Boreas. An air-launched light satellite launcher design

The current thesis work can be considered as part of the Future Launcher Preparatory Programme (FLPP) of the European Space Agency (ESA); this programme arises from the wish to reduce the launch costs for small space systems. A key point to be analysed in such a field is relevant to a clever management of the resources and of the infrastructures linked to each launch phase: in particular, the substitution of a ground-based launch with a air-to-air launch that would allow to exploit a simple military airport, to avoid political and national issues, to simplify safety procedures and to reduce requirements on the launch base. Moreover, this approach increase also the flexibility of the small satellites. In fact, nowadays, the design of such satellites has to take into account the fact that they are launched as secondary payload, which implies the need to accept a compromise between the achievable orbit and the preferred one. This often causes delays and, then, an increase of the launch costs. An air-to-air launch from an airplane would offer to this class of satellites the possibility to be placed on the preferred operative orbit without any additional manoeuvre requiring a higher propulsive cost (e.g. plane changes). The current work also discuss the results obtained during the feasibility study for a launcher released by a plane. A multidisciplinary approach has been selected, allowing to consider also the configuration, propulsion and control aspects. A detailed analysis of the launcher dynamics has been performed, taking into account all the phases of the mission, from the release strategies up to the insertion in the final orbit. Special attention has been focused on the use of off-the-shelf components and in the components that are currently under development for the small launchers, including among the evaluation criteria not only the performance of the launchers (e.g. mass, achieved orbit), but also the flexibility of their propulsive systems to face different missions. This study has also allowed to highlight and quantify the critical aspects that mainly impact the payload mass.

Il presente lavoro di tesi si inserisce nel contesto del Future Launcher Preparatory Programme (FLPP) dell’Agenzia Spaziale Europea (ESA); il programma nasce dal desiderio di ridurre i costi di lancio per sistemi spaziali di dimensioni contenute. Un aspetto chiave da analizzare in questo ambito riguarda la gestione razionale delle risorse e delle infrastrutture connesse alla totalità della fase di lancio: in particolare, la sostituzione del lancio del vettore dal suolo con il lancio da aereo permetterebbe di usufruire di un semplice aeroporto militare, di evitare i vincoli di carattere politico/nazionale, di semplificare le norme di sicurezza e di ridurre i requisiti sul sito stesso di lancio. Inoltre tale approccio consente una certa flessibilità per i satelliti di piccole dimensioni. Oggigiorno il progetto di tali satelliti deve tenere in considerazione che essi vengono lanciati come carico pagante secondario, il che implica la ricerca di un compromesso tra l’orbita disponibile e quella desiderata. Ciò causa spesso ritardi con un conseguente aumento dei costi. Il lancio aereo offre a questa classe di satelliti la possibilità di essere posizionati sull’orbita operativa desiderata senza ulteriori manovre ad alto costo quali i cambi di piano orbitale. Il presente lavoro discute i risultati ottenuti dallo studio di fattibilità svolto per un lanciatore sganciato da aereo. Si è scelto di mantenere un approccio multidisciplinare nello studio, che coinvolgesse gli aspetti di configurazione, propulsivi e di controllo. Si è effettuato uno studio dettagliato della dinamica del veicolo, dagli effetti legati alla strategia di sgancio fino all’immisione nell’orbita operativa. Si è prestata particolare attenzione all’impiego di componentistica già presente sul mercato o in attuale sviluppo per piccoli lanciatori, includendo tra i criteri di valutazione non solo le tipiche prestazioni di lanciatori (massa/quota) ma anche la modularità progettuale cosi da consentire l’impiego di differenti soluzioni propulsive. Lo studio svolto ha permesso di evidenziare e quantificare gli aspetti critici che maggiormente impattano sulla massa di carico pagante.