Towards the use of CubeSats for asteroid deep-space mission : feasibility and performance analysis on a liquid bi-propellant chemical propulsion system

Orbital capability is the next important step for nanosatellites in general and CubeSats in particular. Although trajectory maneuvers and their implementation have been thoroughly studied for classical satellites, the high level of constraints on CubeSats in terms of mass, volume and power, makes the transition delicate. Orbit, attitude and power control subsystems available for this format have too optimistic performance in literature. To verify this hypothesis, the aim of this thesis is to preliminary design a 6 Units CubeSats with deployable solar panels to enable orbit transfer capability and to fulfill the requirement of the mission. The candidate objective chosen is a mission to visit a Near-Earth asteroid. In particular, the asteroid fly-by mission is analyzed. The mission takes advantage of the ability of the launcher to place it into an initial trajectory of SSGTO orbit. The spacecraft needs to contain a visible, for a physical characteristics, such as shape and dimension, to near-infrared (VIS-NIR). Hence, a hyperspectral imager payload operating in the spectral range of 500–2500 nm spectrometer is selected. The main objective of the mission is to transfer the CubeSats from the parking orbit to a hyperbolic leg allowing the CubeSat to perform the flyby. The cost of the maneuver is ΔV= 400 m/s. Furthermore, during the flyby, when the satellite is in the nearest point to the asteroid, the CubeSats must point and keeping correctly a target direction. The requirement of the mission is to use a bi-propellant liquid propulsion system, which implied the additional design of pressure tanks to feed the combustion chamber. The propulsion system will occupy a high percentage of the total volume, about 4U. Eventually, the choice of chemical propulsion is proved to be feasible and valuable. However, in the conclusion, the drawbacks and advantages of implementing chemical propulsion instead of electric ones are considered and analyzed.

Le manovre orbitali sono il prossimo passo importante per i nanosatelliti, in generale, e per i CubeSat in particolare. Sebbene le manovre di traiettoria e la loro implementazione siano state studiate a fondo per i satelliti classici, l'elevato livello di vincoli sui CubeSat in termini di massa, volume e potenza rende la transizione delicata. I sottosistemi di controllo dell'orbita, dell'assetto e della potenza disponibili per questo formato hanno prestazioni troppo ottimistiche in letteratura. Per verificare questa ipotesi, lo scopo di questa tesi è la progettazione preliminare di un CubeSat di 6 unità per consentire le capacità di manovre orbitali e soddisfare i requisiti della missione. L'obiettivo scelto è una missione per visitare un asteroide vicino alla Terra. In particolare, viene analizzata la missione di fly-by di un asteroide. La missione sfrutta la capacità del lanciatore di posizionarla su una traiettoria iniziale di orbita SSGTO. Lo spacecraft deve contenere un'immagine visibile, per caratteristiche fisiche, come forma e dimensioni, fino al vicino infrarosso (VIS-NIR). Per questo motivo, è stato scelto un payload imager iperspettrale che opera nell'intervallo spettrale 500-2500 nm. L'obiettivo principale della missione è trasferire i CubeSat dall'orbita di parcheggio a una tratta iperbolica che consenta al CubeSat di effettuare il flyby. Il costo della manovra è ΔV= 400 m/s. Inoltre, durante il flyby, quando il satellite si trova nel punto più vicino all'asteroide, il CubeSat deve puntare e mantenere correttamente la direzione del bersaglio. Il requisito della missione è l'utilizzo di un sistema di propulsione liquido bi-propellente, che implica la progettazione aggiuntiva di serbatoi in pressione per alimentare la camera di combustione. Il sistema di propulsione occuperà un'alta percentuale del volume totale, circa 4U. Infine, la scelta della propulsione chimica è stata convalidata come fattibile e valida. Tuttavia, nella conclusione, vengono considerati e analizzati gli svantaggi e i vantaggi dell'implementazione della propulsione chimica rispetto a quella elettrica.