E-glider. Modeling and simulation of an electrically actuated spacecraft in a PIC-described plasma field

The main purposes of this work are to refine and expand the existing models for the analysis of an E-Glider mission, re-evaluate the capabilities of an electrically actuated spacecraft by using a plasma field obtained as result from the more accurate PIC analysis and expand the validity domain of the results obtained. The simulator used along this work named AMOSPy have been updated and completely de-bugged. The results obtained from the testing phase of AMOSPy are well promising due to the extremely low errors obtained with respect to the available software used for validation. The software in its last release is ready to undergo to more in depth validations in order to be fully certified and possibly used also for other purposes different from the E-Glider simulations. The analysis of the zero velocity curves that can be obtained by using a charged spacecraft immersed in a PIC-Described plasma field highlighted the presence of new and more equilibrium points. These results demonstrate that the Nitter model is not accurate enough to be used to describe the actual environment in close proximity of an asteroid with the level of confidence required for the evaluations of the feasibility of an E-Glider mission. The sensitivity analysis demonstrated the quadratic relation between the spacecraft equivalent radius and the charge over mass required for the hovering. The sensitivity of the charge over mass ratio with respect to the Sun distance of the main body highlighted an increment of the needed charge for the hovering on the sunlit side for a main body closer to the Sun. The presence of highly stable natural periodic orbits displaced towards the dark side of the asteroid has been confirmed by using a dedicated algorithm developed during the work presented here. The periodic electrostatic orbits designed for a plasma field numerically computed by using the Nitter model in previous work are no more present, resulting in the impossibility of defining a closed electrostatic orbit. By using the dumbbell spacecraft model the perturbing effects on the natural stable orbit designed for a point mass spacecraft have been evaluated by using the osculating keplerian elements. The development of a control strategy based only on the electrostatic actuation of a spacecraft for the re-positioning and pointing of an E-Glider in hovering in the planar case has been carried out both for the single dipole model and for the double dipole model. The effects on the total charge required on each electrode have been assessed for different tether lengths and for different levels of charge saturation limits of the actuator. The power requirements and the potential level reached by each electrodes have been evaluated for different geometries of the spacecraft and of the electrodes. The most limiting factor is the extremely high potential reached by the electrodes. An algorithm for the numerical expansion of the validity domain of the PIC model based on the Nitter model has been proposed in this work, resulting in a valid continuation method of the PIC potential model. The results obtained for the given PIC potential have been generalised for different asteroids by evaluating the effects of an higher surface photoemissivity.

Gli scopi principali di questo lavoro sono il perfezionamento e l'espansione dei modelli esistenti per l'analisi di una missione per un E-Glider, la rivalutazione delle capacità di un veicolo spaziale azionato solo elettrostaticamente sfruttando il campo di plasma ottenuto come risultato delle estremamente accurate analisi PIC e l'espansione del dominio di validità dei risultati ottenuti. Il simulatore utilizzato in questo lavoro, chiamato AMOSPy, è stato aggiornato e completamente corretto e rivisto. I risultati ottenuti dalla fase di test di AMOSPy sono ben promettenti poichè gli errorri ottenuti sono estremamente bassi rispetto al software già disponibile ed utilizzato per la convalida. Il software nella sua ultima versione è pronto per essere sottoposto a validazioni più approfondite al fine di essere pienamente certificato e possibilmente utilizzato anche per altri scopi diversi dalle simulazioni di un E-Glider. L'analisi delle curve di velocità nulla, che possono essere ottenute utilizzando un veicolo spaziale carico immerso in un campo di plasma descritto dalle PIC, ha evidenziato la presenza di nuovi punti di equilibrio. Questi risultati dimostrano che il modello di Nitter non è abbastanza preciso da poter essere utilizzato per descrivere l'ambiente reale nelle immediate vicinanze di un asteroide con il livello di confidenza richiesto per le valutazioni della fattibilità di una missione di un E-Glider. L'analisi di sensibilità ha dimostrato la relazione quadratica tra il raggio equivalente del veicolo spaziale e il rapporto carica su massa richiesta per l'hovering. La sensibilità del rapporto tra carica e massa rispetto alla distanza del Sole dal corpo principale ha evidenziato un incremento della carica necessaria per l'hovering sul lato illuminato dal Sole per un asteroide più vicino al Sole stesso. La presenza di orbite periodiche naturali altamente stabili spostate verso il lato oscuro dell'asteroide è stata confermata utilizzando un algoritmo dedicato sviluppato durante il lavoro qui presentato. Le orbite elettrostatiche periodiche ottenute per un campo di plasma calcolato numericamente usando il modello di Nitter nei lavori precedenti non sono più presenti, data la dimostrata impossibilità nel definire un'orbita elettrostatica chiusa. Usando il modello "a manubrio" per modellare il veicolo spaziale, gli effetti perturbanti sull'orbita naturale stabile progettata per uno spacecraft modellato come massa puntiforme sono stati valutati usando gli elementi kepleriani osculanti. Lo sviluppo di una strategia di controllo basata esclusivamente sull'azionamento elettrostatico di un veicolo spaziale per il riposizionamento e il puntamento di un E-Glider in hovering nel caso planare è stato effettuato sia per il modello a dipolo singolo che per quello a doppio dipolo. Gli effetti sulla carica totale richiesta su ciascun elettrodo sono stati valutati per diverse lunghezze degli elettrodi e per diversi limiti di saturazione della carica dell'attuatore. La potenza richiesta e il livello di potenziale raggiunto da ciascun elettrodo sono stati valutati per diverse geometrie dello spacecraft e degli elettrodi. Il fattore più limitante è il potenziale estremamente elevato raggiunto dagli elettrodi. In questo lavoro è stato proposto un algoritmo per l'espansione numerica del dominio di validità del modello PIC basato sul modello di Nitter, risultante in un valido metodo di continuazione numerica del modello di potenziale descritto dalle PIC. I risultati ottenuti per il potenziale delle analisi PIC date sono stati generalizzati per diversi asteroidi valutando gli effetti di una diversa fotoemissività superficiale dell'asteroide stesso.