Combined chemical--electric propulsion design and hybrid trajectories for stand-alone deep-space CubeSats

Interplanetary CubeSats enable universities and small-spacecraft consortia to pursue low-cost, high-risk and high-gain Solar System exploration missions, especially Mars missions. Cost-effective, reliable, and flexible space systems need to be developed for CubeSats to embark on interplanetary missions. Primary propulsion systems become an integral part of interplanetary CubeSats since orbital manoeuvring and control become indispensable. CubeSat missions can be accomplished by a) in-situ deployment by a mother ship, and b) highly flexible stand-alone Cubesats on deep-space cruise. Stand-alone CubeSats have a high degree of flexibility and autonomy which widen the launch windows and introduce new paradigms in autonomous guidance, navigation and control. The current work focuses on design and performance characterisation of combined chemical– electric propulsion systems that shall enable a stand-alone 16U CubeSat mission on hybrid high-thrust–low-thrust trajectories from Earth to Mars. The emphasis is on combined propulsion since they are two separate systems in the same spacecraft that are used in different mission phases. Hybrid transfer solutions that utilise chemical–electric propulsion achieve a balance between system mass and transfer time. The application case is the Mars Atmospheric Radiation Imaging Orbiter (MARIO), a 32 kg 16U CubeSat mission that shall demonstrate the capabilities to escape Earth, perform autonomous deep-space cruise, achieve ballistic capture, and be emplaced on an operational orbit about Mars. Chemical propulsion design is based on the ∆V requirement of 445 m/s for Earth escape and Mars capture orbit stabilisation, thrust constraint of 3 N, and combined propulsion system mass constraint of 50% of the initial wet mass. The system utilises non-toxic green monopropellant, an Ammonium Dinitramide (ADN)-blend called FLP-106, to improve safety and performance over conventional propellants such as Hydrazine. The thruster operates at 2 MPa combustion pressure. The nozzle throat diameter is 0.75 mm, the expansion area ratio is 200 and an expansion half angle of 15°. Two thrusters are used and the total thrust yield is 3.072 N and the Isp yield is 241.2 seconds. High-thrust trajectory analysis is performed to calculate the propellant consumption for the shortest time for Earth escape. The high-thrust trajectory is executed in multiple burns to raise the orbit and each thruster burn is split equally before and after the perigee. The overall flight time, including powered and ballistic flight, until reaching eccentricity e = 1 is ~33.03 days. The total propellant mass is 5.725 kg for the required ∆V. Four elliptical dome ended cylindrical tanks, with a total volume of 4640.4 cm3, are used to accommodate the propellant. The tanks are designed for a burst pressure of 3.9 MPa and a nominal feed pressure of 2.2 MPa. A pressuriser tank with a volume of 492 cm3 containing gaseous nitrogen at 28 MPa is designed to maintain the propellant tank pressure. The total feed system volume is 8U. The overall mass of the chemical propulsion system is 6.91 kg, which is 21.59% of the wet mass (32 kg). Electric propulsion is utilised in executing low-thrust autonomous heliocentric transfer, achieving ballistic capture, and circularising the spacecraft trajectory to an operational orbit about Mars. The design is based on the requirements placed on maximum transfer time and maximum power consumption as well as the constraint on the combined propulsion system mass. A performance model of an iodine-propelled inductively coupled miniature radiofrequency ion thruster is implemented to calculate the variation of thrust, specific impulse and efficiency with input power. The thruster size is 2.5 cm. The initial mass flow rate is maintained at 48 µg/s and the grids are maintained at 2000 V potential difference for ion acceleration. The maximum thrust yield is 1.492 mN and the maximum Isp is 3168 seconds, considering the maximum input power of 67 W. The thrust and Isp increase/decrease with increasing/de- creasing input power, which in turn depends upon the Sun–spacecraft distance. A power constrained low-thrust trajectory optimisation utilising the thruster performance model is pursued to calculate the transfer time, ∆V and the required propellant mass for fuel-optimal and time-optimal transfers. Low-thrust circularization is then performed to complete the mission design and to size the system. For the time-optimal transfer, the total time of flight is 1250 days with a continuous thrusting period of 1186.83 days. The cumulative ∆V is 5.837 km/s. The total propellant mass amounts to 5.87 kg for a time-optimal heliocentric transfer and low-thrust circularization. A thermoplastic propellant tank with dimensions of 20 cm x 10 cm x 6.5 cm is used to store the propellant. Including the PPCU and the feed system, the overall volume amounts to 3U. The overall system mass is 6.57 kg, which is 20.53% of the launch mass. Preliminary systems design of MARIO is presented to provide an overview of the mission and the context for the research. The system architecture and flight systems design that includes information on subsystems such as power, communications etc. are presented. The configuration of the MARIO spacecraft and the system budgets are also presented. Reflectarrays along with high-gain antennas are utilised to establish long-distance low-bandwidth X-band communication link with the Earth. Two deployable solar arrays with a drive mechanism are utilised for continuous power generation. The spacecraft uses a modified 16U structure with aluminium shielding. A customised VIS and IR range camera is used along with a high-capacity processor for observation and on-board processing. Concurrent optimisation of low-thrust trajectory and electric thruster operations is performed to achieve comprehensive optimal solutions for heliocentric transfers. Thruster control para- meters such as input grid voltage, mass flow rate, and RF coil power along with trajectory control parameters such as azimuth and elevation thrusting angles in spacecraft body centred frame are concurrently optimised to achieve transfers with minimum flight time. The definition of this framework paves the way for autonomous and responsive thruster operations along the trajectory for achieving efficient transfers without human intervention. This shall enable a comprehensive design of autonomous interplanetary CubeSats. Combined chemical–electric propulsion could lead to a major paradigm shift in solar system exploration efforts using CubeSats at high science-to-investment ratio.

I CubeSat interplanetari consentono alle università e ai consorzi di piccoli satelliti di compiere missioni di esplorazione del sistema solare a basso costo, ad alto rischio e ad alto impatto, in particolare verso Marte. Sistemi spaziali economici, affidabili e flessibili devono essere sviluppati affinché i CubeSat possano intraprendere missioni interplanetarie. I sistemi di propulsione primaria diventano parte integrante dei CubeSat interplanetari poiché sono indispensabili per le manovre e il controllo orbitale. Le missioni CubeSat possono essere caratterizzate (a) da un posizionamento in-situ effettuato da un satellite madre o (b) da CubeSat autonomi e altamente flessibili, in grado di compiere una crociera nello spazio profondo. Un alto grado di flessibilità e indipendenza permette ai CubeSat autonomi di allargare le finestre di lancio e introdurre nuovi paradigmi nella guida, navigazione e controllo autonomi. Il presente lavoro si concentra sulla progettazione e la caratterizzazione delle prestazioni di sistemi di propulsione combinati chimico–elettrici per consentire missioni di CubeSat 16U autonomi su traiettorie ibride ad alta/bassa spinta, dalla Terra a Marte. L’enfasi è sulla propulsione combinata, che consiste in due sistemi separati nello stesso satellite, i quali vengono utilizzati in diverse fasi della missione. Le soluzioni di trasferimento ibrido che utilizzano la propulsione chimico–elettrica permettono un compromesso tra la massa del sistema e il tempo di trasferimento. Il caso di studio è la missione Mars Atmospheric Radiation Imaging Orbiter (MARIO), una missione che prevede l’impiego di un CubeSat di 16U da 32 kg, il quale deve essere in grado di sfuggire dalla Terra, eseguire una crociera autonoma nello spazio profondo, realizzare la cattura balistica ed essere collocato in un’orbita operativa attorno a Marte. Il design della propulsione chimica si basa su un requisito di ∆V , corrispondente a 445 m/s, per sfuggire dalla Terra e stabilizzare l’orbita di cattura attorno a Marte, su un vincolo di spinta di 3 N e su un vincolo di massa del sistema di propulsione combinata del 50% della massa iniziale al lancio. Il sistema utilizza un monopropellente green non tossico, nello specifico, una miscela di ammonio dinitramide (ADN) denominata FLP-106, il quale è più sicura e performante rispetto ad altri propellenti (e.g. idrazina). La pressione in camera di combustione del propulsore è di 2 MPa. Il diametro di gola dell’ugello è pari a 0.75 mm, il rapporto delle aree È pari a 200 ed il semi-angolo di espansione è pari a 15°. Vengono impiegati due propulsori in grado di fornire una spinta totale di 3.072 N ed un impulso specifico di 241.2 s. È stato eseguita un’analisi di traiettoria ad alta spinta per calcolare la quantità di propellente necessaria da garantire un fuga dalla Terra nel minor tempo possibile. La traiettoria ad alta spinta viene eseguita tramite manovre multiple per allargare l’orbita ed ogni manovra viene suddivisa in parti uguali prima e dopo il perigeo. Il tempo di volo totale, alimentato e balistico, fino al raggiungimento di un eccentricità e = 1 è pari a ~33.03 giorni. Per il ∆V richiesto, la massa di propellente necessaria è di 5.725 kg. Quattro serbatoi di forma cilindrica con estremità ellissoidali, per un volume totale di 4640.4 cm3, sono utilizzati per lo stoccaggio del propellente. I serbatoi sono progettati per resistere ad una pressione di scoppio di 3.9 MPa e ad una pressione di alimentazione nominale pari a 2.2 MPa. Per mantenere i serbatoi del propellente in pressione, è stato progettato un serbatoio pressurizzato, di volume pari a 492 cm3, contenente azoto gassoso inizialmente alla pressione di 28 MPa. La massa totale del sistema di propulsione chimica è 6.91 kg, corrispondente al 21.59% della massa iniziale al lancio (32 kg). La propulsione elettrica viene utilizzata per eseguire il trasferimento eliocentrico autonomo a bassa spinta, per realizzare la cattura balistica e per la circolarizzazione della traiettoria del satellite in un’orbita operativa attorno a Marte. Il design si basa sui requisiti posti sul tempo di trasferimento massimo, sul massimo consumo di potenza e sul vincolo della massa del sistema di propulsione combinata. Inoltre, è stato implementato un modello di prestazioni di un propulsore ionico in miniatura, basato sullo iodio, attivato tramite radiofrequenza e accoppiato induttivamente. Tale modello è utilizzato per calcolare la variazione di spinta, l’impulso specifico e l’efficienza in funzione della potenza in ingresso. La dimensione caratteristica di tale propulsore è 2.5 cm. La portata massica è mantenuta a 48 µg/s, mentre, per garantire l’accelerazione degli ioni la differenza di potenziale delle griglie è mantenuta a 2000 V. Considerando il caso in cui viene fornita la potenza massima, pari a 67 W, la spinta massima è di 1.492 mN e il massimo Isp è di 3168 s. La spinta e l’Isp crescono/diminuiscono con la crescita/diminuzione della potenza fornita, la quale a sua volta dipende dalla distanza dal Sole. Un’ottimizzazione di traiettoria a bassa spinta, basata sul modello di prestazioni del propulsore e vincolata dalla potenza, è effettuata per calcolare il tempo di trasferimento, il ∆V e la massa di propellente richiesta per trasferimenti a tempo minimo e trasferimenti ottimi in termini di propellente. Viene quindi eseguita una circolarizzazione a bassa spinta della traiettoria per completare il design della missione e dimensionare il sistema. Considerando il caso di trasferimento a tempo minimo, il tempo totale di volo è 1250 giorni, incluso un periodo di spinta continua pari a 1186.83 giorni. Il ∆V cumulativo è pari a 5.837 km/s. Nel caso di trasferimento eliocentrico a tempo minimo e circolarizzazione a bassa spinta, la massa totale di propellente ammonta a 5.87 kg. Un serbatoio termoplastico di dimensione 20 cm x 10 cm x 6.5 cm viene utilizzato per lo stoccaggio del propellente. Includendo il PPCU e il sistema di alimentazione, il volume totale ammonta a 3U. La massa totale del sistema propulsivo elettrico è pari a 6.57 kg, corrispondente al 20.53% della massa iniziale al lancio. Viene presentata la progettazione preliminare dei sistemi di MARIO per fornire una panoramica della missione e dello scopo della ricerca. Vengono presentate l’architettura del sistema e la progettazione dei sistemi di volo che includono informazioni sui sottosistemi quali quello elettrico, delle telecomunicazioni, ecc. Vengono inoltre presentati la configurazione di MARIO e i budget del sistema. Reflectarrays ed antenne ad alto guadagno sono utilizzate per stabilire una connessione con la Terra a lunga distanza e bassa banda nell’intervallo di frequenze X-band. Per la generazione continua della potenza vengono utilizzati due pannelli solari dispiegabili, equipaggiati con un meccanismo di rotazione. Il CubeSat utilizza una struttura 16U ad hoc e schermata in alluminio. È inoltre previsto l’utilizzo di una camera VIS & IR e di un processore ad alte prestazioni per l’osservazione e l’elaborazione di bordo. L’ottimizzazione simultanea della traiettoria a bassa spinta con le operazioni del propulsore elettrico viene sfruttata per ottenere soluzioni ottimali dei trasferimenti eliocentrici. I parametri di controllo del propulsore, come il voltaggio della griglia, la portata massica e la potenza della bobina RF, insieme ai parametri di controllo della traiettoria, ovvero gli angoli di azimut e di altezza della spinta, sono contemporaneamente ottimizzati per ottenere trasferimenti con tempo di volo minimo. La definizione di questa metodologia apre la strada a operazioni autonome del sistema propulsivo lungo la traiettoria in modo da effettuare trasferimenti efficienti senza intervento umano. Ciò consentirà una progettazione completa di CubeSat interplanetari autonomi. La propulsione chimico–elettrica combinata potrebbe portare ad un grande cambiamento di paradigma negli sforzi di esplorazione del sistema solare usando CubeSat ad alto rapporto fra ritorno scientifico e investimento.