NANOPIATTAFORME PER LO SPAZIO: STATO DELL’ARTE E … · POLITECNICO DI MILANO ... Saranno...
99
POLITECNICO DI MILANO Dipartimento di Scienze e Tecnologie Aerospaziali Corso di laurea magistrale in Ingegneria Spaziale NANOPIATTAFORME PER LO SPAZIO: STATO DELL’ARTE E POTENZIALITA’ Relatore: Prof. Michèle LAVAGNA Tesi di laurea di: Luca FAORO - Matr. 735976 Anno Accademico 2016/2017
Transcript of NANOPIATTAFORME PER LO SPAZIO: STATO DELL’ARTE E … · POLITECNICO DI MILANO ... Saranno...
POLITECNICO DI MILANO
Dipartimento di Scienze e Tecnologie Aerospaziali
Corso di laurea magistrale in Ingegneria Spaziale
NANOPIATTAFORME PER LO SPAZIO:
STATO DELL’ARTE E POTENZIALITA’
Relatore: Prof. Michèle LAVAGNA
Tesi di laurea di:
Luca FAORO - Matr. 735976
Anno Accademico 2016/2017
2
3
INDICE ANALITICO
1. INTRODUZIONE ........................................................................................................... 10
1.1 Satelliti Miniaturizzati .................................................................................................. 10
1.2 Nascita ed evoluzione storica ...................................................................................... 12
1.3 Applicazioni pratiche ................................................................................................... 13
1.4 Sfide tecnologiche ......................................................................................................... 15
2. SATELLITI CUBESAT ................................................................................................... 16
2.1 Note generali ................................................................................................................. 16
2.2 Caratteristiche di progetto .......................................................................................... 18
3. TECNOLOGIE ................................................................................................................. 20
3.1 Lanciatori e sistemi di deployment ............................................................................ 20
3.1.1 Veicoli di lancio ...................................................................................................... 20
3.1.2 Deployment ............................................................................................................ 24
3.2 Strutture e materiali .................................................................................................... 27
3.3 Sistemi di potenza e termici ....................................................................................... 29
3.3.1 Generazione di potenza ........................................................................................ 29
3.3.2 Sistemi termici ...................................................................................................... 32
3.4 Sistemi di calcolo e computazione ............................................................................. 33
3.5 Sistemi di telecomunicazioni ...................................................................................... 34
3.6 Determinazione fine d’assetto .................................................................................... 38
3.6.1 Attuatori per CubeSat ........................................................................................... 39
3.6.2 Sensori per CubeSat ............................................................................................. 42
3.7 Sistemi di propulsione per CubeSat .......................................................................... 43
3.7.1 Propulsione chimica .............................................................................................. 45
3.7.2 Propulsione elettrica ............................................................................................. 47
3.7.3 Propulsione a gas freddi ....................................................................................... 50
3.7.4 Vele solari ............................................................................................................... 51
3.7.5 Stato dell’arte sistemi propulsivi ........................................................................ 52
3.8 Strumentazione scientifica ......................................................................................... 53
3.9 Facilities di test ............................................................................................................ 56
4. NAZIONI ED ENTI COINVOLTI ................................................................................. 58
4
4.1 Nazioni ........................................................................................................................... 58
4.2 Società, organizzazioni ed enti ................................................................................... 61
5. COSTI DI MISSIONE..................................................................................................... 67
6. MISSIONI ........................................................................................................................ 70
6.1 Missioni passate ........................................................................................................... 72
6.2 Missioni future ............................................................................................................. 88
7. CONCLUSIONI ............................................................................................................... 97
BIBLIOGRAFIA ...................................................................................................................... 98
5
INDICE DELLE FIGURE
Figura 1: Tipi di satelliti miniaturizzati e quantità realizzate ........................................... 11
Figura 2: Esempio di piccolo satellite miniaturizzato ....................................................... 12
Figura 3: Rappresentazione sciame di satelliti ................................................................... 14
Figura 4: Stato attuale missioni CubeSat ............................................................................ 17
Figura 5: CubeSat di categoria 6U ....................................................................................... 19
Figura 6: Take-Off del lanciatore PSLV di ISRO ................................................................ 21
Figura 7: Esempio di dispositivo di deployment P-POD per moduli CubeSat ............... 24
Figura 8: Rappresentazione di CubeSat espulsi da ISS tramite sistema NRCSD ......... 25
Figura 9: Config. di deployment per CubeSat 6U o 12U ................................................... 26
Figura 10: Struttura esterna modulo CubeSat.................................................................... 28
Figura 11: Pannelli solari con meccanismo a molla aperti dopo il deployment ............. 30
Figura 12: Bande utilizzate per telecomunicazioni CubeSat ............................................ 34
Figura 13: Pannello riflettente per TLC. Missione MarCO ............................................... 36
Figura 14: Ruota di reazione MAI-101 - Maryland Aerospace ......................................... 39
Figura 15: Attuatore magnetico per satelliti CubeSat ........................................................ 41
Figura 16: Esempio di sensore di Sole per applicazioni CubeSat .................................... 42
Figura 17: Schema di motore a propulsione chimica per CubeSat .................................. 46
Figura 18: Rappresentazione thruster a effetto Hall ......................................................... 47
Figura 19: Filosofia di funzionamento cold gas thruster .................................................. 50
Figura 20: Vela solare per applicazioni CubeSat ............................................................... 51
Figura 21: Distribuzioni nazioni coinvolte nel mondo CubeSat ...................................... 60
Figura 22: Tipi di organizzazioni coinvolte ........................................................................ 61
Figura 23: Lanci ultimi anni e proiezioni future ................................................................ 70
6
INDICE DELLE TABELLE
Tabella 1: Classi di satelliti miniaturizzati .......................................................................... 10
Tabella 2: Criteri di design per satelliti CubeSat ................................................................ 18
Tabella 3: Lista lanciatori per CubeSat (Primary o Secondary Payload) ........................ 23
Tabella 4: Stato dell'arte sistemi di generazione di potenza ............................................ 31
Tabella 5: Stato dell'arte sistemi di telecomunicazioni ..................................................... 37
Tabella 6: Stato dell'arte sistemi di propulsione CubeSat ................................................ 52
Tabella 7: Strumentazione scientifica allo stato dell'arte per satelliti CubeSat ............. 55
Tabella 8: Società coinvolte nel business dei satelliti CubeSat ........................................ 66
Tabella 9: Costo per Kg messo in orbita – Lanciatori Standard ...................................... 67
Tabella 10: Prezzi di lancio compagnia SpaceFlight .......................................................... 68
Tabella 11: Missione AAUSAT 1 ............................................................................................ 72
Tabella 12: Missione ArduSat ............................................................................................... 73
Tabella 13: Missione CanX-7................................................................................................. 73
Tabella 14: Missione Chasqui-1 ............................................................................................ 74
Tabella 15: Missione Delfi-C3 ............................................................................................... 74
Tabella 16: Missione DragonSat 1 ........................................................................................ 75
Tabella 17: Missione e-st@r .................................................................................................. 75
Tabella 18: Missione ExoCube (CP-10) ............................................................................... 76
Tabella 19: Missione F-1 ........................................................................................................ 76
Tabella 20: Missione Flock-1 e Flock-2 ............................................................................... 77
Tabella 21: Missione GeneSat-1 ............................................................................................ 77
Tabella 22: Missione Goliat .................................................................................................. 78
Tabella 23: Missione KSAT2 ................................................................................................. 78
Tabella 24: Missione MaSat-1 ............................................................................................... 79
Tabella 25: Missione NanoSail-D2....................................................................................... 79
Tabella 26: Missione NEE-01 Pegaso .................................................................................. 80
Tabella 27: Missione OPUSAT .............................................................................................. 80
Tabella 28: Missione Perseus-M .......................................................................................... 81
Tabella 29: Missione PhoneSat ............................................................................................ 81
Tabella 30: Missione PW-Sat ................................................................................................ 82
Tabella 31: Missione QB50 .................................................................................................... 82
7
Tabella 32: Missione QuakeSat ............................................................................................ 83
Tabella 33: Missione Raiko ................................................................................................... 83
Tabella 34: Missione STARS ................................................................................................. 84
Tabella 35: Missione StudSat-1 ............................................................................................ 84
Tabella 36: Missione SwissCube .......................................................................................... 85
Tabella 37: Missione TechEdSat-3p .................................................................................... 85
Tabella 38: Missione TISAT-1 .............................................................................................. 86
Tabella 39: Missione UNICubeSat-GG ................................................................................ 86
Tabella 40: Missione Vermont Lunar CubeSat .................................................................. 87
Tabella 41: Missione BEESAT .............................................................................................. 88
Tabella 42: Missione DebrisSat-1 ......................................................................................... 89
Tabella 43: Missione ESTCube-2 ......................................................................................... 89
Tabella 44: Missione GeoStare ............................................................................................. 90
Tabella 45: Missione Helios 1 ............................................................................................... 90
Tabella 46: Missione HyperCube 1 ...................................................................................... 91
Tabella 47: Missione InnoSat-2 ............................................................................................ 91
Tabella 48: Missione LightSail-B ......................................................................................... 92
Tabella 49: Missione Lunar Flashlight ................................................................................ 92
Tabella 50: Missione Lunar IceCube ................................................................................... 93
Tabella 51: Missione MarCO ................................................................................................. 93
Tabella 52: Missione NEA-Scout .......................................................................................... 94
Tabella 53: Missione OUFTI-2 ............................................................................................. 94
Tabella 54: Missione PEARLS .............................................................................................. 95
Tabella 55: Missione PolarCube ........................................................................................... 95
Tabella 56: Missione RainCube ............................................................................................ 96
Tabella 57: Missione ROBUSTA-2 ....................................................................................... 96
8
9
SOMMARIO
Questa relazione si propone lo scopo di fornire una panoramica sul mondo
delle nano-piattaforme per lo spazio e in particolare dei satelliti CubeSat, con
l’obiettivo di organizzare sistematicamente le diverse caratteristiche e aspetti
presenti in questo particolare settore.
Saranno illustrate le diverse tecnologie utilizzate in tale campo, indicando quali
tipi tra queste siano già state utilizzate per missioni effettive e quali invece
siano ancora in fase di test e di sviluppo.
Saranno evidenziati i paesi attualmente coinvolti nello sviluppo di queste
tecnologie, il tipo di facilities di test presenti sui diversi territori e i costi per la
realizzazione di missioni di questo tipo.
In particolare saranno illustrati i sistemi di propulsione e i componenti per la
regolazione fine d’assetto utilizzati per le missioni che hanno già volato e, se
già definiti, per le missioni attualmente in fase di sviluppo.
10
1. INTRODUZIONE
Questo primo capitolo introduce i satelliti miniaturizzati, categoria all’interno
della quale si collocano i satelliti di tipo CubeSat, presentando la nascita,
l’evoluzione storica e la struttura di questi oggetti.
1.1 Satelliti Miniaturizzati
I satelliti miniaturizzati sono oggetti caratterizzati da peso e dimensioni molto
ridotte rispetto ai satelliti più tradizionali, in particolare il peso per un satellite
definito come miniaturizzato non supera i 500 Kg.
Vengono definite precise classi di appartenenza in funzione del peso di un
satellite miniaturizzato, in particolare troviamo:
Classe Massa (Kg)
Mini-satelliti Da 100 a 500
Micro-satelliti Da 10 a 100
Nano-satelliti Da 1 a 10
Pico-satelliti Da 0.1 a 1
Femto-satelliti Minore di 0.1
Tabella 1: Classi di satelliti miniaturizzati
In particolare i satelliti di tipo CubeSat si collocano convenzionalmente nella
classe tra i pico e i nano-satelliti, quindi con pesi che oscillano tra 0.1 e 10 Kg.
I CubeSat a loro volta sono classificati con un particolare tipo di nomenclatura
che sarà illustrata nel capitolo successivo.
11
Di seguito un grafico che riporta i tipi di satelliti miniaturizzati secondo le
diverse dimensioni, e la rispettiva presenza sul mercato di settore.
Figura 1: Tipi di satelliti miniaturizzati e quantità realizzate
12
1.2 Nascita ed evoluzione storica
La necessità di progettare satelliti di dimensioni e massa ridotte è nata
principalmente dalle problematiche legate alla capacità massima di lancio per
un lanciatore (massa totale payload) e dall’obiettivo di contenere e ottimizzare
i costi di lancio e di realizzazione di una missione spaziale.
Figura 2: Esempio di piccolo satellite miniaturizzato
Un satellite di peso e dimensioni inferiori richiede l’impiego di lanciatori più
piccoli e meno costosi, o alternativamente su un grosso lanciatore possono
essere caricati diversi satelliti miniaturizzati per un deployment simultaneo.
Spesso è possibile utilizzare la capacità in eccesso di un grande lanciatore, per
quanto piccolo possa essere il margine, per mettere in orbita diversi satelliti
miniaturizzati con un solo lancio (Secondary Payload).
Ai vantaggi appena descritti si unisce il notevole risparmio economico non solo
legato ai costi dei lanciatori, ma anche dovuto al costo dei materiali di
produzione. Infatti a parità di massa di produzione è possibile realizzare
innumerevoli satelliti miniaturizzati rispetto ad un singolo grosso satellite.
Negli anni novanta si è visto un forte incremento nello sviluppo di queste
tecnologie, soprattutto per quanto riguarda le classi dei micro-satelliti e dei
nano-satelliti, alla quale come detto appartengono i satelliti CubeSat.
Nel primo decennio del nuovo secolo in particolare è aumentato sensibilmente
il numero di satelliti di massa compresa tra 1 e 50 Kg messi in orbita
13
annualmente, basti pensare che a partire dal 1998 sono stati messi in orbita
più di 2000 satelliti miniaturizzati e che questi numeri crescono
progressivamente anno dopo anno.
Inoltre come già descritto in precedenza la tecnica del Secondary Payload è
diventata prassi comune in quanto garantisce una forte ottimizzazione dei costi
e permette di avere tempi di organizzazione inferiori rispetto a missioni
dedicate.
1.3 Applicazioni pratiche
I satelliti miniaturizzati hanno dato l’opportunità di realizzare missioni che
non sarebbe stato possibile effettuare con un singolo satellite di dimensioni
standard. Di seguito alcuni esempi del tipo di missioni:
� Sperimentazione e test di tecnologie già consolidate su satelliti più
grandi ma mai testate in formato miniaturizzato.
� Esperimenti scientifici nel campo della fisica, della biologia e delle
scienze dei materiali. Osservazione terrestre ed esplorazione spaziale.
� Formazioni di satelliti per l’acquisizione simultanea di dati da origini
diverse, ottenibile anche mediante gruppi di satelliti più grandi ma con
costi di realizzazione e di messa in orbita notevolmente superiori.
� Ispezione in orbita di satelliti più grandi.
� Ricerche scientifiche da parte di università associate. I satelliti
miniaturizzati, proprio per i costi ridotti, costituiscono una finestra di
accesso allo spazio per molte università e compagnie private che hanno
potuto di conseguenza finanziare e sviluppare progetti autonomi in
collaborazione con i principali enti spaziali del mondo.
14
Ad esempio i nano-satelliti, che sono al centro dello studio di questa relazione,
possono essere messi in orbita individualmente oppure in gruppo fino a
formare un vero e proprio “sciame di satelliti”, magari con diversi nano-
satelliti in volo attorno a un satellite madre centrale più grande necessario alle
comunicazioni con il ground-control.
Figura 3: Rappresentazione sciame di satelliti
L’avanzare delle moderne tecnologie e la capacità di miniaturizzazione
maggiore rispetto agli anni passati permette oggi di pensare all’utilizzo di
nano-satelliti in missioni precedentemente realizzabili con micro-satelliti o
oggetti di dimensioni maggiori.
Nel 2014 ad esempio è stata proposta la possibilità di realizzare navi spaziali di
nuova concezione con lo specifico scopo di rilasciare sciami di nano-satelliti
dedicati allo studio di asteroidi distanti dalla Terra.
15
1.4 Sfide tecnologiche
Questo tipo di satellite richiede innovative tecnologie di propulsione, controllo
d’assetto, di comunicazione e di gestione dati.
Principalmente per micro e nano-satelliti si utilizzano sistemi di propulsione
elettrica, gas compressi o liquidi vaporizzabili come butano o diossido di
carbonio.
Per quanto riguarda i sistemi di comunicazione i satelliti miniaturizzati
possono avere problemi, a differenza dei satelliti più grandi, di potenza
necessaria ai sistemi convenzionali. Pertanto sono state proposte nel corso del
tempo diverse soluzioni innovative come i ricevitori laser, antenne di nuova
concezione e reti di comunicazione satellite-satellite.
Nei capitoli successivi saranno presentate in dettaglio le soluzioni tecniche
adottate per missioni già effettuate e le tecnologie in fase di studio e sviluppo.
16
2. SATELLITI CUBESAT
Il seguente capitolo entra nello specifico dei satelliti CubeSat dopo aver visto in
generale a quale classe di satelliti miniaturizzati appartengono, e presenta i
punti di studio che sono affrontati in questa relazione.
2.1 Note generali
Come già anticipato un CubeSat è un particolare tipo di satellite miniaturizzato
che può essere composto da uno o più blocchi modulari cubici aventi
dimensioni di riferimento pari a 10 x 10 x 10 cm (unità modulare U). In
funzione del numero di unità utilizzate per la realizzazione di un determinato
CubeSat, esso può essere classificato ulteriormente con una dicitura del tipo
XU, dove X rappresenta il numero di unità modulari (ad esempio 1U per un
satellite composto da una singola unità).
Facendo principalmente parte della classe nano-satelliti la massa di un singolo
modulo cubico non supera in genere i 2 Kg.
Gli standard dimensionali sopra citati per una singola unità modulare sono
stati definiti dai professori Jordi Puig-Suari e Bob Twiggs verso la fine degli
anni novanta. Partendo da precedenti fallimenti nel campo dei pico-satelliti si
rese evidente la necessità di uniformare delle norme di design per una
tecnologia in tale fase di sviluppo, soprattutto in quella fase mirando a
ottimizzare i sistemi di deployment pusher-plate e cercando la possibilità di
coprire la superficie del satellite con pannelli solari nel modo più uniforme
possibile (geometria cubica).
Fino al 2010 la maggior parte dei satelliti CubeSat sono stati un’esclusiva degli
enti spaziali o di università associate. Da pochi anni il settore ha visto
l’ingresso anche di progetti commerciali o privati.
Le principali applicazioni per queste tecnologie sono costituite da esperimenti
con tecnologie miniaturizzabili nel campo della ricerca spaziale, con l’obiettivo
17
di dimostrare la fattibilità di missioni ad oggi esclusiva di satelliti più grandi e
più costosi. Oltretutto i costi limitati per la realizzazione e messa in orbita di
questi satelliti permettono di inserire strumenti ed esperimenti basati su teorie
non consolidate per cui si cercano evidenze scientifiche, in quanto l’elevato
rischio di failure implicito può essere giustificato appunto dai bassi oneri
finanziari.
I satelliti CubeSat hanno inoltre aperto la via dello spazio a molti paesi, lanciati
da università, organismi statali o compagnie private.
Fino ai primi mesi del 2018 i CubeSat lanciati in missioni passate sono stati più
di 800 da quando sono stati mossi i primi passi in questo mondo. E sono
numeri destinati a crescere esponenzialmente nel prossimo futuro.
Di seguito un grafico per evidenziare lo stato delle missioni attuali nel campo
dei nano-satelliti:
Figura 4: Stato attuale missioni CubeSat
Nei capitoli successivi sarà presente un elenco dei paesi coinvolti e di quali tipi
di tecnologie e satelliti si stanno sviluppando nel mondo.
18
2.2 Caratteristiche di progetto
I criteri da soddisfare per il progetto di un satellite CubeSat possono dunque
essere riassunti nei seguenti punti:
N Criteri di Design
1
Minimizzazione dei costi di deployment. I satelliti CubeSat devono
essere adatti ad un deployment comune per diverse unità, possibilmente
utilizzando la spare capacity di grandi lanciatori (Secondary Payload)
2 Minimizzazione dei rischi per le principali apparecchiature di payload e
per il lanciatore
3
Moduli CubeSat definiti da precise dimensioni come descritto nei
capitoli precedenti (anche per standardizzazione dei moduli di
deployment). Il design standard è di 10 x 10 x 10 cm per un litro di
volume utile, con un peso totale dell’oggetto massimo di 2 Kg *
4
Scelta opportuna dei componenti elettronici per resistere alle radiazioni
presenti in spazio aperto, in particolare per orbite LEO ad ampio raggio
o superiori in cui i tempi di permanenza in orbita sono lunghi e l’azione
delle radiazioni non può essere trascurabile. Pertanto in questi casi è
necessario utilizzare componenti appositamente temprati e protetti
dalle radiazioni.
5 Ottimizzazione dei sistemi di propulsione, determinazione fine d’assetto
e dispositivi di puntamento.
6 Particolare attenzione va prestata alle possibili minacce di outgassing e
al rischio di formazione di whiskers metallici sui componenti elettronici
Tabella 2: Criteri di design per satelliti CubeSat
19
* La dimensione più piccola disponibile per un CubeSat è quindi l’unità
classificata come 1U, mentre una categoria piuttosto diffusa nelle applicazioni
correnti è la 3U, composta quindi da tre unità modulari (dimensioni
complessive 10 x 10 x 30 cm).
Esistono poi ulteriori esempi particolari, come i micro CubeSat da 0.5 cm di
lato e le piattaforme 6U o 12U mirate ad estendere le funzionalità di questi
satelliti fino a obiettivi scientifici più complessi o a funzioni di difesa nazionale
(vedi missione Perseus-M in capitolo successivo).
Figura 5: CubeSat di categoria 6U
20
3. TECNOLOGIE
Questa sezione entra nel cuore delle tecnologie utilizzate finora e delle
soluzioni in fase di studio e sviluppo, affrontando nei diversi paragrafi i vari
sottosistemi che compongono le missioni CubeSat.
3.1 Lanciatori e sistemi di deployment
Come già anticipato nei precedenti capitoli i satelliti CubeSat hanno, grazie alle
loro dimensioni molto ridotte, la possibilità di essere portati in orbita come
Secondary Payload su lanciatori ordinari oppure come cargo, per essere poi
messi in orbita mediante deployment dalla Stazione Spaziale Internazionale.
Sono attualmente in fase di studio nuove tecniche per arrivare alla costruzione
di satelliti CubeSat direttamente a bordo della ISS, ad opera di società private
come NanoRacks LLC e Made in Space.
3.1.1 Veicoli di lancio
SITUAZIONE ATTUALE
Per la maggior parte dei casi i satelliti CubeSat vengono lanciati e messi in
orbita sfruttando i lanci di missioni finanziate da enti governativi come la
NASA, che negli ultimi anni ha portato in orbita come carico secondario
centinaia di nano-satelliti.
Attualmente oltre agli enti governativi mondiali esistono diverse compagnie
private che si occupano di lanci spaziali per scopi commerciali (vedi paragrafo
3.8) come ad esempio Space X e ILS. Grazie a prezzi competitivi per il lancio di
un singolo nano-satellite negli ultimi tempi hanno preso terreno nei confronti
dei grandi entri statali e il mercato privato si sta sempre più affermando in
ogni parte del mondo.
21
Tali compagnie possono a discrezione del tipo di missione affrontata decidere
se ospitare a bordo dei loro lanciatori satelliti CubeSat come carico secondario.
Nel 2017 l’ente spaziale indiano ISRO ha stabilito il record mondiale portando
in orbita con un singolo lancio 103 satelliti CubeSat, grazie al proprio
lanciatore Polar Satellite Launch Vehicle, in occasione della missione
classificata PSLV-C37.
Figura 6: Take-Off del lanciatore PSLV di ISRO
In particolare la portata massima di payload di questo lanciatore è pari a 3800
Kg per missioni su orbite LEO, 1750 Kg per orbite sun-sincrone SSO e 1200 Kg
per orbite GTO.
Dal 2011 esistono anche dei programmi di lancio senza costi se non quelli di
produzione dei nano-satelliti organizzati da collaborazioni tra la NASA e ESA e
università associate che mirano a portare particolari esperimenti nello spazio a
bordo di satelliti CubeSat. In particolare si parla dei programmi CSLI ed
ELaNa per la NASA, Fly your Satellite per ESA.
22
PROSPETTIVE FUTURE
Il futuro dei lanciatori per questo settore vede diverse prospettive in attuale
fase di sviluppo. La NASA dal 2015 porta avanti presso il Kennedy Space
Center un programma dedicato allo sviluppo di veicoli di lancio espressamente
dedicati alla messa in orbita di piccoli satelliti, denominato Venture Class
Launch Services (VLCS), che sarà in grado di offrire una massa totale di
secondary payload compresa tra i 30 e i 60 Kg.
Diverse compagnie private stanno sviluppando dei lanciatori dedicati
esclusivamente alla messa in orbita di satelliti miniaturizzati. Nella tabella
riportata sotto sono segnalate alcune compagnie coinvolte e i lanciatori di
riferimento, segnalando lanciatori già operativi o in fase di sviluppo:
Società Lanciatore Paese Primo
lancio PL* Orbite
Costi
($ M)
Boeing ALASA USA 2016 45 kg LEO 1
China
Aerospace Kuaizhou Cina 2013 300 kg LEO -
CubeCab CubeCab USA 2018 5 kg 400 km 0.25
Firefly
Space Firefly USA 2017
200 SSO 400 LEO
- 9
Generation
Orbit GO Launcher USA 2016 30 kg 425 km 2.5
Space X Falcon USA 2010 250 LEO GEO
9
Swiss
Space SOAR CH 2017 250 kg LEO 10
23
Ventions
LLC Devon 2 UK 2015 4 kg LEO -
Virgin
Galactic
Launcher
One USA
2017 / 2018
200 SSO 400 LEO
- 10
Tabella 3: Lista lanciatori per CubeSat (Primary o Secondary Payload)
* Viene inteso il massimo Payload trasportabile dal lanciatore in esame.
Una particolarità del lanciatore Electron Rocket di RocketLab è che le pompe
utilizzate dai motori utilizzano unicamente energia elettrica proveniente da
delle batterie.
La compagnia RocketLab progetta di lanciare i propri missili da una
piattaforma sita nel paese di origine, la Nuova Zelanda.
Infine sono attualmente in fase di sviluppo anche sistemi AIR LAUNCH TO
ORBIT appositi per satelliti miniaturizzati, che prevedono il lancio del missile
dedicato alla messa in orbita dei satelliti desiderati a partire da una certa
quota, quindi lanciato da aeromobili appositamente progettati. Alcune tra le
compagnie che stanno studiando questo tipo di soluzione sono SWISS SPACE
SYSTEMS, GENERATION ORBIT LAUNCH SERVICES e BOEING.
Alcune tra le compagnie che stanno sviluppando lanciatori che effettueranno i
primi voli tra 2018 e 2019 sono ad esempio:
� Rocket Lab Electron (Costi tra 70.000$ e 250.000$ per il lancio di
satelliti CubeSat con dimensioni tra 1U e 3U su orbite LEO)
� bSpace (Costi tra 80.000$ e 945.000$ per satelliti CubeSat con
dimensioni tra 1U e 12U)
� Astrobotic (1,2 milioni di dollari per kg fino all’orbita lunare)
24
3.1.2 Deployment
I sistemi di deployment principalmente utilizzati per la messa in orbita di
nano-satelliti sono di tipo P-POD (Poly PicoSat Orbital Deployer) e i modelli
costruttivi utilizzati sono gli stessi in tutto il mondo per fornire una
piattaforma comune e di semplice accesso al deployment dei Secondary
Payload.
Figura 7: Esempio di dispositivo di deployment P-POD per moduli CubeSat
Per esempio il P-POD MK III è un sistema push-plate che può essere
agganciato alla struttura del veicolo di lancio e rilasciare i CubeSat in esso
contenuti una volta acquisito il segnale di espulsione. In particolare questo
modello di P-POD può contenere fino a tre CubeSat 1U o in modo equivalente
un CubeSat 3U.
25
Questi sistemi di deployment per satelliti miniaturizzati possono essere
costruiti sia dai principali enti governativi che da compagnie private come
ISIPOD, SPL o Tyvak, ma anche da organizzazioni no-profit come la canadese
X-POD o la giapponese T-POD.
Esistono poi altre soluzioni tecniche come ad esempio il NRCSD (NanoRacks
CubeSat Deployer), un sistema basato sulla tecnologia P-POD ma con la
grande particolarità di essere installato direttamente a bordo della ISS. Questo
sistema di deployment è stato protagonista di un grandissimo numero di
deployment di CubeSat negli ultimi 3-5 anni.
Figura 8: Rappresentazione di CubeSat espulsi da ISS tramite sistema NRCSD
Un’ulteriore possibilità per la messa in orbita di satelliti CubeSat, meno
utilizzata, è il deployment diretto da parte dei payload primari.
Ciò è già avvenuto in occasione della missione FASTSAT in cui il satellite
principale, al quale era stata opportunata applicata una scatola P-POD, ha
rilasciato un’unità 3U.
26
Il sistema di deployment da parte di satelliti più grandi che costituiscono i
payload primari di missione sarà utilizzato soprattutto nel futuro
dell’esplorazione spaziale.
Infatti le sonde inviati fuori dal sistema planetario Terra-Luna saranno in
grado di trasportare con facilità diversi satelliti miniaturizzati e di rilasciarli in
aree lontane fino ad oggi inaccessibili per il mondo dei nano-satelliti.
Figura 9: Config. di deployment per CubeSat 6U o 12U
27
3.2 Strutture e materiali
Come già illustrato nei capitoli precedenti il numero di unità modulari cubiche
utilizzato per la composizione del satellite CubeSat definisce anche la sua
classificazione (1U, 2U, …).
Ma è importante specificare che secondo le normative internazionali per la
realizzazione di questo tipo di satelliti, l’unione di più moduli cubici può
avvenire solamente lungo un asse principale (nel caso di satelliti 6U o 12U sarà
necessario utilizzare sistemi di deployment alternativi).
Nella realizzazione dei moduli sono ammesse protrusioni oltre alle misure
standard secondo le normative di design, ma solamente lungo un asse e
massimo per 6.5 cm per lato (tipicamente questo tipo di accezione si riferisce a
delle elongazioni dovute alla presenza di antenne o piccoli pannelli solari).
Tali protrusioni vengono di norma chiuse e protette mediante appositi cilindri
che devono comunque rispettare i vincoli geometrici sopra citati. In caso di
impossibilità di rispettare queste regole diventa necessaria una valutazione
puntuale della questione per quanto riguarda la fattibilità di lancio e gli
eventuali extra-costi.
Il fatto di essere strutturalmente sostenuti dallo scheletro del deployer durante
le fasi di lancio fa sì che non si renda necessario per i satelliti CubeSat
possedere gli stessi requisiti di resistenza agli sforzi strutturali che invece
devono avere i satelliti più grandi.
In alcuni casi però vengono comunque effettuate delle analisi vibrazionali e
strutturali sui nano-satelliti per garantire che anche i piccoli componenti non
fisicamente sostenuti dalla struttura del P-POD non subiscano danni durante
il lancio.
I materiali utilizzati per la realizzazione della struttura principale dei satelliti
CubeSat devono possedere lo stesso coefficiente di espansione termica dei
sistemi di deployment, i modo da evitare rischi di incastro durante la fase di
espulsione. In particolare si utilizzano regolarmente diverse leghe di alluminio
a seconda dei casi (7075, 6061, 5005 e 5052).
28
Inoltre i punti in alluminio a contatto con la struttura del P-POD devono essere
preventivamente anodizzati in modo da non incorrere in problemi di
“saldature a freddo” dovute alle bassissime temperature.
Per evitare invece il rischio d’impatto tra diversi CubeSat all’interno di una
stessa struttura P-POD vengono solitamente applicate delle estremità
composte da materiali smorzatori protettivi (ad esempio gomme utilizzabili nel
vuoto).
Raramente si sono riscontrate failure di missioni CubeSat causate da problemi
di natura strutturale.
Figura 10: Struttura esterna modulo CubeSat
29
3.3 Sistemi di potenza e termici
3.3.1 Generazione di potenza
I satelliti CubeSat utilizzano principalmente piccoli pannelli solari per
convertire la luce in energia elettrica. Questa energia può essere conservata in
batterie agli ioni di litio (questo tipo di batterie ha un rateo energia / massa
molto elevato e quindi si presta perfettamente per l’utilizzo su satelliti
miniaturizzati) oppure utilizzata per situazioni in cui sono richiesti dei picchi
di potenza. Le batterie sono fornite di opportuni heaters per evitare che siano
esposte a temperature troppo basse che possano portare a danni irreversibili.
Per le missioni che richiedono valori operativi e picchi di potenza più alti è
necessario provvedere, tramite un opportuno controllo dell’assetto, ad una
costante orientazione dei pannelli solari in direzione del Sole.
Il problema principale di questi satelliti per quanto riguarda la capacità di
sviluppare energia è legato alla limitata superficie disponibile su cui applicare
delle celle solari, che oltretutto deve essere necessariamente condivisa con altri
organi altrettanto essenziali come antenne, sensori ottici, sistemi di
propulsione, eccetera.
Alcune soluzioni di più recente sviluppo prevedono dei pannelli con estrazione
a molla, che vengono aperti appena il CubeSat viene rilasciato dal P-POD (vedi
figura 11).
30
Tutte le attività operative di un CubeSat devono avere inizio a partire
dall’istante successivo al deployment. Per questo durante lo sviluppo a terra e
le fasi di caricamento all’interno del sistema P-POD o delle strutture che
porteranno il Secondary Payload a bordo della ISS vengono previsti di sistemi
di shut-off che impediscono la generazione di potenza tramite i pannelli.
Inoltre sempre per i satelliti rilasciati da P-POD è previsto un meccanismo del
tipo “interruttore di deployment” che inibisce le funzioni del CubeSat mentre si
trova stipato all’interno della struttura e le riattiva non appena il satellite viene
rilasciato.
Figura 11: Pannelli solari con meccanismo a molla aperti dopo il deployment
31
Di seguito si riporta una tabella che descrive alcune tra le tecnologie relative ai
sistemi di generazione di potenza allo stato dell’arte, suddivisa in base alle
società coinvolte:
Società / Ente Descrizione
Planet Sistema di pannelli solari estraibili 3+3 per CubeSat 3U.
MMA Design Sistema di pannellatura solare HaWK 3 x 3U capace di
seguire il Sole e sviluppare picchi di 36W.
NASA Pannelli satellite ISARA opposti a pannelli riflettenti sistema
di telecomunicazioni descritti nel paragrafo successivo.
Tabella 4: Stato dell'arte sistemi di generazione di potenza
In futuro lo spessore dei pannelli solari sarà ridotto notevolmente in modo da
poter stipare negli stessi volumi attuali pannelli con superfici grandi il doppio o
il triplo rispetto a quelli oggi utilizzati, con un conseguente incremento nella
capacità di generare potenza elettrica per i satelliti CubeSat.
32
3.3.2 Sistemi termici
Come per tutti i satelliti anche per quelli miniaturizzati i carichi termici
principali da considerare sono quelli derivanti dalla radiazione solare diretta e
da quella riflessa dalla Terra. Inoltre vanno considerati i carichi termici dei
componenti stessi installati a bordo del satellite.
I diversi componenti possiedono diversi range operativi di temperatura, al di
fuori dei quali sono possibili malfunzionamenti o danni permanenti.
I tipi di soluzioni utilizzate oggi a bordo dei CubeSat per garantire i requisiti
termici sono:
� Isolamenti multi-strato per esterni (MLI)
� Heaters per le batterie di potenza
� Disposizione studiata dei diversi componenti all’interno del CubeSat
prevedendo quali saranno le generazioni di calore di ciascuno per
organizzare un controllo termico passivo
L’importanza del controllo termico è ovviamente assoluta e i satelliti con
requisiti più stringenti vanno solitamente testati in speciali camere termo-
vuoto per saggiare l’effettiva bontà di realizzazione e di resistenza a un certo
tipo di carichi.
I risultati derivati da questo tipo di test sono ancora più affidabili rispetto a
quelli eseguiti sui grandi satelliti, in quanto proprio per le loro dimensioni
ridotte i CubeSat possono essere inseriti all’interno di camere termo-vuoto
nella loro totalità.
Infine vengono applicati come da standard per ogni altro satellite dei sensori di
temperatura su diverse sezioni e componenti del CubeSat in modo che sia
possibile agire puntualmente e con azioni mirate per ovviare a possibili
sforamenti dai range di temperatura consentiti, come ad esempio il ri-
orientamento del satellite per esporre la parte interessata alla radiazione
diretta solare in caso in cui debba essere riscaldata.
33
3.4 Sistemi di calcolo e computazione
I satelliti CubeSat presentano, esattamente come per i satelliti più grandi,
diversi computer dedicati a funzioni separate come ad esempio il controllo
d’assetto, la gestione di potenza e le operazioni di payload (esperimenti).
In particolare la presenza di computer dedicati alle funzionalità e agli scopi del
payload si rende necessaria per diversi motivi, come l’evitare di sovraccaricare
il computer primario per la gestione di dati continui provenienti dagli
esperimenti e dall’altro lato per garantire un andamento senza interruzioni
degli scopi scientifici di missione anche se il computer primario è impegnato in
altre funzioni come ad esempio telecomunicazioni o gestione di potenza.
Le tipiche funzioni dei computer principali nei satelliti CubeSat sono quindi la
gestione dei diversi sotto computer, la regolazione d’assetto e i calcoli per le
relative manovre orbitali, la gestione dei controlli termici discussi in
precedenza e altre attività generali.
I piccoli computer installati a bordo dei satelliti miniaturizzati sono altamente
suscettibili alle radiazioni cosmiche e si prendono opportune precauzioni come
ad esempio l’utilizzo della memoria ECC per evitare cattive letture dei dati.
La memoria ECC (Error Correcting Code) è un particolare tipo di data storage
che ha la funzione principale di correggere i più comuni errori di lettura dati
(le radiazioni solari o riflesse possono generare errori di lettura, questo tipo di
memoria RAM impedisce tali incovenienti).
Per avere ridondanza e diminuire il rischio di failure soprattutto per le
missioni più sensibili vengono di norma installati diversi computer primari a
bordo dei CubeSat, in back-up al principale.
La potenza di computazione dei processori odierni cresce esponenzialmente
anno dopo anno, e questo permette ovviamente di trovare nuove soluzioni più
efficienti per i sistemi di calcolo satellitare. Ad esempio la NASA, in occasione
della missione PhoneSats, ha utilizzato come processori per alcuni satelliti dei
comuni smartphones.
34
3.5 Sistemi di telecomunicazioni
Le bande di frequenza comunemente utilizzate dai sistemi di
telecomunicazioni nel mondo CubeSat sono:
� VHF
� UHF
� S-, C-, X-, Ka-band
Nel seguente grafico è riportata una suddivisione che rappresenta le tipiche
distribuzioni di fasce di frequenza utilizzate dai satelliti CubeSat.
Figura 12: Bande utilizzate per telecomunicazioni CubeSat
Di norma per satelliti operanti in orbite basse come le LEO vengono adoperate
antenne per comunicazioni operanti nelle bande UHF e S-Band.
D’altro canto per raggiungere punti più lontani nello spazio, anche al di fuori
del sistema Terra-Luna, sono richieste antenne più grandi e operanti su fasce
diverse come X-Band e Ka-Band compatibili con il sistema di comunicazione
per lo spazio profondo della NASA (Deep Space Network).
35
Per le comunicazioni nel campo VHF / UHF, come nel caso dei pannelli solari
precedentemente illustrato, anche le antenne vengono estratte in seguito al
deployment mediante opportuni meccanismi a molla. Possono essere utilizzate
sia antenne di tipo elicoidale singole sia quattro antenne monopolo.
La potenza disponibile per queste antenne a bordo dei satelliti CubeSat
solitamente però non supera i 2 Watt. Proprio per questo motivo le
comunicazioni sono una grossa sfida nel campo dei satelliti miniaturizzati.
Molti satelliti CubeSat utilizzano delle semplici antenne monopolo
unidirezionali realizzate con del comune metro a nastro.
Se una particolare missione richiede una grande domanda di
telecomunicazioni, esistono soluzioni che offrono antenne ad alto guadagno
ma queste comportano una maggior complessità realizzativa, di estrazione e di
conseguente puntamento.
Per esempio il MIT in collaborazione con il JPL della NASA sta provando a
sviluppare un innovativo sistema di antenna gonfiabile, ma per il momento
non sono ancora stati raggiunti risultati soddisfacenti.
Il JPL stesso ha realizzato con successo delle antenne ad alto guadagno
estraibili in fase successiva al deployment operanti in X-Band e Ka-Band per la
missioni MarCO e RainCube (Cubesats di tipo 6U).
In particolare è stata realizzata una tecnologia che permette il deployment di
un riflettore a rete stipabile prima del lancio in uno spazio di 1.5U di volume.
36
Sempre il JPL per la missione MarCO ha realizzato un particolare tipo di
pannello riflettente estraibile dal satellite 6U in grado di supportare
telecomunicazioni con una velocità di 8 kbit/s alla distanza di un’unità
astronomica.
Figura 13: Pannello riflettente per TLC. Missione MarCO
Tra le innovazioni previste per il futuro troviamo anche delle soluzioni ad
altissima potenza. In particolare la società Tethers Unlimited sta sviluppando
una tecnologia che sarà in grado teoricamente di trasmettere dei video in
tempo reale da orbite GEO.
37
Di seguito si riporta una tabella che descrive alcune tra le tecnologie relative ai
sistemi di comunicazione allo stato dell’arte, suddivisa in base alle società
coinvolte:
Società / Ente Descrizione
NASA
Pannello riflettente per missione MarCO, capace di
comunicazioni in X-Band fino a 8 kbit/s da Marte. Pannello
da 33 x 20 cm. Guadagno segnale >28dB a 8.4 GHz.
NASA Iris V2 Transponder. Compatibilità con Deep Space Network
in X-Band.
Tendeg
Antenna estraibile, un metro di apertura scalabile fino a 4
metri. 50dB di guadagno a 36GHz, adatto per CubeSat fino a
3U. Peso 2.5 Kg.
NASA Antenna parabolica estraibile KaPDA, diametro 0.5 m.
Stipabili in 1.5U, peso 1.2 Kg e guadagno 42.5dB.
Planet Trasmettore da 120 Mbit/s a stazione di Terra in X-Band
Tabella 5: Stato dell'arte sistemi di telecomunicazioni
38
3.6 Determinazione fine d’assetto
I dispositivi per la determinazione fine d’assetto e di puntamento nei satelliti
CubeSat seguono le medesime caratteristiche dei satelliti di dimensioni
maggiori, naturalmente però fronteggiando le sfide intrinseche della
miniaturizzazione dei componenti. Diversi tra i primi nano-satelliti messi in
orbita avevano come obiettivo primario di missione il testare direttamente i
sistemi di regolazione d’assetto miniaturizzati.
La necessità di determinare e controllare l’assetto di un nano-satellite si
manifesta fin dai momenti immediatamente successivi alla fase di deployment,
in cui le forze asimmetriche di sgancio ed eventuali scontri con altri CubeSat in
uscita dal sistema P-POD generano rotazioni incontrollate (tumbling).
Ovviamente i nano-satelliti che devono operare puntando in modo costante in
una certa direzione necessitano sistemi in grado di annullare queste rotazioni e
di garantire la determinazione delle azioni necessarie a portarsi in un certo
assetto e di mantenerlo.
Per fare ciò sono necessari sia strumenti che impartiscano delle coppie relative
al satellite, gli attuatori, sia elementi che leggano la posizione e l’assetto attuali
del satellite in modo da sapere come applicare tali forze, i sensori.
39
3.6.1 Attuatori per CubeSat
Tra gli attuatori comunemente utilizzati per le tecnologie CubeSat troviamo
elementi già in uso nei satelliti più grandi, naturalmente in versione molto
ridotta, come:
� Attuatori giroscopici (ruote di reazione)
� Attuatori magnetici
� Attuatori propulsivi
Le ruote di reazione sono utilizzate soprattutto per la capacità di impartire
coppie rilevanti in rapporto all’input di energia richiesto. Il problema di tali
ruote è il punto di saturazione, oltre al quale non è possibile ruotare più
velocemente.
Esempi di ruote di reazione per satelliti CubeSat sono forniti dalla MAI-101
della Maryland Aerospace o dalla RW-0.03-4 della Sinclair Interplanetary.
Figura 14: Ruota di reazione MAI-101 - Maryland Aerospace
40
Le ruote di reazione possono essere eventualmente desaturate mediante
l’utilizzo di attuatori propulsivi o magnetici.
Gli attuatori propulsivi (thrusters) possono impartire momenti importanti al
satellite, ad esempio si sono utilizzate tecnologie di propulsione a gas inerti
freddi, ma le possibilità attuali di miniaturizzazione non hanno ancora
consentito di raggiungere livelli di efficienza ottimi per quanto riguarda il rateo
di consumo del propellente.
Ciò significa che per loro natura i propulsori rischiano di rimanere in fretta
senza carburante.
La tecnologia comunemente più utilizzata nel mondo CubeSat è quella degli
attuatori magnetici (Magnetorquers).
Questi attuatori generano momenti per il controllo d’assetto del CubeSat
sfruttando l’azione del campo magnetico terrestre. Viene fatta scorrere
corrente attraverso un solenoide e l’azione combinata produce dei momenti di
rotazione. Sia i moduli di controllo d’assetto che i pannelli solari in genere
vedono installati degli opportuni attuatori magnetici.
41
Figura 15: Attuatore magnetico per satelliti CubeSat
Per alcuni satelliti CubeSat esiste solo la necessità di annullare le rotazioni
incontrollate, senza dover puntare punti precisi o essere in un assetto
determinato. In questi casi si sceglie di installare semplici attuatori giroscopici
elettrici.
42
3.6.2 Sensori per CubeSat
Il puntamento in una specifica direzione può essere fondamentale per diversi
scopi, come ad esempio l’osservazione terrestre, le manovre orbitali,
l’ottimizzazione della generazione di potenza grazie alla radiazione solare.
Inoltre alcuni strumenti scientifici possono avere la necessità di essere
orientati in modo preciso per assolvere le loro funzioni.
Per quanto riguarda i sensori più utilizzati possiamo trovare:
� Sensori di Sole
� Sensori di stelle
� Sensori di Terra
� Ricevitori GPS e antenne
Infine la determinazione della posizione dei satelliti CubeSat nello spazio può
essere determinata utilizzando eventualmente dei sistemi GPS installati
direttamente a bordo. Questo approccio però è molto costoso e solitamente
non è giustificato nell’obiettivo di abbassamento dei costi del mondo CubeSat.
Figura 16: Esempio di sensore di Sole per applicazioni CubeSat
43
3.7 Sistemi di propulsione per CubeSat
Come nel caso dei sistemi precedentemente illustrati anche per i sistemi di
propulsione vale il concetto di adoperare tecnologie già consolidate per satelliti
più grandi e ottimizzare delle miniaturizzazioni ad hoc per i nano-satelliti.
Attualmente sono state implementate diverse soluzioni a differenti livelli di
efficienza. In particolare i sistemi utilizzati per sistemi CubeSat possono essere:
� Sistemi a propulsione chimica
� Sistemi a propulsione elettrica
� Sistemi di propulsione a gas freddi
� Sistemi a vele solari
Una delle sfide più grandi per la realizzazione dei sistemi di propulsione di un
CubeSat è minimizzare il rischio collaterale proiettato sui payload principali
dei lanciatori che li porteranno in orbita.
Naturalmente è necessario raggiungere un compromesso tra la riduzione del
rischio, quindi con l’esclusione di componenti pericolosi e l’eventuale riduzione
di propellente, e l’effettiva capacità dei sistemi propulsivi del CubeSat per
essere funzionali durante la missione.
La specifica di design per i satelliti CubeSat citata nei capitoli precedenti
prevede delle limitazioni per quanto riguarda la pressurizzazione dei serbatoi
(non oltre le 1,2 atmosfere a meno di giustificazioni speciali), la quantità di
energia chimica stipata (in genere non oltre i 100 Wh) e i materiali pericolosi.
Queste limitazioni generano sfide non trascurabili nella realizzazione di sistemi
di propulsione miniaturizzati efficienti.
44
Inoltre esistono anche diverse limitazioni tecniche che rendono ulteriormente
più complicate tali applicazioni.
Ad esempio per questo tipo di propulsioni miniaturizzate non è ancora
possibile utilizzare ugelli orientabili dato che i meccanismi rotazionali di
aggancio ai thrusters non hanno ancora raggiunto livelli sufficienti di
affidabilità.
Quindi un CubeSat dovrà necessariamente prevedere l’installazione di
thrusters con ugelli orientati in diverse direzioni, causando problemi nella
gestione degli spazi e nei confronti delle restrizioni dimensionali previste dai
sistemi di deployment descritti in precedenza.
Un’altra sfida legata alla riduzione degli spazi è quella legata alla possibilità di
effettuare una regolazione sulla spinta effettiva. Potrebbe infatti non esserci
sufficiente spazio per installare meccanismi di throttle avendo quindi una
spinta massima per ogni accensione del motore, il che può rappresentare un
problema soprattutto per le manovre in cui sono richieste piccole spinte come i
rendez-vous o le piccole correzioni.
Nei paragrafi successivi sono presentate le tecnologie prima introdotte
utilizzate per il mondo dei satelliti CubeSat.
45
3.7.1 Propulsione chimica
I sistemi di propulsione chimici utilizzano reazioni chimiche per produrre gas a
elevata pressione e temperatura che vengono accelerati attraverso opportuni
ugelli di espansione. Per questo scopo possono essere utilizzati propellenti di
tipo liquido, solido o anche composti misti.
Esistono soluzioni di tipo “monopropellente”, con un singolo agente chimico
che viene messo a contatto con un agente catalizzatore, oppure soluzioni
“bipropellente”, in cui vengono combusti un propellente e un agente ossidante.
Per i satelliti CubeSat sono in genere preferite le soluzioni di tipo
monopropellente poiché garantiscono elevate spinte mantenendo comunque
una buona semplicità di realizzazione e bassa complessità, cosa che aumenta
anche il livello di affidabilità per questo tipo di tecnologia.
Inoltre le potenze richieste per il funzionamento dei sistemi monopropellente
non sono elevate.
Per queste ragioni e per il fatto di poter essere più semplicemente ridotti in
termini di dimensioni si adattano perfettamente ai nano-satelliti.
Sono stati sviluppati dei motori miniaturizzati per CubeSat alimentati a
idrazina, ma non è possibile procedere in modo deciso in questa direzione
poiché esistono delle restrizioni evidenziati nella CDS (CubeSat Design
Specification) riguardo ai fluidi pericolosi, sempre per l’apporto di rischio
portato dai nano-satelliti ai payload primari.
46
Sono quindi attualmente in fase di studio e sviluppo propellenti chimici più
sicuri che non necessitano di lasciapassare particolari, come ad esempio il
composto AF-M315 (nitrato di idrossil-ammonio) per il quale sono già stati
progettati dei motori.
Sono in fase di sviluppo anche soluzioni che prevedono l’utilizzo di motori a
elettrolisi, che bruciano idrogeno e ossigeno generando quindi il fenomeno
chimico dell’elettrolisi.
Figura 17: Schema di motore a propulsione chimica per CubeSat
47
3.7.2 Propulsione elettrica
Questa tecnologia di propulsione utilizza energia elettrica per accelerare il
propellente ad alte velocità al fine di ottenere un elevato impulso specifico.
I sistemi di propulsione elettrica possono essere più facilmente miniaturizzati
rispetto ai motori per propulsione chimica, e per questo motivo sono molto
utilizzati nell’ambito dei satelliti CubeSat.
Attualmente sono utilizzati diversi tipi di sistemi a propulsione elettrica per
applicazioni CubeSat, di seguito alcuni esempi:
� Propulsori ionici a effetto Hall
Un propulsore a effetto Hall è un particolare tipo di propulsore ionico che
utilizza un potenziale elettrostatico per accelare ioni ad alte velocità. Possono
essere utilizzati come propellenti determinati gas a basso potenziale di
ionizzazione, come ad esempio lo Xeno.
Figura 18: Rappresentazione thruster a effetto Hall
48
� Propulsori al plasma
A differenza dei propulsori a effetto Hall, i propulsori al plasma utilizzano
generalmente propellente solido, in genere PTFE (Teflon).
Mediante ablazione del suddetto si procede poi ad un’accelerazione del plasma
risultante, sempre sfruttando gli effetti di un potenziale elettrostatico, al fine di
ottenere la spinta desiderata.
� Propulsori elettro-spray
I propulsori elettro-spray sono solitamente utilizzati nei casi in cui sia richiesta
una spinta bassa, come per la regolazione fine d’assetto. In questo caso sono
goccioline di liquido ad essere accelerate.
La società aerospaziale Busek ha già sviluppato in passato propulsori di questo
tipo che grazie alle caratteristiche tecniche e alle prestazioni offerte hanno
trovato largo impiego in applicazioni CubeSat.
� Resistogetti
In ultimo luogo i resistogetti sono una tecnologia di propulsione che ottiene la
spinta riscaldando un fluido, tipicamente non reattivo.
Il riscaldamento dello stesso avviene mediante il passaggio di energia elettrica
attraverso una resistenza realizzata mediante filamenti di materiali conduttori.
I gas espansi vengono poi accelerati attraverso ugelli convenzionali.
Diverse missioni CubeSat pianificate per il prossimo futuro prevedono
l’utilizzo di resistogetti, come ad esempio il progetto della NASA Lunar
IceCube.
In definitiva i sistemi di propulsione elettrica garantiscono impulsi specifici
elevati, si adattano alle condizioni costruttive dei CubeSat e hanno una buona
affidabilità.
49
Lo svantaggio che li caratterizza è intrinsecamente l’elevatissimo consumo di
potenza elettrica, che come già spiegato è più difficile da produrre e
immagazzinare per un satellite CubeSat data la scarsità di superficie su cui
applicare celle solari, lo spazio non disponibile per aumentare le dimensioni
delle batterie agli ioni di litio e la difficoltà di organizzare reti di distribuzione
di potenza molto più complesse e articolate.
Un ulteriore elemento a sfavore dei sistemi a propulsione elettrica è dato dalla
necessità, per alcuni di essi, di necessitare comunque di serbatoi pressurizzati
per i propellenti utilizzati, cosa che può essere limitata dalla CDS.
Un’interessante innovazione che è attualmente sotto studio e sviluppo è stata
introdotta dalla missione ESTCube-1, dove per la prima volta è stato utilizzato
un effetto combinato tra la radiazione solare e un campo elettrico per una
propulsione attiva su satelliti CubeSat. In particolare il nano-satellite,
sfruttando un campo elettrico genera una curvatura nel campo di protoni delle
radiazioni solari per creare una spinta attraverso una specie di effetto vela
indotto.
50
3.7.3 Propulsione a gas freddi
Per questo tipo di sistemi di propulsione vengono tipicamente utilizzati gas
inerti come l’azoto, pressurizzati in opportuni serbatoi, che vengono rilasciati
attraverso degli ugelli di espansione per ottenere la spinta desiderata.
Sono i sistemi di propulsione più semplici in assoluto, dato che necessitano
solamente l’utilizzo di una normale valvola di regolazione. Sono inoltre poco
pericolosi dato che per il funzionamento non sono richiesti gas corrosivi o
esplosivi.
Proprio per queste ragioni si rendono molto appetibili in campo CubeSat.
Purtroppo il rovescio della medaglia è che con questo tipo di propulsori non
sono possibili elevati livelli di prestazioni.
Data l’impossibilità di ottenere per ora prestazioni più importanti solitamente
vengono scelte altre soluzioni per i sistemi propulsivi di un CubeSat, mentre
questi impianti a gas freddi trovano più spesso utilizzo nel ramo della
regolazione d’assetto.
Figura 19: Filosofia di funzionamento cold gas thruster
51
3.7.4 Vele solari
Come noto i sistemi di propulsione a vela solare sfruttano la pressione della
radiazione solare per generare una spinta mediante l’azione esercitata da tale
radiazione su superfici ultra-sottili, senza quindi la necessità di propellente.
Proprio per questa ragione questo tipo di tecnologia è l’unica tra quelle
presentate a non essere interessata da restrizioni derivanti dalla CDS, in
quanto non sono presenti serbatoi pressurizzati, gas pericolosi o motori a
combustione.
Le vele solari possono risultare molto efficaci in applicazioni CubeSat date le
dimensioni e la massa molto ridotte di un nano-satellite, tuttavia esiste anche
la difficoltà di progettare e soprattutto installare su un satellite CubeSat vele
sufficientemente grandi da generare le spinte desiderate.
Ciò dipende soprattutto dalle stringenti caratteristiche spiegate nei paragrafi
precedenti riguardanti le procedure di deployment.
Pertanto le vele devono essere necessariamente estratte e spiegate solo in una
fase successiva al deployment del CubeSat, aumentando notevolmente i rischi
legati alla complessità meccanica degli organi di dispiegamento.
Diverse missioni CubeSat passate hanno utilizzato vele solari come principale
tecnologia di propulsione, e anche futuri progetti proporranno la stessa
soluzione. Un esempio sono le missioni Near-Earth Asteroid Scout (NEA
Scout) e Lunar Flashlight.
Figura 20: Vela solare per applicazioni CubeSat
52
3.7.5 Stato dell’arte sistemi propulsivi
Di seguito si riporta una tabella che descrive le tecnologie relative ai sistemi di
propulsione per il mondo CubeSat allo stato dell’arte, suddivisa in base alle
società coinvolte:
Società / Ente Descrizione
NASA Vela solare con area utile di 86mq stipabile in un satellite
CubeSat 2U e con massa totale pari a 2.5 Kg.
Busek
Propulsore BIT-3 di dimensioni 2.5U che include 1.5 Kg di
propellente iodato e capace di generare un incremento di velocita
di 3.5 km/s per un CubeSat 6U.
Phase Four
Propulsore CubeSat Ambipolar Thruster (CAT) di dimensioni 4U,
capace di generare un incremento di velocità pari a 8 km/s per un
satellite CubeSat di 6 kg di massa secca, consumando 2.5 kg di
acqua.
Deep Space
Industries
Propulsori Comet-1 elettrotermici che utilizzano acqua come
propellente, a basso costo e di semplice realizzazione.
VACCO Propulsori ad alte prestazioni a gas freddi, gas caldi e
monopropellenti green.
Tabella 6: Stato dell'arte sistemi di propulsione CubeSat
Nel prossimo futuro sono previste ulteriori innovazioni in campo propulsivo
per i CubeSat. In particolare la Positron Dynamics sta conducendo degli studi
per sviluppare un propulsore che utilizzi fasci di positroni.
53
3.8 Strumentazione scientifica
La strumentazione scientifica installata a bordo dei satelliti CubeSat dipende
naturalmente dal tipo di missione e di scopo previsti. La sfida maggiore è la
miniaturizzazione di queste tecnologie già consolidate per satelliti maggiori.
Nella tabella sottostante sono presentati diversi tipi di strumenti in funzione
delle ultime innovazioni disponibili, suddivisi per funzione.
Tecnologia Funzione Società Descrizione
Strumenti
oculari
Determinazione
dimesioni
asteroidi, classi
spettrali, polveri
locali, ecc…
Planet Scope
PS2: Visore da 29 MegaPixel capace
di catturare spicchi terrestri da 4
metri di lato da 475 km di quota.
Hera System Costruito su un satellite 12U, 12kg di
peso. Risoluzione da 1m di lato.
Astro Digital Da 22m di risoluzione in RGB e NIR
per il 6U.
Malin Space
Systems
Modello ECAM C-50 utilizza sensore
Aptina MT9P031 certificato per lo
spazio profondo.
JPL Intellicam
Risoluzione da 20 MP. Identificazione
asteroidi da 5 a 12 metri di diametro
da distanza di 50.ooo km.
54
Radiometri
Profili umidità e
temperatura
atmosfera
Boulder (BEST)
150 e 183 GHz
Il radiometro da 150 GHz ha 2 canali
tra la linea di assorbimento
dell’ossigeno a 118 GHz e la linea di
assorbimento del vapore d’acqua a
183 GHz.
NASA Laser
Heterodyne
(Mini-LHR)
Radiometro delle dimensioni di 4U
per misurare metano, anidride
carbonica e vapore acqueo.
Sensori a
infrarossi
Misura
temperatura gas
atmosfera,
visioni notturne
NASA
BIRCHES
Risoluzione spettrale da 5 nm per
dimensioni di 1.5U. Peso 2.5 kg.
Thoth Argus
1000
Range infrarossi da 1000 a 1700 nm.
Risoluzione spettrale 6 nm.
MWIR Grating
(CIRAS)
Sensori HOT-BIRD comprabili ai
HgCdTe ma a costi molto ridotti.
Planetary
Resources
(MWIR)
Risoluzione a Terra su 15 m da 4
micrometri.
Spettrometri
di neutroni
Mappe presenza
idrogeno NASA Mini-NS
Sensore da 2.5U di dimensioni per
rilevazione di neutroni.
55
Raggi X Composizioni
chimiche
Amptek X Strumento da 2.5 Watt con
risoluzione da 0.15 keV di energia.
REDLEN
M1770
Effettua misurazioni precise delle
radiazioni cosmiche diffuse a raggi X
nel range 20-50 keV.
Lobster Eye Basato sulla tecnologia ottica del
Lobster Eye. Range 3-40 keV.
Spettrometri
di massa
Composizioni di
elementi chimici
Quadrupole
Ion Trap Mass
(QIT-MS)
Peso 2.5 kg, 2U di dimensioni,
accuratezza isotopica <1%
Spettrometri
raggi gamma
Composizione
sub-superficiale
Miniaturized
SrI2 Dimensioni 1U, 0.5 kg, Potenza 3W
Tabella 7: Strumentazione scientifica allo stato dell'arte per satelliti CubeSat
56
3.9 Facilities di test
Il numero di enti pubblici o privati e di enti associati o no-profit è cresciuto
notevolmente negli ultimi anni, e naturalmente è cresciuta in modo
determinante la necessità di sviluppare ambienti in cui poter progettare,
sviluppare, costruire e soprattutto testare e validare le tecnologie CubeSat.
Per questo sono stati realizzati nel tempo innumerevoli laboratori di R&D in
diverse parti del mondo.
In questo paragrafo viene utilizzato come esempio per descrivere le
caratteristiche delle facilities utilizzate per il mondo dei nano-satelliti il
CubeSat Development Lab (CDL) del JPL (NASA).
Questo laboratorio supporta lo sviluppo e la realizzazione di progetti legati
direttamente al Jet Propulsion Laboratory e ad organizzazioni associate.
Le caratteristiche fisiche del CDL sono le seguenti:
� Superficie totale: 140 m²
� Superficie CleanRoom: 116 m²
� Superficie aree tecniche / altro: 24 m²
� CleanRoom di classe ISO 8.5
� Pavimento anti-elettrostatico (ESD)
� Camera termo-vuoto
� Sistema di ventilazione criogenico
� Connettività per applicazioni GPS
� Stampanti 3D
� Impianti di produzione e costruzione
57
In generale quindi tutte le facilities per lo sviluppo CubeSat sono caratterizzate
dalla presenza di ambienti a clima controllato, con caratteristiche di purezza
dell’aria, umidità e temperature specifiche per le lavorazioni su componenti
sensibili.
Inoltre alle CleanRoom d’integrazione definitiva dei nano-satelliti sono
correlati diversi altri ambienti specifici per il testing sui vari componenti.
Nel caso del CDL troviamo ad esempio lo Small Spacecraft Dynamic Testbed,
dove vengono testati e assemblati i vari sotto-sistemi prima del passaggio
all’integrazione finale. Queste sotto-facilities possono anche essere
commissionate ad hoc a seconda del tipo di missione da sviluppare.
E’ possibile sviluppare i diversi componenti in tempi relativamente rapidi e con
un sensibile contenimento dei costi.
Per il futuro delle facilities di test in ambito CubeSat sono auspicabili alcuni
traguardi, tra cui:
� Auto-sostenibilità di centri di sviluppo di questo tipo, per gli enti
pubblici o governativi aprendo agli investimenti di privati, per le società
acquisendo commissioni da parte di clienti interessati a queste
tecnologie
� Creazioni di ambienti molto più ampi in cui includere diversi spazi per
meeting e possibilità di confronto e rapido scambio di idee, anche a
livello di rapida accessibilità tra i diversi sottosistemi durante le fasi di
assemblaggio, in modo da velocizzare ulteriormente i tempi di
realizzazione
Il futuro prevede anche l’obiettivo di sviluppare e costruire satelliti CubeSat
direttamente nello spazio, a bordo della ISS. Su questo filone sta lavorando da
diversi anni l’ente spaziale giapponese (JAXA), in collaborazione con diverse
società private tra cui Nanoracks, come già visto protagonista in ambito
deployment di satelliti CubeSat a bordo della stazione spaziale internazionale.
58
4. NAZIONI ED ENTI COINVOLTI
In questo capitolo sono evidenziati i coinvolgimenti delle nazioni nel mondo
all’interno del settore dei satelliti CubeSat, e viene inoltre stilata una lista
sommaria delle varie società, enti pubblici o privati ed organizzazioni coinvolte
nei diversi ambiti di produzione.
4.1 Nazioni
I costi di realizzazione e di lancio notevolmente ridotti rispetto alle missioni
spaziali standard con grossi satelliti hanno dato la possibilità a moltissimi
paesi di accedere al settore della ricerca spaziale, cosa impensabile prima della
comparsa dei nano-satelliti.
Le nazioni con programmi spaziali già consolidati come Stati Uniti e gli stati
europei membri ESA hanno avviato da molti anni ingenti finanziamenti ai
progetti di miniaturizzazione di satelliti, sia per scopi scientifici che per, come
già detto in precedenza, testare tecnologie già ampiamente utilizzate per grandi
satelliti in scale più ridotte, puntando ad un sensibile calo dei costi di missione
per gli anni futuri.
Tra i paesi che invece hanno beneficiato dell’introduzione di questa nuova
tecnologia troviamo nomi da ogni parte del mondo. Un esempio su tutti per
rendere l’idea di quale rivoluzione abbiano portato i CubeSat nel mondo dei
programmi spaziali è quello del Kenya.
Lo stato del Kenya ha infatti realizzato recentemente il primo satellite della sua
storia, ed è proprio un CubeSat 1U denominato 1KUNS PF.
Il nano-satellite è stato realizzato in collaborazione con Kenyan University ed è
stato il primo selezionato nell’ambito del programma “KiboCube” di JAXA,
l’agenzia spaziale giapponese, che lo metterà in orbita dalla ISS nella
primavera del 2018.
59
Questo CubeSat è stato realizzato con lo scopo principale di catturare immagini
dell’Africa dell’Est e ha visto anche la collaborazione dell’Università La
Sapienza di Roma.
L’obiettivo è ovviamente quello di avvicinare il settore accademico alla ricerca
spaziale, mettendo in grado studenti di ogni parte del mondo di avere una
finestra sullo spazio.
Le università hanno sfruttato l’avvento dei CubeSat per finanziare e realizzare
progetti propri da lanciare in orbita sfruttando lo spazio di Secondary Payload
su lanciatori per missioni di enti come la NASA. L’avvento nell’immediato
futuro di lanciatori dedicati alla messa in orbita di nano-satelliti porterà una
crescita esponenziale di questo tipo di attività, data anche l’accessibilità
economica molto più vantaggiosa rispetto all’utilizzo di lanciatori
convenzionali.
Tra le varie iniziative e programmi distribuiti nel mondo è di notabile rilevanza
il Canadian Advanced Nanospace eXperiment program (CanX).
L’obiettivo di questo programma finanziato dall’università di Toronto per gli
studi aerospaziali è proprio quello di introdurre giovani laureati nel settore
dello sviluppo di nuove tecnologie spaziali, e di permettere l’avanzamento di
soluzioni a costi ridotti nel campo della ricerca scientifica per lo spazio e nei
test di tecnologie in miniatura.
60
Di seguito un grafico che evidenzia l’attuale distribuzione geografica per la
produzione e sviluppo di nano-satelliti. Come si vede chiaramente sono
presenti zone del mondo che prima dei CubeSat avevano avuto ruoli secondari
nelle esplorazioni spaziali.
Figura 21: Distribuzioni nazioni coinvolte nel mondo CubeSat
61
4.2 Società, organizzazioni ed enti
Sono innumerevoli le organizzazioni (pubbliche, private o governative)
coinvolte nel mondo dello sviluppo dei nano-satelliti.
I principali enti governativi sono naturalmente interessati, come descritto nel
paragrafo precedente, a sviluppare tecnologie di miniaturizzazione sempre più
efficienti con l’obiettivo di contenere i costi e migliorare le performance.
Agenzie come la NASA e l’ESA hanno stanziato importanti finanziamenti
destinati a società terze o anche a progetti in collaborazione con molte
università, credendo fortemente in queste prospettive.
Oltre però alle organizzazioni più note sono nate nel tempo numerose società
operanti in diversi settori dell’industria spaziale, coprendo tutti i diversi settori
tecnologici che interessano lo sviluppo dei CubeSat.
Nel seguente grafico è possibile farsi un’idea chiara di quali siano le percentuali
di coinvolgimento a seconda degli enti considerati:
Figura 22: Tipi di organizzazioni coinvolte
62
Come si può notare esiste un coinvolgimento da parte di settori molto diversi,
in cui ad essere predominanti possono essere interessi scientifici oppure fini di
difesa nazionale come nel caso degli enti militari.
In ogni caso il mercato che ruota attorno ai nano-satelliti è molto vivo e in
continuo sviluppo.
La seguente tabella si propone come scopo la presentazione di alcune tra le
società operanti nel mondo CubeSat, evidenziando i paesi di provenienza, le
branche di business e, ove disponibili, informazioni circa i finanziamenti e i
fondi stanziati per il settore nano-satelliti.
Società Settore Paese Since Investimenti e note
Astro Digital
CubeSat 6U, 16U.
Sensori ottici e
lenti. Trasmettitori
Ka-Band.
USA 2015 17 milioni di dollari. Personale
proveniente da Aquila Space
Busek Propulsione,
moduli thrusters USA 1985 -
COMAT
Aerospace
Propulsione
elettrica, ruote di
reazione
Francia 1977 -
CubeCab
CubeSat e
lanciatore di
propria
produzione
USA 2104
Vittoria di 20000$ alla
NewSpace Conference Pitch
Competion
Dauria
Aerospace
CubeSat 6U e 16U
per osservazione
terrestre
Russia 2011 30 milioni di dollari da
investitori
63
Deep Space
Industries
Moduli di
propulsione, lenti
per navigazione
ottica, avionica per
lo spazio profondo
USA
Germany
Lettonia
2013
Contratti con compagnie
private e con lo stato del
Lussemburgo per la
costruzione di satelliti CubeSat
ESA Ente spaziale Europa -
Finanziatore di numerose
iniziative per lo sviluppo in
ambito CubeSat
EarthCube
Costellazioni di
satelliti per
immagini IR
Francia 2015 4,6 milioni di dollari
Exotrail
Moduli di
propulsione,
design missione
Francia 2016 -
EXA Batterie, pannelli
solari estraibili Ecuador - -
FastCAP
Systems
Sistemi di
generazione di
potenza
USA 2010 -
Glavskomos Operatore di lanci
con missili Soyuz Russia 1985 -
GomSpace
Piattaforme
CubeSat (1-3U,
6U, 12U). EPS.
Pannelli solari.
Batterie. COM.
Antenne. CDHS.
ADCS. Consulenza
DK 2007
Collaborazione con molteplici
società private nell’ambito
della realizzazione di satelliti
CubeSat
Infostellar Ground station
network Jap 2016 -
Interorbital
Systems CubeSat e TubeSat USA 2006 -
64
IQ Wireless
GmbH
Trasmettitori in
banda S, X Germany 1999 -
ISIPOD Sistemi di
deployment USA 2012 800.000$
ISIS
Servizi di lancio,
strutture, TLC,
EPS, Pannelli
solari, ADCS,
Antenne,
Propulsione, Test
tecnologie
Olanda 2006 -
ISRO Ente spaziale India - Lanciatori utilizzati per portare
in orbita diversi CubeSat
JAXA Ente spaziale Jap -
Sviluppo tecnologie di
deployment e finanziamenti
programmi privati
Kubos
Software e
hardware per
missioni CubeSat
USA 2014 2,5 milioni di dollari
Maryland
Aerospace
ADCS, ruote di
reazione, sensori
di Terra, sensori di
stelle
USA 2002 -
MotorSat Moduli di
propulsione Francia 2016
Lanciatori dedicati a missioni
CubeSat
Nanoavionics
Propulsione,
pannelli solari,
integrazione per
missioni
Lituania 2014 3 milioni di dollari
NanoRacks
Servizi di lancio,
sistemi di
deployment
USA 2009 Più di 5 milioni di dollari in
investimenti
65
NanoSpace Propulsione Svezia 2005 -
NASA Ente spaziale USA -
Finanziamento di
innumerevoli progetti CubeSat
sia interni che in
collaborazione con università e
società private
NPC
Spacemind
Servizi di de-orbit,
servizi di
ingegneria
Italia 2013 -
PlanetLabs
Osservazione
terrestre con
CubeSat 3U
USA 2010 183 milioni di dollari da
investitori privati
Radius Space
Strutture,
lavorazioni
meccaniche
Estonia 2014 -
SATLANTIS
Lenti e sensori
ottici per CubeSat
12U e 16U
Spagna 2014 >5 milioni di dollari
SkyFox Labs
GPS, strutture,
pannelli solari,
antenne
Czech 2014 -
Solenix Sistemi di
controllo missione Swiss 2004 -
Soletop
Sistemi di
controllo e
comando, DH,
EPS, Antenne,
ADCS, attuatori,
sensori di sole
Corea 1999 Numerosi investimenti in
Corea e worldwide
Space
Billboard
Piattaforme
CubeSat da 24U Olanda 2014 -
66
SpaceVR
Esperienza di
realtà virtuale
dallo spazio
mediante CubeSat
USA 2015 1,25 milioni di dollari
SPUTNIX Piattaforme
CubeSat da 1-3U Russia 2011 -
Surrey
Satellite
Tech.
Piattaforme
CubeSat. GPS. UK 1985 -
Tyvak
Piattaforme
CubeSat 1-3U,
servizi di lancio,
CDHS.
Costellazioni
CubeSat
USA
Italia 2011 1,5 milioni di dollari
VACCO Propulsione USA 1954 -
Ventions Propulsione USA 2005 -
XCAM Lenti e sensori UK - -
Tabella 8: Società coinvolte nel business dei satelliti CubeSat
La società Interorbital Systems propone anche un vero e proprio “fai-da-te”
per costruire il proprio satellite CubeSat. Su richiesta vengono spediti
all’indirizzo richiesto gli elementi per realizzare il proprio satellite.
In seguito la propria creazione sarà consegnata alla società che provvederà alla
messa in orbita della stessa, con tempi di permanenza in volo al massimo di un
paio di mesi prima del rientro in atmosfera e della conseguente disintegrazione
del satellite.
67
5. COSTI DI MISSIONE
I costi di una missione CubeSat sono influenzati da una serie di diversi fattori.
Il primo fra questi è certamente il costo di lancio, che come abbiamo detto può
avvenire mediante piccoli lanciatori dedicati alla messa in orbita di nano-
satelliti oppure sfruttando lo spazio spare a bordo di lanciatori più grandi come
Secondary Payload (il cosiddetto lancio piggy-back).
In particolare i costi per la messa in orbita dipendono dal tipo di orbita in cui si
vuole collocare il satellite e dalla provenienza del lanciatore.
La tabella di seguito illustra i costi per la messa in orbita di un satellite tramite
utilizzo di grandi lanciatori come Secondary Payload, in funzione di
provenienza del lanciatore, dimensioni dello stesso e orbita di riferimento (i
numeri sono da intendersi come costo per kg di satellite messo in orbita).
Dim.\Orbita LEO
(USA-ESA)
LEO
(India,
Cina,
Giappone,
Russia)
GTO
(USA-ESA)
GTO
(India,
Cina,
Giappone,
Russia)
Piccolo 18.500 € 7.100 € 41.500 € ND
Medio 11.000 € 5.300 € 26.700 € 21.700 €
Grande 9.800 € 4.300 € 37.500 € 15.300 €
Tabella 9: Costo per Kg messo in orbita – Lanciatori Standard
68
Scegliendo invece compagnie di lancio private dedicate al mondo CubeSat si
possono incontrare prezzi relativamente più alti bilanciati però da un’estrema
flessibilità e disponibilità.
Mentre infatti nel caso del Secondary Payload è necessario attendere lo
sviluppo di una missione spaziale ordinaria e comunque entrare in una lista
d’attesa per poter caricare il proprio CubeSat a bordo del dato lanciatore, nel
caso di compagnie private i lanci e le disponibilità sono pressoché illimitate.
Di seguito sono riportati come esempio i prezzi di lancio proposti dalla
compagnia privata SpaceFlight:
Orbita\CubeSat 3U 6U 12U
Prezzo LEO 295.000 $ 545.000 $ 995.000 $
Prezzo GTO 915.000 $ 1.400.000 $ 2.750.000 $
Tabella 10: Prezzi di lancio compagnia SpaceFlight
Affrontando poi i costi del satellite CubeSat vero e proprio abbiamo i costi
derivanti dai materiali, dalla strumentazione, dai sistemi operativi, dalle
tecnologie utilizzate e dalla manodopera realizzativa, oltre che all’utilizzo di
opportune facilities per l’assemblaggio e i test come descritto in precedenza.
In generale il costo medio di realizzazione completa di un satellite CubeSat
oscilla tra i 10.000 e i 20.000 $, anche se per missioni con livelli di complessità
elevata questi costi possono incrementare in modo sensibile.
Ma questo è il caso di missioni sviluppate da vere e proprie agenzie spaziali
come la NASA, mentre nel caso di università interessate alla realizzazione di un
proprio satellite, grazie alla possibilità di acquistare gli elementi e le tecnologie
necessarie liberamente sul mercato (mercato COTS – Commerce Off-the-Shelf)
i costi realizzativi si aggirano realmente intorno a quelli indicati.
69
Ciò significa che un’università intenzionata a lanciare in orbita un proprio
satellite CubeSat, considerando dimensione massima di 12U con un peso di 20
Kg in orbita LEO, dovrebbe sostenere un costo complessivo che oscilla tra i
30.000 e i 350.000 $ (ovviamente nel caso di università sarà più verosimile
una scelta di lancio piggy-back, essendo i costi relativi a un lancio privato
molto più importanti).
La differenza abissale con i costi di una missione spaziale standard rende
evidente come l’introduzione dei nano-satelliti abbia cambiato per sempre
l’industria spaziale.
70
6. MISSIONI
In questo capitolo s’intende presentare una lista delle missioni CubeSat tra le
più rilevanti del passato e introdurre le missioni attualmente in attesa di lancio
o in fase di sviluppo.
Come parametro di valutazione per comprendere al meglio quale incremento
esponenziale stia subendo il business intorno ai nano-satelliti viene presentato
il seguente grafico che illustra il numero di lanci effettuati negli ultimi anni e le
proiezioni per gli anni futuri:
Figura 23: Lanci ultimi anni e proiezioni future
Esistono diverse iniziative organizzate dalle principali agenzie spaziali del
mondo che hanno la finalità di incentivare questo sviluppo soprattutto in
ambito accademico, tra le quali possiamo citare:
71
� CubeSat Launch Initiative (NASA): programma nato nel 2010 che da
l’opportunità di lanciare il proprio satellite CubeSat a istituzioni
operanti nel settore dell’educazione scientifica, a organizzazioni no-
profit e a società affiliate alla NASA.
Finora grazie a questo programma sono stati messi in orbita 46
CubeSat, in occasione delle missioni ELaNa, e sono già stati selezionati
tramite appositi concorsi altri 119 CubeSat in lista per i lanci futuri.
Tra i vari nano-satelliti lanciati possiamo trovare il primo realizzato da
una scuola superiore, TJ3Sat, e il primo realizzato da una scuola
elementare, STMSat-1.
� Exploration Mission 1 (NASA): programma indetto dalla NASA nel 2015
con l’obiettivo di incentivare lo sviluppo di tecnologie CubeSat operanti
oltre le orbite LEO.
Denominata come Cube Quest Challenge offre finanziamenti per 5
milioni di dollari ai team che, soddisfando i requisiti realizzativi e gli
obiettivi di design, siano in grado di fornire CubeSat capaci di effettuare
operazioni ed esperimenti anche a distanze superiori a quella Terra-
Luna.
� Fly your Satellite! (ESA): è un programma consolidato introdotto
dall’Education Office dell’agenzia spaziale europea, grazie al quale
studenti universitari hanno l’opportunità di progettare e sviluppare le
proprie missioni CubeSat con il supporto di specialisti dell’ESA.
Grazie a questo programma è possibile vivere tutte le fasi di una
missione spaziale, dagli aspetti iniziali di concetto fino alle fasi
costruzioni, arrivando in alcuni casi al vero e proprio controllo delle
operazioni durante il volo spaziale.
Nei seguenti paragrafi sono listate diverse missioni CubeSat tra quelle che
hanno già volato e quelle previste per il prossimo futuro.
72
6.1 Missioni passate
Sono presentate di seguito (in ordine alfabetico) alcune tra le missioni CubeSat
realizzate in passato, alcune giunte a fine vita e altre ancora in corso.
Nome missione AAUSAT 1
Ente / Paese / Società Università di Aalborg, Danimarca
Lanciatore utilizzato Rokot-KM
Orbita operativa SSO, 820 km
Anno di lancio 2003
Descrizione missione
CubeSat 1U. Gli obiettivi principali sono stati il
testing di tecnologie miniaturizzate , test legati ai
sistemi di telecomunicazioni e fotografie di alcune
porzioni terrestri. Le missioni AAU successive sono
state sviluppate per fini didattici e di ricerca
scientifica.
Note Fotocamera e lenti per la cattura di immagini
terrestri. Sistema ADCS ad attuatori magnetici.
Tabella 11: Missione AAUSAT 1
73
Nome missione ArduSat
Ente / Paese / Società Spire (Nanosatisfi), USA
Lanciatore utilizzato H-2B
Orbita operativa ISS
Anno di lancio 2013
Descrizione missione
CubeSat 1U. Obiettivo della missione è di creare una
piattaforma su cui sia possibile creare esperimenti
basati su software Arduino. Le missioni ArduSat
successive, una schedulata per il 2019, portano
avanti questo sviluppo con introduzione di nuove
tecnologie.
Note Processore Arduino , fotocamera da 1.3 MegaPixel,
contatore Geiger e attuatori giroscopici.
Tabella 12: Missione ArduSat
Nome missione CanX-7
Ente / Paese / Società Space Flight Laboratory (SFL), Canada
Lanciatore utilizzato PSLV
Orbita operativa SSO, 680 km
Anno di lancio 2016
Descrizione missione
CubeSat 3U. L’obiettivo primario della missione è
stato quello di verificare il funzionamento di un
nuovo tipo di vela estraibile dopo il deployment,
oltre che testare un nuovo sistema di de-orbiting nel
rispetto dei requisiti previsti.
Note -
Tabella 13: Missione CanX-7
74
Nome missione Chasqui-1
Ente / Paese / Società Università Nazionale del Perù, Perù
Lanciatore utilizzato Sojuz-U
Orbita operativa ISS
Anno di lancio 2014
Descrizione missione
CubeSat 1U. Obiettivo il miglioramento delle diverse
tecnologie CubeSat attraverso il design, l’analisi e
l’integrazione dei vari sistemi in orbita.
Note
Due camere, una IR e una nello spettro del visibile.
Celle solari ad alta efficienza per la generazione di
potenza, ADCS con attuatori magnetici.
Tabella 14: Missione Chasqui-1
Nome missione Delfi-C3
Ente / Paese / Società Delft University of Technology, Olanda
Lanciatore utilizzato PSLV
Orbita operativa SSO, 625 km
Anno di lancio 2008
Descrizione missione
CubeSat 3U. Funzioni primarie didattiche in quanto
il progetto è stato realizzato da studenti
dell’università di Delft.
Note Celle solari a film ultrasottile. Sensori di Sole
wireless autonomi. Propulsione a gas freddi.
Tabella 15: Missione Delfi-C3
75
Nome missione DragonSat 1
Ente / Paese / Società Drexel University, USA
Lanciatore utilizzato Minotaur-1
Orbita operativa 500 km, inclinazione 40°
Anno di lancio 2013
Descrizione missione
CubeSat 1U. Coinvolgimento di studenti non ancora
laureati con l’obiettivo l’avvicinamento allo sviluppo
di nuove tecnologie. Fotografie delle aurore boreali e
australi per osservare le caratteristiche degli eventi
solari.
Note Sensori di diversi tipi, tra cui di temperatura,
accelerometri e magnetometri.
Tabella 16: Missione DragonSat 1
Nome missione e-st@r
Ente / Paese / Società Politecnico di Torino, Italia
Lanciatore utilizzato Vega
Orbita operativa Ellittica (perigeo a 354 km), inclinazione 69.5°
Anno di lancio 2012
Descrizione missione
CubeSat 1U. Obiettivo la dimostrazione della
capacità di determinazione e controllo d’assetto
autonomi, tramite un sistema di ADCS interamente
realizzato da studenti. Test in orbita su elementi
COTS realizzati in università.
Note -
Tabella 17: Missione e-st@r
76
Nome missione ExoCube (CP-10)
Ente / Paese / Società California Polytechnic State University, USA
Lanciatore utilizzato Delta II
Orbita operativa LEO
Anno di lancio 2015
Descrizione missione
CubeSat 3U. Obiettivo principale della missione è la
misura delle densità di idrogeno, ossigeno, elio e
azoto nell’esosfera terrestre.
Note -
Tabella 18: Missione ExoCube (CP-10)
Nome missione F-1
Ente / Paese / Società FPT University, Vietnam
Lanciatore utilizzato H-IIB
Orbita operativa ISS
Anno di lancio 2012
Descrizione missione CubeSat 1U. Pico-satellite con scopi didattici.
Note Fotocamera a bassa risoluzione, magnetometri sui 3
assi e numerosi sensori di temperatura.
Tabella 19: Missione F-1
77
Nome missione Flock-1 e Flock-2
Ente / Paese / Società Planet Labs, USA
Lanciatore utilizzato Sojuz
Orbita operativa SSO, 480 km
Anno di lancio Tra 2014 e 2017
Descrizione missione
Costellazione di satelliti CubeSat 3U. Obiettivo
primario l’osservazione terrestre con precisione in
un range di 3-5 metri.
Note Sensori ottici e camere ad alta definizione.
Tabella 20: Missione Flock-1 e Flock-2
Nome missione GeneSat-1
Ente / Paese / Società SantaClara University e NASA, USA
Lanciatore utilizzato Minotaur I
Orbita operativa 410 km, inclinazione 40°
Anno di lancio 2006
Descrizione missione
CubeSat 3U. Obiettivo il testing in orbita di nuove
tecnologie ed esperimenti di ricerca
multidisciplinare.
Note Primo CubeSat a trasportare batteri per esperimenti
attivi nello spazio.
Tabella 21: Missione GeneSat-1
78
Nome missione Goliat
Ente / Paese / Società Università di Bucarest, Romania
Lanciatore utilizzato Vega
Orbita operativa Ellittica (perigeo a 354 km), inclinazione 69.5°
Anno di lancio 2012
Descrizione missione CubeSat 1U. Realizzato da studenti universitari con
scopi di ricerca multidisciplinare.
Note CICLOP: camera digitale dotata di lenti
customizzate.
Tabella 22: Missione Goliat
Nome missione KSAT2
Ente / Paese / Società Kagoshima University, Giappone
Lanciatore utilizzato H-2°
Orbita operativa 408 km, inclinazione 65°
Anno di lancio 2014
Descrizione missione
CubeSat 1U. Studi sulle previsioni di fenomeni
atmosferici quali tornado. Osservazioni di vapore
acqueo in atmosfera e foto superficie terrestre.
Note -
Tabella 23: Missione KSAT2
79
Nome missione MaSat-1
Ente / Paese / Società Budapest University of Technology, Ungheria
Lanciatore utilizzato Vega
Orbita operativa Ellittica (perigeo a 354 km), inclinazione 69.5°
Anno di lancio 2012
Descrizione missione
CubeSat 1U. Sviluppo in ambito universitario con
fini didattici per avvicinare gli studenti al mondo
dello sviluppo di tecnologie spaziali.
Note -
Tabella 24: Missione MaSat-1
Nome missione NanoSail-D2
Ente / Paese / Società NASA Ames Research Center, USA
Lanciatore utilizzato Minotaur IV
Orbita operativa 650 km, inclinazione 72°
Anno di lancio 2010
Descrizione missione CubeSat 3U. Verifica dispiegamento vela solare da
10 mq. Sistema demo di rimozione debris spaziale.
Note Vela di pellicola ultrasottile realizzata con sostanza
polimerica CP-1.
Tabella 25: Missione NanoSail-D2
80
Nome missione NEE-01 Pegaso
Ente / Paese / Società Ecuadorian Space Agency, Ecuador
Lanciatore utilizzato Long March 2D
Orbita operativa SSO, 98°
Anno di lancio 2013
Descrizione missione
CubeSat 1U. La missione prevede la sopportazione
delle condizioni esterna di un’orbita LEO e
trasmettere con successo per almeno un anno.
Note Sistemi allora all’avanguardia per la generazione di
potenza (nano celle solari).
Tabella 26: Missione NEE-01 Pegaso
Nome missione OPUSAT (CosMoz)
Ente / Paese / Società Osaka Prefecture University, Giappone
Lanciatore utilizzato H-2°
Orbita operativa 408 km, inclinazione 65°
Anno di lancio 2014
Descrizione missione
CubeSat 1U. Testing di innovativo sistema di
stoccaggio energia mediante nuovo tipo di batterie
agli ioni di litio ad alta efficienza.
Note -
Tabella 27: Missione OPUSAT
81
Nome missione Perseus-M
Ente / Paese / Società Dauria Aerospace, Russia
Lanciatore utilizzato Dnepr
Orbita operativa SSO, 610 km
Anno di lancio 2014
Descrizione missione CubeSat 6U. Testing per AIS (ricevitore per
identificazione automatica).
Note -
Tabella 28: Missione Perseus-M
Nome missione PhoneSat 1.0a, 1.0b e 1.0c
Ente / Paese / Società NASA Ames
Lanciatore utilizzato Antares
Orbita operativa 255 km, inclinazione 52°
Anno di lancio 2013
Descrizione missione
CubeSat 1U. Testing tecnologie smartphone COTS
utilizzate come processori per i CubeSat. L’obiettivo
dimostrare le grandi possibilità di abbassamento
costi nel mondo CubeSat grazie all’utilizzo di
tecnologie meno onerose in termini di prezzo.
Note Smartphone disponibili sul mercato utilizzati come
sistema di controllo.
Tabella 29: Missione PhoneSat
82
Nome missione PW-Sat
Ente / Paese / Società Università di Varsavia, Polonia
Lanciatore utilizzato Vega
Orbita operativa Ellittica (perigeo a 354 km)
Anno di lancio 2012
Descrizione missione
CubeSat 2U. Sviluppo di un sistema a basso costo di
de-orbiting utilizzando una vela espandibile
denominata SMA (Shape Memory Alloy)
Note Vela espandibile SMA
Tabella 30: Missione PW-Sat
Nome missione QB50
Ente / Paese / Società Istituto Von Karman, Belgio
Lanciatore utilizzato Dnepr
Orbita operativa SSO, 610 km
Anno di lancio 2014
Descrizione missione
CubeSat 2U. Costellazione di 50 satelliti CubeSat per
misurazioni nella bassa atmosfera di interesse
fluidodinamico.
Note -
Tabella 31: Missione QB50
83
Nome missione QuakeSat
Ente / Paese / Società Università di Stanford, USA
Lanciatore utilizzato Rokot-KM
Orbita operativa SSO, 820 km
Anno di lancio 2003
Descrizione missione CubeSat 3U. Missione primaria la raccolta di dati
relativi a emissioni ELF terremoti.
Note Componenti COTS per dimostrare possiblità
abbassamento costi in applicazioni CubeSat.
Tabella 32: Missione QuakeSat
Nome missione Raiko
Ente / Paese / Società Tohoku University, Giappone
Lanciatore utilizzato H-IIB
Orbita operativa ISS
Anno di lancio 2012
Descrizione missione
CubeSat 2U. Sperimentazione di tecnologie già
utilizzate a bordo di micro-satelliti per applicazioni
CubeSat.
Note -
Tabella 33: Missione Raiko
84
Nome missione STARS-1 e STARS-2 (Kukai)
Ente / Paese / Società Kagawa University, Giappone
Lanciatore utilizzato H-IIA
Orbita operativa SSO, 660 km
Anno di lancio 2009
Descrizione missione
CubeSat 3U. Sistema a due satelliti, madre e figlia,
connesse tra loro da un tirante da 5 metri di
lunghezza massima.
Note -
Tabella 34: Missione STARS
Nome missione StudSat-1
Ente / Paese / Società Nitte Meenakshi Institute of Technology, India
Lanciatore utilizzato PSLV
Orbita operativa SSO, 630 km
Anno di lancio 2010
Descrizione missione
CubeSat 1U. Avvicinamento studenti universitari al
mondo CubeSat tramite sviluppo diretto di
tecnologie miniaturizzate per la realizzazione di
questa missione.
Note -
Tabella 35: Missione StudSat-1
85
Nome missione SwissCube
Ente / Paese / Società Swiss Federal Institute of Tech., Svizzera
Lanciatore utilizzato PSLV
Orbita operativa SSO, 730 km
Anno di lancio 2009
Descrizione missione
CubeSat 1U. Osservazione tramite piccolo telescopio
del fenomeno lightglow, luminiscenza che si
presenta ad una precisa quota dell’atmosfera.
Queste osservazioni potrebbero consentire lo
sviluppo di nuove tecnologie per sensori di terra.
Note -
Tabella 36: Missione SwissCube
Nome missione TechEdSat-3p
Ente / Paese / Società NASA Ames Research Center, USA
Lanciatore utilizzato H-2B
Orbita operativa ISS
Anno di lancio 2013
Descrizione missione CubeSat 3U. Testing di nuove tecnologie, una per
de-orbiting tramite apposito freno Exo-Brake.
Note -
Tabella 37: Missione TechEdSat-3p
86
Nome missione TISAT-1
Ente / Paese / Società SUPSI, Svizzera
Lanciatore utilizzato PSLV
Orbita operativa SSO, 630 km
Anno di lancio 2010
Descrizione missione
CubeSat 1U. Monitoraggio della resistenza di cavi
sottili alla radiazione solare. Acquisizioni dati con
sistemi in fase di avanzamento.
Note -
Tabella 38: Missione TISAT-1
Nome missione UNICubeSat-GG
Ente / Paese / Società Università La Sapienza, Italia
Lanciatore utilizzato Vega
Orbita operativa Ellittica (perigeo a 354 km), inclinazione 69.5°
Anno di lancio 2012
Descrizione missione
CubeSat 1U. Missione con l’obiettivo di studiare il
campo gravitazione terrestre mediante l’utilizzo di
booms estendibili, aventi alle estremità pannelli
solari per generazione di potenza supplementare.
Note -
Tabella 39: Missione UNICubeSat-GG
87
Nome missione Vermont Lunar CubeSat
Ente / Paese / Società Vermont Technical College, USA
Lanciatore utilizzato Minotaur-1
Orbita operativa 500 km, inclinazione 40°
Anno di lancio 2013
Descrizione missione CubeSat 1U. Testing della componentistica per
missioni lunari future.
Note -
Tabella 40: Missione Vermont Lunar CubeSat
88
6.2 Missioni future
Sono presentate di seguito (in ordine alfabetico) alcune tra le missioni CubeSat
previste per i prossimi anni, mirate al consolidamento delle nuove tecnologie
di miniaturizzazione, all’esplorazione spaziale e alla ricerca scientifica.
Nome missione BEESAT-5, -6, -7, -8
Ente / Paese / Società Università Tecnica di Berlino, Germania
Lanciatore previsto PSLV
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2018
Descrizione missione
CubeSat 0.25U. Questi quattro pico-satelliti
andranno a comporre un piccolo sciame di CubeSat
con l’obiettivo di dimostrare l’efficacia di nuove
tecnologie di TLC in fascia UHF.
Note
Sensori ottici multifunzione per ADCS e riflettori
cubici su ogni angolo per individuazione laser da
Terra.
Tabella 41: Missione BEESAT
89
Nome missione DebrisSat-1
Ente / Paese / Società Surrey Space Centre, UK
Lanciatore previsto Tbd
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2018
Descrizione missione
CubeSat 2U. L’obiettivo primario della missione è
quello di rimuovere il debris orbitante intorno alla
Terra, mediante un innovativo sistema a rete. Un
pallone gonfiabile sarà espanso dopo il deployment
liberando una rete di dimensioni non trascurabili,
con la funzione di catturare frammenti di debris.
Note -
Tabella 42: Missione DebrisSat-1
Nome missione ESTCube-2
Ente / Paese / Società Estonia
Lanciatore previsto Tbd
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2019
Descrizione missione
CubeSat 3U. L’obiettivo è testare l’efficacia del
sistema di deployment per un cavo da 300 m in
servizio alle manovre di de-orbiting. Test operativi
per due camere per osservazione terrestre. Test su
tecnologie che potranno essere portate sulla Luna.
Note Moduli di propulsione da società Nanospace.
Tabella 43: Missione ESTCube-2
90
Nome missione GeoStare
Ente / Paese / Società Tyvak, USA
Lanciatore previsto Electron (RocketLab)
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2018
Descrizione missione CubeSat 3U. Test operativi per validazione
piattaforme di osservazione terrestre CubeSat.
Note -
Tabella 44: Missione GeoStare
Nome missione Helios 1
Ente / Paese / Società Helios Wire, USA
Lanciatore previsto Tbd
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2018
Descrizione missione
CubeSat 16U. Stazione IoT e M2M in orbita
progettata specificatamente per applicazioni che
richiedono bassi costi di comunicazione.
Note -
Tabella 45: Missione Helios 1
91
Nome missione HyperCube 1
Ente / Paese / Società Harris Corp, USA
Lanciatore previsto Tbd
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2019
Descrizione missione
CubeSat 6U. Strumento progettato per misurare
velocità, direzione e altitudine dei venti
nell’atmosfera terrestre (dati in 3D).
Note Spettrometro operante su trasformata di Fourier.
Tabella 46: Missione HyperCube 1
Nome missione InnoSat-2
Ente / Paese / Società Astronautic Technology, Malesia
Lanciatore previsto PSLV-XL
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2018
Descrizione missione CubeSat 3U. Sperimentazione nuovo tipo di ruote di
reazione.
Note Dosimetro, camera CMOS.
Tabella 47: Missione InnoSat-2
92
Nome missione LightSail-B
Ente / Paese / Società The Planetary Society, USA
Lanciatore previsto Falcon Heavy
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2018
Descrizione missione
CubeSat 3U. Testing in orbita di sistemi di
propulsione per CubeSat. Testing in orbita di
estrazione vela solare di 32 mq di superficie.
Note Vele solari di ultima generazione.
Tabella 48: Missione LightSail-B
Nome missione Lunar Flashlight
Ente / Paese / Società NASA JPL, USA
Lanciatore previsto SLS (Space Launch System)
Orbita operativa Orbita lunare
Anno di lancio 2019
Descrizione missione
CubeSat 6U. La missione consiste nell’illuminare
zone lunari permanentemente oscurate alla ricerca
di ghiaccio. Gli spettrometri misurano le
caratteristiche dei raggi riflessi dalla superficie
lunare distinguendo l’eventuale presenza di ghiaccio
tra la regolite.
Note Propulsori elettrici ad alto differenziale.
Tabella 49: Missione Lunar Flashlight
93
Nome missione Lunar IceCube
Ente / Paese / Società Morehead State University, USA
Lanciatore previsto SLS (Space Launch System)
Orbita operativa Orbita lunare
Anno di lancio 2019
Descrizione missione
CubeSat 6U. Ricerca di ghiaccio su superficie lunare
ed altri eventuali elementi volatili da orbita bassa
(100 km).
Note Propulsore ionico di ultima generazione.
Tabella 50: Missione Lunar IceCube
Nome missione MarCO (Mars Cube One)
Ente / Paese / Società NASA, USA
Lanciatore previsto Atlas V
Orbita operativa Orbita di Marte
Anno di lancio 2018
Descrizione missione
CubeSat 6U. Satellite di relay per inviare dati sulla
Terra dall’orbita marziana mentre la missione
InSight compie le procedure di atterraggio sul
pianeta.
Note Dimostrazione in campo dei più sviluppati sistemi di
telecomunicazioni.
Tabella 51: Missione MarCO
94
Nome missione NEA-Scout (Near Earth Asteroid Scout)
Ente / Paese / Società NASA Marshall Space Flight Center, USA
Lanciatore previsto SLS (Space Launch System)
Orbita operativa Orbita interplanetaria
Anno di lancio 2019
Descrizione missione
CubeSat 6U. Lo scopo della missione è di
raggiungere un asteroide e acquisire immagini
dettagliate dello stesso.
Note Fotocamera con particolari filtri per acquisire
immagini ad altissima risoluzione.
Tabella 52: Missione NEA-Scout
Nome missione OUFTI-2
Ente / Paese / Società Università di Liegi, Belgio
Lanciatore previsto Tbd
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2019
Descrizione missione CubeSat 1U. Test per sistemi di TLC amatoriali D-
STAR.
Note Antenne estraibili ad alto guadagno.
Tabella 53: Missione OUFTI-2
95
Nome missione PEARLS
Ente / Paese / Società Sky and Space Global, UK
Lanciatore previsto Tbd
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio Tra 2018 e 2020
Descrizione missione
CubeSat 6U. Numerosi satelliti CubeSat a comporre
una popolatissima costellazione con l’obiettivo di
fornire sistemi di comunicazione M2M, IoT e vocali.
L’obiettivo è garantire una copertura costante
ovunque e in qualunque momento.
Note Antenne operanti in S-Band e X-Band.
Tabella 54: Missione PEARLS
Nome missione PolarCube
Ente / Paese / Società Università di Boulder, USA
Lanciatore previsto LauncherOne
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2018
Descrizione missione
CubeSat 3U. La missione primaria è lo studio delle
regioni polari terrestri, obiettivo secondario è
l’integrazione è testare un nuovo tipo di radiometro,
per la prima volta miniaturizzato.
Note Primo sensore a microonde passivo installato su un
satellite di piccole dimensioni.
Tabella 55: Missione PolarCube
96
Nome missione RainCube
Ente / Paese / Società NASA, USA
Lanciatore previsto Antares
Orbita operativa ISS
Anno di lancio 2018
Descrizione missione
CubeSat 6U. Scopo della missione è sviluppare,
lanciare e rendere funzionale un radar operante a
35,75 GHz installato su un CubeSat 6U.
Note Definizione di nuove architetture per strumenti
radar operanti in Ka-Band.
Tabella 56: Missione RainCube
Nome missione ROBUSTA-2
Ente / Paese / Società Università di Montpellier, Francia
Lanciatore previsto Tbd
Orbita operativa Tbd
Anno di lancio 2020
Descrizione missione
CubeSat 1U. Programma con fini didattici che
avvicina gli studenti allo sviluppo tecnologico del
mondo CubeSat. In particolare saranno testati
diversi tipi di RAM e nuovi strumenti di ultima
generazione per l’elettronica.
Note -
Tabella 57: Missione ROBUSTA-2
97
7. CONCLUSIONI
Sono stati presentati i diversi settori che compongono l’universo dei nano-
satelliti e in particolare dei satelliti CubeSat.
In definitiva risulta evidente che questo tipo di tecnologia sia destinata a
giocare un ruolo di prim’ordine già nel prossimo futuro.
Mentre le missioni dedicate all’esplorazione spaziale saranno ancora per molto
tempo prerogativa solo di grandi navi e satelliti di dimensioni rilevanti per
diverse necessità, nel campo della commercializzazione dello spazio i nano-
satelliti hanno già aperto un mondo di nuove possibilità.
D’altra parte anche per le missioni principali sono già previsti impieghi per
satelliti miniaturizzati in concomitanza con sonde più grandi, che possano
viaggiare nello spazio profondo a bordo dei satelliti standard per essere poi
liberati una volta giunti alla destinazione di lavoro assegnata.
Si può dire che in generale il futuro della ricerca spaziale si stia muovendo in
direzione della miniaturizzazione, finora sono stati mossi solo i primi passi.
98
BIBLIOGRAFIA
[1] KONECNY G., Small satellites – A tool for Earth observation?, 2011
[2] FOUST Jeff, Smallsat developers enjoy growth in launch options, Space
News, 2015
[3] CHEREDAR Tom, Dauria Aerospace lands $20M to grow its earth
monitoring nano satellite platform, VentureBeat, 2013
[4] WERNER Debra, Small satellites & small launchers: rocket builders
scramble to capture growing Microsat market, Space News, 2013
[5] GRUSS Mike, DARPA scraps plan to launch small sats from F-15 fighter
jet, Space News, 2015
[6] AMOS Jonathan, Richard Branson’s Virgin Galactic to launch small
satellites, BBC News, 2012
[7] “ISRO sets new world record, successfully places 104 satellites into
Earth’s orbit”, India TV News, 2017
[8] CLARK Stephen, Crowd-funded stowaway to deploy 104 tiny satellites,
Spaceflight Now, 2014
[9] “CubeSat Database – smartwout”, 2017
[10] nanosats.eu, Nanosatellites and CubeSat Database, 2012
[11] planetary.org, MarCO: Planetary CubeSats become real, 2016
[12] sv.vt.edu, Spacecraft Propulsion – Chemical, 2015
99
[13] “Sinclair Interpl. reaction wheels, sun sensors, star trackers”, 2014
[14] busek.com, Busek Electric Thrusters, 2015
[15] jpl.nasa.gov, JPL / CubeSat, 2015
[16] Space.com, In-space satellite construction may be coming soon, 2015
[17] esa.int, Call for proposals Fly your satellite!, 2016
[18] directory.eoportal.org, CubeSat concept – Satellite missions, 2015
[19] International statement, CubeSat Design Specification (CDS), Rev.12
[20] GALICA Carol, NASA CubeSat Launch Initiative Selections, NASA, 2016
[21] DEAN James, NASA seeks launchers for smallest satellites, Florida
Today, 2015
[22] HEYMAN Jos, FOCUS: CubeSats – A costing + Pricing Challenge,
SatMagazine, 2009
[23] ESA, Student satellites fly freely on their orbit in_space, European Space
Agency, 2016
[24] AstronautiNews, CubeSat e piccolo satelliti, il mercato è sempre più
vivace, 2017
[25] SpaceFlight, Schedule & Pricing Web Page, 2017
