Mission study for a low cost access to Mars using the Vega Space System

The exploration of Mars has always played a significant role in the imaginary of the people. Nowadays the problems to be faced and the steps towards a manned mission to Mars are becoming clearer and more defined. In this context, the utilization of the electric propulsion seems to offer great possibilities to reduce the propellant and the system mass to deliver significant payload masses to the Red planet. This project aims to assess the feasibility to employ the VEGA-C launcher to launch a mission to Mars. This analysis exploits the current design and parameters of the VEGA Orbital Transfer Vehicle (VOTV) which is a building block of the VEGA Space System (VSS). The scope of the VSS is to offer a set of services for orbital exploration and space transportation based on the VEGA family launch vehicles. In this context, the VOTV can be thought as the fifth stage of the launcher which has the purpose of carrying the payload satellite that will be injected into the orbit around Mars and at the same time, provide to the same payload mechanical and electrical interfaces. To understand the changes to be adopted in the VOTV for an interplanetary mission, a trajectory simulation is implemented to obtain the values of the propellant required for the mission and to understand the amount of payload that can be delivered. This analysis is divided into three parts which correspond to the three phases of the ideal mission: the escape from Earth, the interplanetary transfer and the capture and closure orbit around Mars. The analysis shows that in order to exploit the modularity of the VOTV and its sub-systems the payload that can be delivered to Mars is approximately one fifth of the payload of a GEO mission around Earth, both delivered with a VEGA family launcher and the VOTV. The other criticality that comes from this analysis is related to the transfer times which are significantly extended, from three to four years. This aspect will impact the lifetime range required for the sub-systems of the VOTV, hence it implies a difficulty to employ the same components designed for a mission in the Earth environment.

L’esplorazione di Marte ha da sempre giocato un ruolo di fondamentale importanza nell’immaginario dell’uomo. Al giorno d’oggi le problematiche e i passi da affrontare per arrivare ad una missione umana su Marte sono sempre più chiari e definiti. In questo contesto l’utilizzo della propulsione elettrica offre grandi possibilità per ridurre le masse e il propellente necessario per la missione. Questo progetto vuole verificare la fattibilità dell’utilizzo del lanciatore VEGA-C per compiere una missione su Marte. L’analisi sfrutta il design e i parametri del VEGA Orbiter Transfer Vehicle (VOTV), una delle componenti del VEGA Space System (VSS). Lo scopo del VSS è di offrire una serie di servizi per l’esplorazione orbitale ed il trasporto spaziale ed è basato sulla famiglia dei lanciatori VEGA. Il VOTV può essere considerato come il quinto stadio del lanciatore avente il compito di immettere il payload nell’orbita attorno a Marte e allo stesso tempo il compito di fornire al payload delle interfacce meccaniche ed elettriche. In questo studio è stata implementata una simulazione di traiettoria per comprendere le masse del propellente necessario e del payload che può essere immesso nell’orbita di arrivo. Questi valori saranno quindi utilizzati per definire i vincoli di design da applicare al VOTV per questo tipo di missione. L’analisi è divisa in tre parti che corrispondono alle tre fasi principali della missione: la fuga dalla Terra, il trasferimento interplanetario e la cattura e successiva chiusura dell’orbita attorno a Marte. L’analisi mostra che, al fine di sfruttare la modularità del VOTV e dei sui sottosistemi, la massa di payload che può essere immessa su Marte corrisponde circa ad un quinto di quella normalmente portata nelle missioni geostazionarie terrestri, entrambe lanciate con un lanciatore della famiglia VEGA e il modulo VOTV. Un’altra criticità che emerge da questa analisi è legata ai tempi di trasferimento che sono sensibilmente lunghi, tra i tre e i quattro anni. Questa peculiarità dell’utilizzo della propulsione elettrica, va ad impattare nel design dei singoli sottosistemi del VOTV e rende difficile sfruttare le componenti utilizzate per una missione terrestre nell’ambito di una missione interplanetaria di questo tipo.