Analisi strutturale del satellite Palamede

Capitolo 1 Introduzione 
 
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grado di soddisfare i complessi requisiti statici, dinamici, inerziali, e termici che la 
missione pone. 
1.2 ANALISI DELLE STRUTTURE ESISTENTI. 
Prima di procedere nello sviluppo del progetto, si è ritenuto utile esaminare, dal punto 
di vista strutturale, alcuni dei microsatelliti che sono stati realizzati presso altre 
università o istituti di ricerca sia europei sia americani e che, per obiettivi e tipologia, 
si configurano simili al nostro. 
Di seguito ne è presentato un elenco mettendo in risalto le loro caratteristiche 
costruttive, al fine di individuarne le principali comunanze e differenze, così da 
poterne trarre delle utili indicazioni nel proseguimento del nostro progetto. I dati sono 
stati tutti presi dalle pagine Web dedicate ai singoli progetti (vedi elenco allegato alla 
bibliografia). 
 
ASTRID 
 
 
Costruttore:  Swedish Space Corporation (Svezia). 
Missione: Microsatellite scientifico per l’analisi del plasma nella ionosfera 
posto su di un’orbita circolare a 1000 Km d’altezza ed inclinata 
di 83° sull’equatore. 
Dimensioni:  420 mm x 354 mm x 290 mm senza pannelli solari. 
Massa totale:  27 Kg 
Equipaggiamento: Analizzatore d’immagini per particelle neutre, analizzatore 
d’immagini UV, spettrometro. 
Capitolo 1 Introduzione 
 
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Struttura: Telaio aperto a forma di parallelepipedo costituito da pannelli 
sandwich giuntati a dei profilati, in modo da costituire una 
struttura facilmente accessibile da ogni direzione e quindi 
versatile e dal semplice assemblaggio. I pannelli solari in 
sandwich sono montati a sbalzo sulla piastra inferiore della 
struttura e quindi non contribuiscono minimamente alla funzione 
strutturale complessiva. La fotografia evidenzia l’impiego di 
comuni profilati, giuntati alle piastre del telaio, impiegati per 
supportare tutto. 
Materiali: Tutti i pannelli sono realizzati mediante honeycomb d’alluminio 
incollato tra due sottili fogli di lega leggera di tipo aeronautico. I 
profilati sono anch’essi di lega leggera aeronautica e le giunzioni 
fanno uso di bulloni aeronautici. 
L’evidente semplicità costruttiva del satellite Astrid, riflette l’intenzione del costruttore 
di realizzare un veicolo economico, dal semplice assemblaggio, e facilmente 
realizzabile con le comuni tecnologie aeronautiche. D’altra parte le ridotte dimensioni 
del satellite non sembrano poter consentire un suo facile adattamento a carichi e 
missioni differenti da quella progettata.  
 
SAPPHIRE 
(Stanford AudioPhonic Photographic InfraRed Experiment) 
 
 
Costruttore: Stanford University (U.S.A). 
Capitolo 1 Introduzione 
 
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Missione: Microsatellite scientifico per l’osservazione delle emissioni IR 
dello spazio, e per il rilevamento d’immagini della superficie 
terrestre. 
Dimensioni:  460 mm x 410 mm x 380 mm 
Massa totale:  18 Kg 
Equipaggiamento: Sensore IR THD (Tunneling Horizon Detector), telecamera 
digitale B/N, sintetizzatore vocale. 
Struttura: Prismatica a base esagonale con 3 mensole realizzate con 
pannelli sandwich, supportate da 4 correnti longitudinali. La 
struttura è chiusa su tutti i lati da pannelli sandwich di cui quelli 
laterali e quello superiore sono anche forniti di celle solari, 
mentre quello inferiore supporta le antenne del sistema di 
trasmissione. I vari elementi sono giuntati mediante supporti 
profilati, inserti d’irrigidimento, e bulloni. 
Materiali: Tutti i pannelli sono realizzati mediante honeycomb d’alluminio 
incollato tra due sottili fogli di lega leggera di tipo aeronautico. 
Anche gli inserti ed i bulloni sono in lega leggera di tipo 
aeronautico. 
L’impiego esclusivo dei pannelli sandwich, nella struttura del satellite SAPPHIRE, 
evidenzia l’intenzione del costruttore di realizzare un veicolo estremamente rigido ed 
al contempo leggero. L’architettura adottata, inoltre, rende questo satellite molto 
versatile ed impiegabile con una gran varietà di carichi differenti. Essa però presenta lo 
svantaggio di richiedere delle giunzioni più complesse di quelle realizzabili per i 
comuni pannelli fresati. Infatti, poiché l’honeycomb ha scarse caratteristiche di 
rigidezza a taglio, è necessario montare delle boccole cilindriche in ogni giunzione. 
Inoltre anche gli spigoli dei pannelli, una volta tagliati nelle volute dimensioni, devono 
essere protetti con dei profilati di chiusura. È però la scarsa modularità, che sembra 
caratterizzare la struttura, che penalizza questa architettura rispetto alle tipologie 
adottate da altri satelliti, rendendone più complesso il montaggio e lo smontaggio. 
Caratteristiche , queste, molto importanti nella fase di test e prove di qualificazione. 
 
 
 
Capitolo 1 Introduzione 
 
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SEDSat-1 
 
 
 
Costruttore:  University of Alabama (U.S.A.). 
Missione: Microsatellite scientifico per il rilevamento multispettrale 
d’immagini della terra, e per le trasmissioni radio amatoriali. 
Dimostratore tecnologico. Posto su di un’orbita ellittica di 547 x 
1047 Km inclinata di 31,4° sull’equatore. 
Dimensioni:  420 mm x 400 mm x 400 mm 
Massa totale:  41 Kg 
Struttura: Struttura modulare a forma di parallelepipedo realizzata 
mediante piastre fresate e profilati d’irrigidimento. Gli elementi 
strutturali secondari di supporto all’equipaggiamento sono 
principalmente costituiti da mensole estraibili e case-box giuntati 
alla piastra inferiore ed ai pannelli laterali. Le celle solari sono 
direttamente incollate ai quattro pannelli laterali i quali, a 
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differenza degli altri esempi fino a qui visti, non hanno una 
struttura a sandwich ma sono ottenuti per fresatura. 
Materiali: Lega leggera d’alluminio di tipo aeronautico per tutti i vari 
componenti strutturali sia primari sia secondari. 
Questo satellite si caratterizza per la sua architettura molto convenzionale, sia nella 
scelta dei materiali, sia in quella delle tecnologie di lavorazione. È evidente l’accento, 
posto dai realizzatori, sulla semplicità generale della struttura unita però ad una grande 
flessibilità d’impiego. La costruzione modulare adottata, consente un facile montaggio 
e smontaggio della stessa, semplificando molto tutte le operazioni connesse alle prove 
di qualificazione. Inoltre rende il satellite facilmente adattabile a carichi e missioni 
differenti. 
 
TechSat 1 
 
 
Costruttore:  Technion Institute of Technology (Israele) 
Missione: Microsatellite scientifico per il rilevamento d’immagini della 
superficie terrestre, per l’analisi dell’ozonosfera, la misurazione 
della radiazione cosmica, e la fornitura di servizi di trasmissione 
radio. Posto su di un’orbita eliosincrona a 830 Km d’altezza. 
Dimensioni:  420 mm x 350mm x 350 mm 
Massa totale:  41,6 Kg 
Equipaggiamento: Spettro-radiometro UV, telecamera digitale, rilevatore di raggi 
X, esperimento scientifico sulla superconduttività. 
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Struttura: Struttura modulare costituita da piastre piane fresate e giuntate 
tra loro mediante profilati. Gli elementi strutturali secondari, che 
supportano gli equipaggiamenti, sono costituiti anch’essi da 
pannelli irrigiditi o da appositi case-box. I pannelli solari (non 
visibili nella foto) impiegano dei comuni pannelli sandwich 
aeronautici. 
Materiali: I pannelli solari sono realizzati mediante honeycomb d’alluminio 
incollato tra due sottili fogli di lega leggera di tipo aeronautico. 
Le piastre ed i profilati sono anch’essi di lega leggera 
aeronautica e le giunzioni fanno uso di bulloni e rivetti di tipo 
aeronautico. 
Anche in questo caso, come per il precedente SEDSat-1, il satellite si caratterizza per 
la sua architettura molto convenzionale, sia nella scelta dei materiali, sia in quella delle 
tecnologie di lavorazione. L’accento, posto dai realizzatori, sulla semplicità generale 
della struttura si concilia ad una grande flessibilità d’impiego. La costruzione modulare 
adottata, consente un facile montaggio e smontaggio della stessa, semplificando molto 
tutte le operazioni connesse alle prove di qualificazione. Inoltre rende il satellite 
facilmente adattabile a carichi e missioni differenti. 
 
TUBSAT B 
 
 
Costruttore: Institute for Aeronautics and Astronautics University of Berlin 
(Germania). 
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Missione: Microsatellite scientifico e meteorologico posto su di un’orbita 
ellittica di 1221 x 1198 Km, inclinata di 82,6° sull’equatore. 
Dimensioni:  500 mm x 320mm x 320 mm 
Massa totale:  40 Kg 
Equipaggiamento: Sensore stellare con focale di 1 m, e sensori meteorologici. 
Struttura: Struttura modulare a forma di parallelepipedo costituita da due 
piastre principali fresate, collegate tra loro mediante una piastra 
alleggerita e delle piccole barre. Il cassone è chiuso sui quattro 
lati mediante pannelli piani irrigiditi attraverso l’impiego di 
profilati. Essi supportano anche le celle solari le quali, come per 
SEDSAT-1,non sono incollate su dei pannelli sandwich. 
Materiali:  Tutti i componenti sono realizzati in lega leggera d’alluminio. E 
   tutte le giunzioni utilizzano bulloni e rivetti di tipo aeronautico. 
Anche questo satellite adotta una configurazione modulare impiegando materiali e 
tecnologie convenzionali e collaudate. La sua struttura però appare fortemente 
condizionata dalla presenza dell’ingombrante sensore a grande focale per 
l’osservazione delle stelle. Questo comporta quindi una minore flessibilità del satellite, 
la cui architettura non si presta quindi ad un reimpiego per carichi differenti. La 
costruzione modulare adottata, consente comunque un facile montaggio e smontaggio 
della stessa, semplificando molto tutte le operazioni connesse alle prove di 
qualificazione. 
 
ASUSat 1 
 
Capitolo 1 Introduzione 
 
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Costruttore:  Arizona State University (U.S.A.). 
Missione: Nanosatellite scientifico per il telerilevamento della superficie 
terrestre, e dimostratore tecnologico. Posto su di un’orbita 
eliosincrona a 550 Km d’altezza. 
Dimensioni:  φ 356 mm x 254 mm 
Massa totale:  4,5 Kg 
Equipaggiamento: Telecamera digitale. 
Struttura: Guscio poliedrico a 14 lati realizzato mediante un multistrato di 
materiale composito con spessore inferiore ad 1 mm. La 
disposizione delle fibre ha il seguente orientamento: 0°, ±45°, 
90°. Sono previsti due pannelli interni per il montaggio 
dell’equipaggiamento, mentre le celle solari sono incollate 
direttamente all’esterno del guscio. Giunzioni ottenute per 
incollaggio. 
Materiali:  Multistrato in fibra di carbonio in matrice di resina. 
Di tutti i satelliti analizzati, questo è certamente il più innovativo dal punto di vista 
tecnologico, e ciò grazie all’impiego della fibra di carbonio. Questa scelta così 
radicale, che si contrappone a quelle più conservatrici adottate per gli altri satelliti, 
consente di realizzare una struttura molto rigida e leggerissima. Pur avendo, infatti, 
dimensioni non molto inferiori a quelle degli altri satelliti, esso ha un peso, 
complessivo e strutturale, di un ordine di grandezza inferiore a quello degli altri. 
Inoltre la sua architettura semplice e modulare, lo rende una piattaforme molto 
flessibile e facilmente riconfigurabile per altre missioni. 
 
 
Capitolo 1 Introduzione 
 
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Le conclusioni che possiamo trarre da questo breve excursus, sono sintetizzabili nei 
seguenti punti: 
1. Forma:  La forma più comune è quella prismatica a base rettangolare, che 
consente un più semplice utilizzo di piastre e semilavorati di facile reperibilità. 
2. Struttura:  Le caratteristiche strutturali sono notevolmente variabili, poiché 
si va dalle strutture aperte a telaio, ai cassoni chiusi realizzati con profilati e 
pannelli sandwich o macchinati. Si osserva poi la tendenza alla nascita di una 
nuova tipologia di satelliti che, pur avendo dimensioni ed impieghi tipici dei 
microsatelliti, se ne differenzia per il peso inferiore ai 10 Kg. È la classe dei 
nanosatelliti, il cui capostipite è l’ASUSat 1.È comunque evidente che la maggior 
parte dei microsatelliti è realizzata con tecniche e materiali molto collaudati e 
d’impiego comune nel campo aerospaziale. Questo fatto è certamente legato alla 
necessità di dovere contenere il più possibile i costi di sviluppo e di realizzazione, 
caratteristiche, queste, estremamente importante in questa categoria di satelliti. 
3. Materiali:  I materiali maggiormente impiegati per la struttura principale, 
sono le leghe leggere d’alluminio ti tipo aeronautico, e la ragione principale di ciò 
e la stessa evidenziata negli altri punti.