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L’utilizzazione dell’atmosfera planetaria, con l’intento di ridurre la massa di propellente necessaria per effettuare una manovra orbitale attorno al pianeta stesso, è una tecnica valutata da tempo con molto interesse per i potenziali benefici ottenibili. Ogni risparmio in propellente, infatti, può essere trasformato in un aumento di carico utile trasportato oppure in un ampliamento di taluni sottosistemi del veicolo spaziale. Normalmente al fine di poter trarre il massimo benefico da una manovra aeroassistita diventa indispensabile un “uso più intenso” del segmento atmosferico del volo spaziale, sia per profondità degli strati attraversati ed anche per durata di tempo di volo. Questi fatti implicano come diretta conseguenza l’adozione di uno scudo termico più massiccio. Un naturale interrogativo che scaturisce a questo punto – e che si è trasformato nella research question alla base del presente lavoro – è se l’accresciuta massa del sistema di protezione termica possa diminuire fortemente o, al limite, cancellare il beneficio derivante dal risparmio di propellente rendendo inefficace il ricorso alla manovra aeroassistita. Lo scopo principale della ricerca è stato quindi quello di trovare, per una data missione aeroassistita, la combinazione ottima di traiettoria e di configurazione dello scudo termico che rendesse massimo il risparmio globale di massa di propellente e di protezione termica stessa. All’uopo è stata proposta una metodologia, successivamente tradotta in codice numerico, tesa a realizzare uno strumento integrato – per la massima parte originale – per l’ottimizzazione complessiva e combinata di traiettorie aeroassistite e rispettivi scudi termici. L’idea è stata quella di creare a beneficio del progettista un tool, nel contempo rappresentativo, flessibile ed esaustivo, di ausilio nelle fasi di preparazione preliminare di una missione spaziale. Il tool fa riferimento a modelli termici altamente rappresentativi per materiali ablativi unitamente ad un modello dinamico di veicolo spaziale con controllo di assetto e ad un ottimizzatore globale opportunamente studiato per ottenere rapidità di convergenza. L’analisi è stata affrontata, sempre per ragioni di maggiore rappresentatività, accoppiando i modelli termici e dinamici del problema, naturalmente collegati e mutuamente interferenti, modalità che per contro viene proposta molto raramente in letteratura a causa dell’enorme aggravio a livello di tempo macchina richiesto. Il margine di convenienza della manovra aeroassistita viene valutato per confronto con l’equipollente manovra extraatmosferica totalmente propulsiva. Come applicazione sono stati esaminati tre casi di studio, differenti per tipologia di manovra, veicolo e scudo termico adottato, al fine di ottenere una casistica sufficientemente ampia ed affrontando per di più tematiche progettuali diversificate. Con il primo caso di studio, aerofrenaggio da orbita terrestre alta ad orbita bassa, si è inteso valutare quali tra le caratteristiche del veicolo e del suo scudo termico impattino maggiormente sulla soluzione ottima. I risultati in tale caso mostrano la grande influenza del tipo di materiale ablativo utilizzato e del valore dell’efficienza aerodinamica del veicolo mentre altre grandezze giocano un ruolo minore. Considerevoli benefici possono essere tratti inoltre da un attento progetto termico mediante l’adozione di un coefficiente di sicurezza termica adeguato e l’impiego di tipi di adesivo ad alte prestazioni per la bond-line, cioè il film che collega lo scudo termico alla struttura sottostante. Il secondo caso di studio, più complesso ed articolato, ha invece riguardato la valutazione della convenienza per una manovra di variazione di inclinazione di piano orbitale da parte di un veicolo spaziale dotato di scudo termico misto ablativo/riutilizzabile. Sono state determinate, al variare parametrico del livello ammissibile di flusso termico entrante, le traiettorie ottime e le rispettive configurazioni ottime dello scudo termico, intese come mappatura della localizzazione dei vari materiali e dei loro spessori minimi. I risultati indicano che, con l’adozione di opportuni materiali ablativi, la manovra aeroassistita, nel caso in esame, risulta più conveniente dell’equivalente manovra totalmente propulsiva anche considerando l’incremento di massa del veicolo dovuto alla presenza del sistema di protezione termica. Per di più il caso maggiormente conveniente che è stato rilevato è quello che prevede uno scudo termico interamente ablativo in carbon phenolic a bassa densità nell’ipotesi di assenza di vincolo sul flusso termico entrante. Il terzo caso di studio, infine, è un esercizio di dimensionamento e di definizione di configurazione ottima dello scudo termico per un veicolo a cellula rigida portante, previsto per una futura missione di aerocattura su Nettuno, partendo da una traiettoria ottima assegnata. I risultati mostrano la convenienza dell’adozione di uno scudo termico a più materiali ablativi, differenti a seconda della zona da proteggere del veicolo. Come corollario non scontato, e per una valutazione dell’impatto della scelta effettuata a livello metodologico, è stato dimostrato come l’opzione della soluzione accoppiata dei problemi termici e dinamici comporti l’ottenimento di risultati sensibilmente diversi dal caso disaccoppiato, grazie alla maggiore rappresentatività adottata. Inoltre agendo con il disaccoppiamento si ottengono soluzioni conservative, quindi sfavorevoli, per quanto riguarda la valutazione della convenienza della tecnica aeroassistita. Il maggior carico computazionale richiesto trova quindi una giustificazione progettuale, per lo meno per gli ambiti per i quali il tool è stato realizzato. Da ultimo la validazione del tool ha avuto riscontro positivo con risultati di casi analoghi di letteratura. |
