Design and optimization of a carrier propulsion system for lunar transfer and orbit capture

This thesis presents a preliminary study of a propulsion architecture for lunar transfer and orbital capture as part of ESA’s MoonLIGHT programme, developed in collaboration with Thales Alenia Space. The object under investigation is part of the Orbital Transfer Vehicle (OTV) family, a carrier that can perform mission manoeuvres autonomously, capable of transporting a payload of four satellites weighing 400 kg each from a circular LEO to a circular LLO and then releasing them into predefined orbits. The work includes: the optimization of Earth-Moon transfer, considering the Planar Bicircular Restricted Four-Body Problem (PBRFBP), using Multiple Shooting, with the aim of reducing flight time and energy costs; the complete sizing of the MMH-NTO propulsion system with the relative 1-D analysis of regenerative cooling; and the study of the phasing manoeuvres of the transported satellites using equations that include third-body effects. Using RPA, MATLAB, GMAT, CEA and Python, the numerical models developed were verified and validated, with the results confirming the feasibility of engine cooling and its proper functioning, compliance with the set mission times and an overall low energy cost. As a result, it was possible to demonstrate that satellites can be equipped with a simpler propulsion system, dedicated exclusively to scientific needs (orbital maintenance and attitude control), with the OTV providing Earth-Moon transfer and various manoeuvres.

Questa tesi presenta uno studio preliminare di un’architettura propulsiva per il trasferimento lunare e la cattura orbitale nell’ambito del programma MOONLIGHT di ESA, sviluppato in collaborazione con l’azienda Thales Alenia Space. L’oggetto investigato fa parte della famiglia degli Orbital Transfer Vehicle (OTV), un veicolo spaziale in grado di eseguire autonomamente le manovre di missione, capace di trasportare da una LEO circolare a una LLO circolare un carico utile di quattro satelliti da 400 kg ciascuno e di rilasciarli su orbite predefinite. Il lavoro comprende: l’ottimizzazione del trasferimento Terra-Luna, considerando il Planar Bicircular Restricted Four-Body Problem (PBRFBP) mediante Multiple Shooting, con l’obiettivo di ridurre il tempo di volo e il costo energetico; il dimensionamento completo del sistema di propulsione MMH-NTO con la relativa analisi 1-D del raffreddamento rigenerativo, e lo studio delle manovre di phasing dei satelliti trasportati sfruttando equazioni che includono gli effetti di terzo corpo. Mediante RPA, MATLAB, GMAT, CEA e Python sono stati verificati e validati i modelli numerici sviluppati, i cui risultati confermano la fattibilità del raffreddamento del motore e il suo corretto funzionamento, il rispetto dei tempi di missione prefissati e un costo energetico complessivamente contenuto. Di conseguenza, è stato possibile dimostrare che i satelliti possono essere equipaggiati con un sistema propulsivo più semplice, dedito esclusivamente alle esigenze scientifiche (mantenimento orbitale e controllo d’assetto), lasciando all’OTV il trasferimento Terra-Luna e le diverse manovre.