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

© Copyright ADEPRON – Riproduzione riservata

Realizzata dall’European Space Agency (ESA) e dalla Svizzera, con il fondamentale contributo italiano dell’Agenzia Spaziale Italiana (ASI) e l’apporto scientifico dell’Istituto Nazionale di Astrofisica (INAF) e dell’Università di Padova, CHEOPS (CHaracterising ExOPlanet Satellite) è una missione destinata allo studio dei pianeti extrasolari. Il telescopio spaziale avrà il compito di misurare con altissima precisione la luminosità di un campione di stelle per le quali è già nota la presenza di pianeti e riuscirà a registrare la piccola variazione dovuta al transito del pianeta davanti alla stella madre. Questa misura permette di calcolare con grande accuratezza la dimensione del pianeta, parametro molto importante perché, insieme alla massa che si misura da osservazioni con telescopi a terra, consente agli astronomi di definire la struttura interna del pianeta. Questo è un passo importante per trovare pianeti potenzialmente abitabili dove in futuro potrebbero essere rilevati segni di vita.
 


Image credit: Airbus Defence and Space
 
Dopo aver superato i test termici in Francia e le prove di vibrazione in Svizzera, CHEOPS è pronto per svolgere la sua missione nello spazio e resistere alle sollecitazioni meccaniche in fase di lancio. La temperatura stabile del telescopio e del rilevatore del satellite sarà un requisito fondamentale per ottenere misurazioni accurate della luminosità delle stelle. Le variazioni della temperatura, infatti, possono causare piccole distorsioni alla struttura del telescopio, con conseguenti cambiamenti artificiali della luminosità della stella misurata. Il rilevatore di CHEOPS inoltre, necessita di requisiti ancora più accurati: esso misurerà i cambiamenti minuscoli nella luminosità apparente di una stella causata dal transito di un pianeta extrasolare attraverso il disco stellare, pertanto il suo rilevatore deve essere stabile fino a un centesimo di grado per garantire la sensibilità a questi piccoli cambiamenti.
In orbita il satellite sarà riscaldato direttamente dal Sole e riceverà anche la luce infrarossa irradiata dalla Terra e la luce solare riflessa dalla superficie terrestre. Nonostante queste fonti dirette di calore, tutte le superfici esterne di CHEOPS saranno esposte allo spazio freddo e, se non riscaldate, potrebbero facilmente raggiungere temperature fino a -200° C. Quando il satellite orbita attorno alla Terra e si gira per osservare diverse stelle-bersaglio, le aree illuminate cambiano continuamente, causando variazioni di temperatura che, se non compensate attivamente, potrebbero degradare la precisione delle misurazioni del transito planetario. Per contrastare queste variazioni, il satellite è dotato di un sistema di controllo che utilizza i riscaldatori di bordo per mantenere il tubo del telescopio a una temperatura di -10° C. Il rilevatore, le cui prestazioni di rumore migliorano a basse temperature, verrà raffreddato fino a un valore inferiore di -40° C.
 


Image credit: University of Bern – T. Beck
 
Il raffreddamento passivo iniziale del rilevatore viene ottenuto accoppiando quest’ultimo a radiatori dedicati esposti al freddo dello spazio; inoltre, a causa degli sbalzi di temperatura sperimentati dal veicolo spaziale, il gruppo del rilevatore fa anche uso di materiali ad alta capacità termica ed è attivamente controllato da linee di riscaldamento che limitano le fluttuazioni di temperatura entro 0,01° C. Gli ultimi test di vuoto termico, si sono svolti tra il 20 luglio e il 2 agosto presso gli stabilimenti di prova di validazione di Airbus Engineering (EVT) a Tolosa, in Francia, e il loro obiettivo era garantire il funzionamento dei sistemi di controllo termico.
CHEOPS è stato posto in una camera a vuoto e circondato da pannelli raffreddati a -165° C grazie all’azoto gassoso. L’effetto di riscaldamento del Sole è stato simulato montando piastre riscaldanti piatte attorno a CHEOPS e usandole per provocare rapidi cambiamenti nel riscaldamento che riproducono, o volutamente superano, la gamma di condizioni previste durante le operazioni. I risultati del test hanno fornito prove dirette che i sistemi di controllo termico funzionano correttamente e CHEOPS può operare in un ambiente termico estremo e hanno restituito una grande quantità di dati che saranno utilizzati per perfezionare un modello matematico sul comportamento termico; con questo sarà possibile prevedere con precisione, mediante simulazioni al computer, scenari in volo che non possono essere testati direttamente.

Subito dopo il completamento dei test del vuoto termico in Francia, il satellite è stato spedito a Zurigo, in Svizzera, per eseguire i test meccanici di vibrazione. Durante il lancio su un veicolo Soyuz a tre stadi, CHEOPS subirà forti sollecitazioni in diversi momenti che produrranno vibrazioni a particolari frequenze. Lo scopo di questo test di vibrazione pre-volo era di confermare che il satellite costruito è resistente in fase di lancio. Una delle difficoltà incontrate dal team durante lo svolgimento di questo test riguardava i carichi applicati che necessitavano il giusto equilibrio di peso. Per trovare l’equilibrio ottimale, la forza dei carichi di vibrazione è stata messa a punto utilizzando simulazioni matematiche, a livelli che soddisfano le specifiche di progettazione e i requisiti di verifica del lanciatore Soyuz nel caso particolare di CHEOPS.
I test di vibrazione a terra hanno fornito un’importante conferma del fatto che sia il design esclusivo che la lavorazione qualificata del satellite soddisfano le esigenze meccaniche. Ora CHEOPS può passare alla fase successiva, i test sul rumore e sulla compatibilità elettromagnetica che si svolgeranno nel centro ESA, nei Paesi Bassi. Al termine, CHEOPS tornerà all’Airbus Defence and Space Spain a Madrid per gli ultimi preparativi prima di affrontare il viaggio verso il sito di lancio, lo spazioporto di Kourou in Guyana Francese.

Testo redatto su fonte ASI del 31 agosto 2018
Per approfondimenti su CHEOPS: sci.esa.int/cheops
Image credit: ESA/ATG medialab

© Copyright ADEPRON – Riproduzione riservata

Plasma wind tunnel testing. Image credit: ESA/DLR
 
Presso il SCIROCCO Plasma Wind Tunnel (PWT) del Centro Italiano Ricerche Aerospaziali (CIRA) si è conclusa con successo la campagna di prove per la qualifica del [C/SiC], un nuovo composito ceramico rinforzato concepito per la protezione termica dei velivoli durante la fase di rientro in atmosfera.
Sviluppato interamente dal CIRA in collaborazione con una società italiana specializzata nello sviluppo di compositi a matrice ceramica ad alte prestazioni nel settore automobilistico, il nuovo materiale può essere prodotto con un ciclo di manifattura rapido ed economico.

Le prove sono state eseguite su un dimostratore completo di flap, delle dimensioni di circa 400 mm x 300 mm, esposto per 10 min ad un flusso ipersonico ad alta entalpia rappresentativo delle condizioni di rientro da orbita bassa terrestre. Il componente ha raggiunto temperature di circa 1200° C senza mostrare segni di degrado. L’esito positivo ha dimostrato la capacità del materiale di resistere a fortissime sollecitazioni termiche e meccaniche in ambiente ossidante, confermando così la sua capacità di poter essere impiegato come protezione termica riutilizzabile.
Il successo delle prove, eseguite su un modello del flap che dovrà guidare il veicolo nella fase di volo ipersonico al rientro in atmosfera, dimostra che la nuova tecnologia è pronta per poter ambire ad essere utilizzata sul componente reale.

Questo risultato apre la strada all’affermazione dell’Italia nel settore dei sistemi di protezione termica strutturale anche nell’ambito dei futuri programmi dell’European Space Agency (ESA). Con il Programma Space Rider, l’ESA intende dotare l’Europa di un sistema di trasporto spaziale integrato con il nuovo lanciatore Vega C che consenta l’accesso ed il rientro dall’orbita terrestre in maniera economica, riutilizzabile e, soprattutto, indipendente per molteplici applicazioni spaziali.
 

Space Rider. Image credit: ESA
 
Rispetto alle recenti prove eseguite per conto della NASA, questo risultato, oltre a consentire la partecipazione italiana a prestigiosi programmi internazionali, grazie ai suoi impianti di prova unici al mondo, dimostra la capacità del CIRA di sviluppare interamente in Italia, in collaborazione con piccole e medie imprese altamente innovative, tecnologie competitive e strategiche.

Testo redatto su fonte CIRA del 19 aprile 2018
Per approfondimenti: SCIROCCO Plasma Wind Tunnel
Image credit: D. Ponseggi/NASA

© Copyright ADEPRON – Riproduzione riservata

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.