Mechanical design of an IR camera optical bench for Juno mission

Born from the collaboration between American and European space agencies, the EJSM project, acronym of Europa Jupiter System Mission, will employ two spacecraft for the Jupiter‘s system exploration. Especially ESA has the hard work to built two modules: Jupiter Ganymede Orbiter (JGO) and Jupiter Europa Orbiter (JEO). The mission beginning is scheduled for the 2020, year in which the two spacecraft, will be launched on space by means of Arianne V. This thesis is focused on the mechanical design of the Thermal Mapper (TM) that will be on the JGO module. This instrument, composed mainly by a structure upon which are mounted optics with relative supports, conveniently oriented, will point out Jupiter‘s atmosphere characteristics determining, furthermore, the volcanic activities of Io and Icy satellites. In consideration of the constraints imposed by the mission in terms of mass budget (maximum allowable weight of the total instrument equal to 5 kg) and of natural frequency (imposed at a value higher than 140 Hz), the thesis work is structured into many design steps. Considering, that this was the instrument feasibility study, in the first work phase, various models have been implemented, adopting different technical solution; for instance, the single and the double plane as optical bench structures, for mounting the optics supports. These last ones, thanks to FEM simulator of CATIA, have been designed, to be compliant with the requirements on the lower eigenfrequency and strength constraints. The study, afterwards, has been focused on the supporting structure, which will connect the Thermal Mapper to the satellite. This structure in addition to the usual requirements on mass and stiffness and strength has to guarantee a low heat exchange between the instrument and the satellite, being the former cooled to reduce the thermal noise. For these reasons, thermal resistance analysis and structural analysis have been conducted in parallel. The final result is the definition of an instrument structural configuration that is compatible with design constraints and in particular having a structure mass of 0.8 kg, and a natural frequency at 160 Hz.

Nato dalla collaborazione tra le due agenzie spaziali, statunitense (NASA) ed europea (ESA), il progetto EJSM, acronimo di Europa Jupiter System Mission, prevede l‘uso di due sonde per l‘esplorazione del sistema gioviano. In particolare all‘Agenzia Spaziale Europea è stato affidata la costruzione dei moduli Jupiter Ganymede Orbiter (JGO) e Jupiter Europa Orbiter. L‘inizio della missione è stato programmato per il 2020, anno in cui le sonde verranno messe in orbita dal razzo Arianne V. Il presente lavoro di tesi descrive la progettazione meccanica del Thermal Mapper (TM) presente nel modulo JGO. Questo strumento, composto principalmente da una struttura su cui sono montate le ottiche con i relativi supporti, orientato opportunamente, rileverà le caratteristiche dell‘atmosfera gioviana determinando, inoltre, le attività vulcaniche dei satelliti Io e Icy. In considerazione dei vincoli imposti dalla missione in termini di mass budget (imposto ad un massimo di 5 Kg per il modello completo) e di frequenze proprie (imposte ad un valore superiore ai 140 Hz), il lavoro di tesi si è articolato in diverse fasi di progettazione. Trattandosi di uno studio di fattibilità, nella prima fase di questo lavoro di tesi, si è individuato un modello di riferimento comparando diverse soluzioni tecniche tra le quali il singolo e il doppio piano di appoggio per i supporti delle ottiche. Le diverse soluzioni sono state analizzate avvalendosi dell‘uso del simulatore agli elementi finiti, presente nel software CAD Catia, per ciascuna configurazione è stata svolta la progettazione strutturale considerando in particolare i requisiti inerenti la prima frequenza propria e in secondo luogo effettuando verifiche di resistenza. Lo studio si è poi focalizzato sulla definizione e ottimizzazione della struttura di supporto e isolamento termico con la quale, il Thermal Mapper, verrà montato sul satellite. Questa, oltre ai normali requisiti di massa e di prima frequenza propria del sistema completo, deve minimizzare lo scambio termico conduttivo tra il satellite e lo strumento stesso che per ragioni di riduzione dei disturbi deve essere raffreddato. Per tale motivo, di carico di punta e di resistenza termica, sono state condotte in parallelo per la progettazione di queste parti. E‘ stato così possibile ottenere il modello complessivo del Thermal Mapper che costituisce ora la configurazione di base per questo strumento. Il risultato ~ XIV ~ rilevante è che la soluzione ottenuta una porta ad una massa della struttura di circa 0.8 kg con una prima frequenza propria di circa 160 Hz, entrambe le caratteristiche soddisfano i requisiti di progetto e permettono di documentare la fattibilità dello strumento.