Mission analysis and thermal control for paraffin wax-based propulsion CubeSat

With the adoption of standardised CubeSat technology, the ease of access to space has dramatically increased. One of the key challenges when designing a CubeSat is to optimise the available space inside the structure; about this, the miniaturisation of electronic components results to be quite helpful; moreover, a lot of these components are - nowadays - available as commercial-off-the-shelf. So, combining the relative affordability of such components and the relative simplicity of designing a CubeSat mission, these small spacecraft are a gold mine for Earth observation missions, as well as being absolutely suitable for technology demonstrations and experiments, designed by universities all around the world; another aspect that comes in help of these missions is the increased availability of rideshare opportunities. Due to the reduced size and scale of these satellites it is hard to develop an adequate propulsion system, especially one capable of delivering high levels of ∆V, and so both orbital maneuvers and deorbiting possibilities are limited; this might turn into creating even more space junk. Moreover, another relevant trend is the one regarding the use of more environmental friendly propellants: so, systems based on - for example - hydrazine, widely use in macro satellites, should be dismissed and replaced with greener propellants, such as paraffin wax. Indeed, the focus of this work will be to develop the preliminary aspects of a mission, by the Space Enabled Research Group at Massachusetts Institute of Technology, that will make use of a hybrid propulsion system on-board a CubeSat, based on paraffin wax as fuel. The aim of the thesis is to use a parametric tool, developed on Matlab/Simulink, that takes care of coupling the orbital and attitude dynamics with the thermal environment. This is a crucial aspect for a correct prediction of the in-orbit temperature that the spacecraft, and in particular the paraffin wax unit, will experience during the operational lifetime. In the final part, a scenario where the paraffin wax engine is used to furnish a single-impulse deorbit maneuver will be analysed.

L’accesso all’esplorazione spaziale, grazie all’adozione di piccoli satelliti quali i CubeSat, è stato enormemente semplificato. Una delle sfide più complesse a cui si va incontro durante il progetto di un CubeSat è di sicuro l’ottimizzazione dello spazio interno; a tal proposito, il trend che vede i componenti elettronici sempre più miniaturizzati è di grande aiuto; inoltre, tali componenti sono ormai facilmente reperibili off-the-shelf. Perciò, la combinazione di questi due elementi - cioè la facile reperibilità di componenti elettronici e la relativa semplicità nella progettazione di una missione che sfrutti un CubeSat - rende l’utilizzo di questi piccoli satelliti particolarmente fruibile per missioni, ad esempio, di osservazione terrestre, per esperimenti accademici e quant’altro. Tuttavia, a causa della miniaturizzazione di questi satelliti, è estremamente difficile implementare un opportuno sistema propulsivo; quanto meno, risulta difficile svilupparne uno in grado di fornire un significativo valore di ∆V. Per tale motivo, i CubeSat sono fortemente limitati in termini di manovre orbitali, come ad esempio il deorbit a fine vita. Inoltre, un altro aspetto inerente alla propulsione è di sicuro legato all’impatto ambientale dei propellenti utilizzati oggigiorno: il trend che si sta seguendo è quello di muoversi verso propellenti più green, quali ad esempio la cera di paraffina, oggetto di studio di questo lavoro. Nella fattispecie, il focus di questa tesi riguarda lo sviluppo degli aspetti preliminari di una missione, ideata dallo Space Enabled Research Group del Massachusetts Institute of Technology, che utilizzerà un sistema di propulsione ibrido a bordo di un CubeSat, basato sulla cera di paraffina come carburante. In particolare, l’obiettivo della tesi è quello di sfruttare un modello parametrico, sviluppato su Matlab/Simulink, che accoppia la dinamica orbitale con quella d’assetto in modo tale da calcolare i flussi a cui ciascuna faccia del satellite è soggetto. Quest’aspetto è cruciale per una corretta previsione della temperatura a cui la cera andrà incontro durante la vita operativa del satellite. In fine, nell’ultima parte, verrà descritto uno scenario in cui il motore fornirà l’impulso per eseguire una manovra di deorbit.