Modelling Thermite-aided Spacecraft Demise during Re-entry

Over the last two decades, preserving sustainable space has steadily increased awareness. This is continuing to be possible through a series of mitigation measures proposed by international committees and nations working on space missions to ensure the sustainability of the space environment. The main mitigation measure for low orbits is to anticipate the re-entry of the satellites at the end of their operational life. This stage may pose a risk to the population and property on land. The philosophy of "Design-for-Demise" (D4D) can be a promising design technique to ensure the satellite demise completely after the end of its operational life. To support the implementation of a new D4D concept, the current work investigates the possibility of introducing highly energetic material, such as a thermite mixture, to enhance the heat load along with the natural heat load acting on the spacecraft during re-entry. To reinforce this innovative idea, a new re-entry code was developed. The developed reentry code includes models to predict the heat released by the thermite charge on board to improve the ablation of the spacecraft. It is a high-fidelity re-entry trajectory code for simple shaped objects (cuboids, cylinders, and spheres) with characteristic dimensions ranging from micro to macro and thin surface thickness. The assessed modes of re-entry for these objects include face pointing, edge pointing, corner pointing, and tumbling. The NRL-MSISE-00 atmospheric model was used to compute air properties and gas composition at various altitude ranges. The simplified curve fits for the thermodynamic properties of Equilibrium air were adopted. Appropriate empirical correlations have been used to calculate the aerodynamic and aerothermodynamic properties of the various flow regime. The kinematics and dynamics of the re-entry are resolved with the ordinary differential equation solver along with the ablation model. The parametric assessment of geometric shapes, surface thickness, thermite reaction model, and thermite filling factor to study their influence on ablation mechanics was carried out. Finally, the results show that the novel "Design-for-Demise" technique of using highly energetic material to reach the end-of-life of the spacecraft at a safe altitude could be considered a promising technology.

Negli ultimi due decenni, l’attenzione rivolta alla sostenibilità dell’ambiente spaziale è aumentata costantemente. Il numero crescente di satelliti e detriti spaziali ha imposto una serie di azioni di mitigazione per limitarne la proliferazione. Relativamente alle orbite basse (Low Earth Orbit - LEO), la principale è il rientro in atmosfera dei satelliti alla fine del loro ciclo di vita. Questa manovra può essere un rischio per l’uomo e per gli oggetti a terra. Il Design-for-Demise (letteralmente, progettazione orientata al fine vita) è una strategia promettente per garantire un sicuro smaltimento del satellite alla fine della sua vita operativa. Nell’ambito del Design-for-Demise, il presente lavoro indaga la possibilità di sviluppare un codice di rientro ad alta fedeltà per oggetti dalla forma semplice (cubo, cilindro e sfera), valido per un ampio intervallo di dimensioni e massa. Le modalità di rientro valutate per questi oggetti includono il rientro ad assetto costante (con faccia, spigolo o angolo perpendicolari alla direzione del vento) e la rotazione casuale. Il modello NRL-MSISE-00 è stato utilizzato per il calcolo delle proprietà dell’aria alle diverse altitudini, così come per la valutazione della sua composizione chimica. Le proprietà termodinamiche dell’aria ad alta temperatura sono state stimate attraverso fitting. Le proprietà aerotermodinamiche sono state rappresentate mediante l’uso di correlazioni empiriche. La cinematica e la dinamica del rientro sono calcolate attraverso un sistema di equazioni differenziali ordinarie, così come l’ablazione a cui il corpo è soggetto. La principale idea esplorata è quella di utilizzare un materiale energetico (termite) per aumentare l’entalpia disponibile per l’ablazione del satellite durante il rientro in atmosfera. Il calore rilasciato dalla termite viene considerato attraverso un modello dedicato. Si è svolta poi un’analisi parametrica, variando forma geometrica, spessore di parete, modello di reazione della termite e fattore di riempimento della termite per valutare l’influenza della tecnologia sulla meccanica dell’ablazione. Da questo studio si conclude che questa strategia innovativa di Design-for-Demise può essere considerata una tecnologia promettente.