Lanciato da un razzo Soyuz dallo Spaceport europeo di Kourou (Guyana francese), è in orbita MetOp-C, il terzo satellite del Meteorological Operational satellite programme (MetOp), una costellazione di 3 satelliti meteorologici identici che completa il programma di satelliti Meteosat in orbita geostazionaria a 36.000 km sopra l’Equatore. I satelliti MetOp sono stati sviluppati dall’European Space Agency (ESA) per costituire il segmento spaziale Eumetsat Polar System (EPS), il contributo dell’Europa ad un sistema polare multi-orbita condiviso con l’agenzia statunitense National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA).
 

 
Lanciato nel 2006, MetOp-A è stato il primo satellite meteorologico europeo in orbita polare (ruota attorno alla Terra passando da un polo all’altro) a poco più di 800 km di altezza, seguito da MetOp-B il cui lancio è avvenuto nel 2012. Pesanti oltre 4.000 kg ciascuno, con i pannelli solari aperti i satelliti MetOp misurano 17,6 m x 6,5 m x 5,2 m.
Dotati di sensori per le misure di temperatura, umidità, gas atmosferici, ozono e velocità del vento sulla superficie degli oceani, gli avanzatissimi strumenti a bordo (sviluppati in Europa e negli Stati Uniti) saranno utilizzati sia per scopi di ricerca sul clima, sia per contribuire a migliorare le previsioni meteorologiche fino a 10 giorni di anticipo.
Con i tre satelliti MetOp operativi in orbita, l’EPS rilascerà agli utenti i dati di output a partire dalla primavera del 2019.
 

 
Gli strumenti a bordo dei satelliti sono:
– AMSU-A (Advanced Microwave Sounding Unit-A)
– ASCAT (Advanced Scatterometer)
– AVHRR/3 (Advanced Very High Resolution Radiometer)
– GOME-2 (Global Ozone Monitoring Experiment-2)
– GRAS (Global Navigation Satellite System Receiver for Atmospheric Sounding)
– IASI (Infrared Atmospheric Sounding Interferometer)
– MHS (Microwave Humidity Sounder
– SEM (Space Environment Monitor)
– ARGOS (Advanced Data Collection)

MetOp-C assicurerà anche la transizione graduale all’Eumetsat Polar System – Second Generation (EPS-SG): sviluppato dall’ESA in cooperazione con NOAA, si tratta di un programma che prevede una costellazione di 6 satelliti (1A, 1B, 2A, 2B, 3A,3B), in orbita polare a 817 km dalla Terra, che garantirà la continuità delle osservazioni satellitari agli utenti nel periodo 2021-2040.
Il lancio del primo satellite MetOp-SG 1A è programmato per settembre 2021.

Testo redatto su fonte ESA del 7 novembre 2018
Per approfondimenti su MetOp: Meteorological Operational satellite programme
Per approfondimenti su EPS: Eumetsat Polar System
Per approfondimenti su EPS-SG: Eumetsat Polar System – Second Generation
Images credit: ESA

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Con il decollo, a bordo del lanciatore Ariane 5, dalla base spaziale europea di Kourou (Guyana Francese), è iniziata la missione BepiColombo il cui obiettivo sarà l’esplorazione e lo studio di Mercurio. Si tratta del pianeta più vicino al Sole, di cui conosciamo ancora poco, difficile da raggiungere ma importantissimo dal punto di vista della Planetologia per capire l’origine e l’evoluzione del Sistema Solare. Dopo Mariner 10 e Messenger (entrambe missioni della NASA), saranno l’Europa e il Giappone a fare il grande passo verso il cosiddetto “pianeta degli estremi”. BepiColombo è il risultato della collaborazione tra l’European Space Agency (ESA) e la Japan Aerospace eXploration Agency (JAXA), ma con leadership europea.
Prima di arrivare nella regione più interna del nostro sistema planetario, ad appena 58 milioni di chilometri da Sole, BepiColombo viaggerà nello spazio per 7,2 anni. Il nome della missione è un tributo al matematico, fisico, astronomo e ingegnere padovano Giuseppe (Bepi) Colombo.

BepiColombo è una delle missioni di esplorazione interplanetaria più ambiziose mai programmate dall’ESA, nonché una delle più articolate perché composta da tre moduli e uno scudo solare, il MOSIF (Magnetospheric Orbiter Sunshield and Interface Structure).
Il sistema spaziale è composto da due sonde (orbiter) che viaggeranno unite tra loro: l’europea Mercury Planetary Orbiter (MPO) e la giapponese Mercury Magnetospheric Orbiter (MMO).
MPO, avvicinandosi a Mercurio, avrà il compito di analizzarne la superficie e la composizione, mentre MMO avrà lo scopo di studiare in dettaglio l’ambiente magnetico del pianeta, la sua interazione con il vento solare e la chimica dell’impalpabile esosfera.
Una volta giunte nelle proprie orbite attorno a Mercurio, MPO e MMO opereranno autonomamente.

Mercury Planetary Orbiter (MPO)

Mercury Magnetospheric Orbiter (MMO)

 
Dei 16 strumenti/esperimenti a bordo delle due sonde, l’Agenzia Spaziale Italiana (ASI) ne ha realizzati 4 imbarcati su MPO:
1) l’accelerometro ISA (Italian Spring Accelerometer);
2) i rilevatori di particelle neutre e ionizzate SERENA (Search for Exosphere Refilling and Emitted Neutral Abundances);
3) la suite SIMBIO-SYS (Spectrometers and Imagers for MPO BepiColombo Integrated Observatory System) composta da tre strumenti ottici (High resolution and stereo cameras, Visual and NIR spectrometer);
4) il trasponder MORE (Mercury Orbiter Radio science Experiment) che misurerà i segnali di onde elettromagnetiche, in banda Ka, che saranno inviati dal trasponder a terra e viceversa.
Il contributo italiano si amplia anche con la partecipazione allo strumento francese PHEBUS (Probing of Hermean Exosphere By Ultraviolet Spectroscopy), spettrometro dedicato all’indagine della composizione e della dinamica dell’esosfera di Mercurio. La partecipazione è regolata da un accordo bilaterale ASI-CNES e riguarda le attività di calibrazione mirate a definire un modello radiometrico completo dello strumento svolte dal team del Consiglio Nazionale delle Ricerche (CNR) e dell’Università di Padova.

MPO e MMO sono contenute nell’MTM (Mercury Transfer Module), un modulo, progettato e costruito dall’ESA, che, sebbene se non ha carico scientifico, costituisce un elemento chiave per arrivare su Mercurio, poichè funge unicamente da “mezzo di trasporto” durante la fase di viaggio e per l’inserimento in orbita. MTM utilizzerà sia la propulsione ionica che quella chimica, in combinazione con la fionda gravitazionale fornita da Terra, Venere e Mercurio, per portare le due sonde abbastanza vicine a Mercurio: MTM effettuerà, infatti, un flyby (volo ravvicinato) attorno alla Terra (2020), due attorno a Venere (2020, 2021) e sei attorno Mercurio (2021, 2022, 2023, 2024, 2024, 2025) prima di effettuare le manovre di frenata e posizionamento orbitale.
Successivamente MTM userà i suoi piccoli propulsori per indirizzare MMO nella sua orbita ellittica attorno a Mercurio, prima di separarsi e discendere verso la propria orbita, più vicina al pianeta. L’arrivo è previsto per il 5 dicembre 2025, con data fine missione, salvo possibile estensione, fissata a maggio 2028.

Testo redatto su fonte ASI del 20 ottobre 2018
Per approfondimenti su BepiColombo: www.esa.int/Our_Activities/Space_Science/BepiColombo
Images credit: ESA/ATG medialab
Video credit: ESA – European Space Agency

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L’azienda statunitense Lockheed Martin ha rivelato l’idea progettuale per il futuro modulo lunare, mostrando come tale navicella riutilizzabile si inserisca nel più ampio progetto NASA del cosiddetto Lunar Gateway, ovvero di una piccola stazione spaziale orbitante attorno alla Luna, che funga da punto d’attracco per missioni sulla medesima Luna ma anche verso Marte. I disegni del modulo lunare abitabile mostrano un sistema a singolo stadio completamente riutilizzabile, che i tecnici della Lockheed Martin spiegano incorporare tecnologie di volo già collaudate dalla capsula Orion della NASA.
Nella sua configurazione iniziale, il modulo lunare potrebbe accogliere un equipaggio di 4 persone e circa una tonnellata di carico utile, permettendo due settimane di permanenza sulla superficie della Luna senza necessità di tornare al Gateway per il rifornimento. Il peculiare posizionamento orbitale del Gateway lunare sarà studiato proprio per permettere l’accesso globale della superficie lunare al modulo di discesa.
 


 
Fornendo la possibilità di visitare più siti con la stessa navicella riutilizzabile, secondo i progettisti il modulo lunare potrà servire per diverse missioni, sia commerciali che scientifiche, proposte dalla comunità astronautica internazionale, in aggiunta al progetto di esplorazione “sostenibile” della Luna portato avanti dalla NASA, per il quale il lander viene specificamente sviluppato.
Il Gateway è la chiave per la completa, frequente e veloce riutilizzabilità di questo modulo lunare. Dal momento che questa navicella non dovrà sopportare le condizioni estremamente dure che si verificano al rientro in atmosfera terrestre, può essere fatta volare diverse volte nel corso della sua vita operativa senza bisogno di manutenzioni significative e costose. Questo è uno dei vantaggi principali del Gateway e di un approccio modulare, flessibile e riutilizzabile per l’esplorazione dello spazio profondo.
 


 


 
Testo redatto su fonte INAF del 5 ottobre 2018
Per approfondimenti: Concept for a Crewed Lunar Lander Operating from the Lunar Orbiting Platform-Gateway
Images credit: Lockheed Martin Corporation

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Existing mathematical design models for small solar-powered electric unmanned aerial vehicles (UAVs) only focus on mass, performance, and aerodynamic analyses. Presently, UAV designs have low endurance. The current study aims to improve the shortcomings of existing UAV design models. Three new design aspects (i.e., electric propulsion, sensitivity, and trend analysis), three improved design properties (i.e., mass, aerodynamics, and mission profile), and a design feature (i.e., solar irradiance) are incorporated to enhance the existing small solar UAV design model. A design validation experiment established that the use of the proposed mathematical design model may at least improve power consumption-to-take-off mass ratio by 25% than that of previously designed UAVs. UAVs powered by solar (solar and battery) and nonsolar (battery-only) energy were also compared, showing that nonsolar UAVs can generally carry more payloads at a particular time and place than solar UAVs with sufficient endurance requirement. The investigation also identified that the payload results in the highest effect on the maximum take-off weight, followed by the battery, structure, and propulsion weight with the three new design aspects (i.e., electric propulsion, sensitivity, and trend analysis) for sizing consideration to optimize UAV designs.

In the recent past small-scale Unmanned Aerial Vehicles (or Unmanned Aerial System as it is called presently) have evolved as an important tool in non-conventional fields like agriculture, e-Commerce, policing, medical logistics in addition to military applications. This paper presents the complete methodology (very limited article exists) applied to optimally design the wing of a small scale Unmanned Aerial Vehicle with help of widely used CFD software, ANSYS to maximize its efficiency. In this study, the application of computational methods in the iterative design process is successfully explored. The various design parameters and features of wing also have been explored with help of CFD analysis to derive the advantages. The strength and stiffness analysis of the UAV wing has also been carried out using ANSYS. The modelling of wing and associated parts were carried out on CATIA. The final design of the wing has two spars, 20 ribs a side with mid wing root strengthening, near elliptical planform and has an all composite structure. The wing is lighter in weight as compared to a similar wing made from Aluminum view weight optimization, and strong enough to meet all in-flight load conditions with safety margins. This paper demonstrates the design process/methodology to optimally design an efficient small-scale UAV.

The purpose of this paper is to present the methodology and approach adapted to conduct a wind tunnel experiment on the inverted joined-wing airplane flying model together with the results obtained. General assumptions underlying the dual-use model design are presented in this paper. The model was supposed to be used for both wind tunnel tests and flight tests that significantly drive its size and internal structure. Wind tunnel tests results compared with the outcome of computational fluid dynamics (CFD) were used to assess airplane flying qualities before the maiden flight was performed. Extensive data about the aerodynamic characteristics of the airplane were collected. Clean configurations in symmetric and asymmetric cases and also configurations with various control surface deflections were tested. The data obtained experimentally made it possible to predict the performance and stability properties of the unconventional airplane and to draw conclusions on improvements in further designs of this configuration. The airplane described in this paper differs from frequently analyzed joined-wing configurations, as it boasts a front lifting surface attached at the top of the fuselage, whereas the aft one is attached at the bottom. The testing technique involving the application of a dual-use model is also innovative.