mappe di cui sopra sono state create propagando la dinamica dell’orbita per 70 giorni, considerando queste 3 fonti di perturbazione con semi-asse maggiore, argomento di perigeo, longitudine del nodo ascendente, anomalia vera e epoca iniziale fissate. Fissato questo set di condizioni iniziali, eccentricità e inclinazione sono state variate tra i valori di 0,01 e 0,045 e tra 85° e 95° rispettivamente, al fine di creare mappe rappresentative delle massime variazioni nei paramentri orbitali per orbite polari quasi-circolari. Un micro-propulsore di tipo electrospray, in via di sviluppo alla University of Southampton, è stato poi utilizzato per una particolare manovra nella propagazione dell’orbita, al fine di capire l’efficacia di questo propulsore nel limitare le variazioni dei parametri orbitali in precedenza calcolate. In questo modo, per le mappe create, è stato possibile evidenziare il contributo dell’electrospray nel limitare le variazioni dei parametri orbitali considerati. Per la manovra citata, valori di spinta e impulso specifico sono stati vincolati a valori tipici di massa, volume e potenza del 6U CubeSat considerato. Questo è stato possibile grazie alla creazione di un modello analtico in grado di fornire le prestazioni propulsive del propulsore considerato. Il propulsore è stato dunque considerato nella dinamica del satellite con valori di spinta di 0,3 mN e 1 mN e valori di impulso specifico di 1000 s o 4000 s. Con questi valori, differenti manovre di mantenimento dell’orbita sono state effettuate al fine di valutare l’efficacia del propulsore stesso nel mantere fisso un particolare parametro orbitale scelto. Le mappe create in quest’ultimo caso hanno dimostrato che il propulsore di tipo electrospray ha un grande impatto nel limitare le variazioni del suddetto paramentro per le orbite polari cosiderate, aggiungendo anche il fatto che i valori di spinta qui considerati per la manovra sono inferiori a quelli di perturbazione che caratterizzano le orbite lunari studiate. Questi risultati confermano le potenzialità nell’uso della propulsione di tipo electrospray per missioni sulla Luna.