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analisi qualitativa completa dei sistemi, al fine di trovare eventuali difetti o carenze e
proporre correzioni mirate al perfezionamento del progetto.
In particolare è stata analizzata la sequenza di attivazione. Si è ritenuto particolarmente
importante provare ad ottimizzare (in termini affidabilistici) la procedura di attivazione
del satellite: a parte la necessità di soddisfare i requisiti imposti dal lanciatore, una
mancata o precoce attivazione dei sistemi comprometterebbe quasi certamente la
missione, rispettivamente lasciando il satellite inattivo in orbita o bloccandolo nel
modulo di rilascio.
Per le analisi si sono utilizzati i metodi FMEA ed FTA (secondo le direttive imposte
degli standard militari statunitensi) ed il software di analisi affidabilistica Relex®
Architect Studio 2008.
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Parte I
Studio del problema e dei metodi di
analisi
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Capitolo 1
Lo standard Cubesat
Il progetto, sviluppato in collaborazione tra la California Polytechnic State University e
la Stanford University, è nato nel 1999 intorno all’idea di creare uno standard
universitario e per la ricerca, volto fondamentalmente alla formazione degli studenti e
alla minimizzazione dei costi di accesso alle attività spaziali.
Si giunse alla definizione di un satellite dalla forma cubica, con dimensioni di 10x10x10
cm ed un peso inferiore al kilogrammo. Ad oggi questa è nota come l’unità base 1U
dello standard; si sono realizzati anche esemplari di dimensioni maggiori, replicando
l’unità per due (2U) o tre volte (3U) secondo la Tabella 1.
Dimensioni Volume Massa
1U – Single 10x10x10 cm 1 l 1 Kg
2U – Double 20x10x10 cm 2 l 2 Kg
3U – Triple 30x10x10 cm 3 l 3 Kg
Tabella 1: tipologie di CubeSat
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Ad oggi il CubeSat è diventato lo standard per nano satelliti più diffuso al mondo tanto
che è possibile acquistare dei kit che forniscono la base per lo sviluppo del satellite
(comprendono la struttura, un’OBC programmabile, una Ground Development Board, e
i connettori). Un’impostazione di questo tipo garantisce la massima flessibilità al minor
costo per lo sviluppo del progetto: è infatti totalmente libera la ricerca di modem,
antenne, batterie, pannelli solari ed altri parti1 da integrare con il sistema fornito. Tali
componenti vengono generalmente scelti tra quelli commerciali. Non si esclude tuttavia
che si possano sviluppare satelliti aderenti allo standard CubeSat senza però far ricorso
ai kit disponibili sul mercato.
Si stima che il costo totale per assemblare e lanciare un CubeSat sia da preventivare in
circa 100.000 Euro.
1.1 Versatilità e payload
Come accennato precedentemente, un’impostazione di questo tipo garantisce la
massima versatilità e duttilità di missione.
È possibile realizzare progetti per i più disparati scopi andando a studiare diverse
architetture e a scegliere differenti componenti volti al supporto del payload della
missione. Da questo punto di vista, l’impostazione garantisce il pieno raggiungimento
dello scopo “educational”, portando chi lavora al progetto a scegliere i componenti con
le specifiche più adatte al raggiungimento dell’obiettivo di missione tenendo conto delle
necessità di interfaccia con le altre parti del satellite e delle variabili di costo.
A partire dalla funzione base di comunicazione con una stazione di terra, si sono
realizzati progetti volti al telerilevamento (integrando fotocamere), al rilevamento del
campo magnetico terrestre (impiegando magnetometri), a test scientifici e molto altro
ancora.
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Utilizzato nell’accezione anglosassone di “componente”.
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Un aspetto da non sottovalutare è l’utilizzo di parti commerciali per la missione: infatti,
se è vero che da una parte si ha un forte contenimento dei costi (riduzione di almeno un
ordine di grandezza, in generale), è altrettanto vero che il loro funzionamento non è
garantito in condizioni di microgravità, vuoto spinto e intense radiazioni. Ciò porta alla
necessità di operare scelte oculate, valutando tutti i possibili fattori che possono andare
ad inficiare il corretto funzionamento dei componenti; d’altra parte scelte di questo tipo
portano un arricchimento importante in termini di dati relativi all’affidabilità nello
spazio dei componenti non omologati qualificati “spazio”. Da questo punto di vista, i
componenti hardware commerciali possono esser visti come un payload accessorio della
missione stessa.
1.2 Integrazione al lanciatore e rilascio
L’integrazione di un nanosatellite sul lanciatore viene assicurata utilizzando un supporto
noto come deployer che ha il compito di fissare uno o più satelliti al vettore e rilasciarli
in orbita.
Ne sono state sviluppate fondamentalmente quattro differenti tipologie:
P-POD (Poly-Picosatellite Orbital Deployer by Stanford University and California
Polytechnic Institute): è lo standard. Rilascia fino a tre singoli CubeSat stipati l’uno
sull’altro.
T-POD (Tokyo-Picosatellite Orbital Deployer by Tokyo University): per singolo
CubeSat.
X-POD (eXperimental Push Out Deployer by University of Toronto Institute for
Aerospace Studies) è un sistema di rilascio indipendente dagli standard e
personalizzabile in funzione delle dimensioni e della massa del nanosatelite (max 5
Kg). Fino a tre nano satelliti.
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Figura 1: Differenti configurazioni dei POD: a) P-POD, b) T-POD, c) SPL, d) X-POD
SPL (Single Picosatellite Launcher): per singolo satellite. Ha la peculiarità di
consentire la regolazione della velocità di rilascio del CubeSat.
1.3 Missioni
Dal Giugno 2003 (primo lancio) al Giugno 2009, sono stati lanciati 42 CubeSat secondo
quanto mostrato in Tabella 2, dove si elencano i differenti esiti dei lanci e dei contatti
con le stazioni di terra.
La grande versatilità dello standard CubeSat è confermata dai molteplici scopi per i
quali sono stati progettati i differenti satelliti. Si ricordano:
Test di componenti commerciali in ambiente spaziale;
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Test di nuove tecnologie quali GPS reciever, di Star Tracker a basso costo, nuove
celle solari AsGa e CCD o CMOS cameras;
Test di protocolli di comunicazione;
Indagini sulle radiazioni in orbite LEO;
Indagini sull’emissione di onde radio durante i terremoti;
Indagini sul comportamento dei batteri nello spazio.
Batch Date LV failure No contact Some Contact Full Contact
1 Giugno 2003 0 2s 1s 2s+1t
2 Ottobre 2005 0 1 0 2s
Solo Febbraio 2006 0 0 0 1d
3 Luglio 2006 13s +1d 0 0 0
Solo Dicembre 2006 0 0 0 1t
4 Aprile 2007 0 1s 3s+1d+2t 2s
5 Aprile 2008 0 0 0 3s+1d+2t
6 Maggio 2009 0 0 0 3s+1t
Totale 13s+1d 3s 4s+1d+2t 12s+2d+4t
Tabella 2: Lanci CubeSat
Nell’immediato futuro si hanno in programma due lanci:
Luglio 2009, NASA Flight TBA con a bordo tre single CubeSat;
Novembre 2010, Vega Maiden Flight, con a bordo nove single CubeSat.
Sono inoltre allo studio e sviluppo circa altri 30 progetti, dislocati tra le diverse
università del mondo.
Oltre ad esser un potente mezzo educativo, lo sviluppo di piccoli satelliti a basso costo
può quindi risultare fortemente vantaggioso anche per aziende coinvolte nel mondo
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della ricerca, interessate a testare determinati componenti in condizioni ambientali
molto particolari quali quelle spaziali, nell’ottica di semplificare le procedure di accesso
allo spazio e di ridurre drasticamente i costi, giunti oramai al limite della sostenibilità.
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Capitolo 2
Il progetto e-st@r
Il programma di sviluppo di E-st@r (Educational SaTellite @ politecnico di toRino) si
inserisce nel contesto dei progetti universitari per la realizzazione di satelliti secondo lo
standard CubSat precedentemente illustrato.
Il progetto nasce sulle ceneri di PiCPoT, primo nano satellite sviluppato a partire dal
2004 da diversi team di ricerca del Politecnico di Torino guidati dallo staff dell’ASSET2
nell’ambito di un programma congiunto con le università “La Sapienza” di Roma e la
“Federico II” di Napoli. PiCPot fu un successo dal punto di vista educativo, tecnologico
e di collaborazione tra i diversi team di ricerca. Il lancio, che ebbe luogo a Baikonur
(Kazakistan) nel Luglio del 2006, purtroppo fallì ed il satellite venne distrutto insieme
agli altri 17 a bordo del lanciatore Dnepr.
A partire da tale esperienza, nel 2008 è stato varato il programma e-st@r: a tutti gli
effetti è quindi il primo CubeSat studiato, progettato, realizzato e testato
autonomamente al Politecnico di Torino.
Le linee guida che sono state seguite nello sviluppo dell’intero progetto fanno
riferimento ai concetti di minimizzazione dei costi e formazione dello studente. Si
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AeroSpace System Engineering Team
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capisce quindi che la scelta di utilizzare solamente componenti COTS3 rimane
nell’ottica di stimolare gli studenti a capire quali criteri di scelta utilizzare nella
selezione delle parti e avere un forte risparmio rispetto a quelli qualificati spazio. Inoltre
si aggiungere un “payload accessorio” alla missione; infatti, se è vero che la loro
affidabilità nello spazio non è conosciuta ma solamente ipotizzabile, è altrettanto chiaro
che un loro utilizzo porta nuove informazioni circa la possibilità del loro impiego in
programmi spaziali. Dati di questo tipo sono estremamente preziosi nella corsa
all’abbattimento dei costi verso la frontiera spaziale.
Figura 2: Orbita di e-st@r
Si sottolinea infine che e-st@r è stato accettato come payload del vettore europeo
VEGA che, nel suo lancio inaugurale, lo inserirà in un orbita ellittica (Figura 2),
portandolo fino ad una quota di 354 Km (perigeo). Con apogeo a 1447 Km, l’orbita avrà
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Commercial Off The Shield component, componenti commerciali.
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un’inclinazione di 71 gradi ed un periodo pari a circa 100,35 minuti di cui circa 36,5 in
eclissi. Si è calcolato che in tali condizioni ogni giorno il satellite effettuerà dagli 8 ai 9
passaggi utili sull’area circostante Torino4 di durata media di 11,4 minuti (Figura 3).
L’integrazione al lanciatore è garantita dall’utilizzo di un deployer del tipo P-POD.
Figura 3: Traccia a terra e passaggi giornalieri sulla ground station
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Luogo dove è ubicata la Groud Station, base di controllo e comando del satellite.
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2.1 Mission statement e obiettivi di missione
Il mission statement punta fortemente sull’obiettivo istruttivo del progetto e sulla ricerca
tecnologica volta alle riduzione dei costi di accessibilità allo spazio. Può esser espresso
come:
Educare gli studenti al design, alla gestione di sistemi complessi e all’implementazione
di progetti nel rispetto degli standard, stimolare il lavoro di squadra e stimolare la
ricerca verso la riduzione dei costi di accessibilità allo spazio.
Gli obiettivi di missione sono riassumibili in:
a. Obiettivo principale di missione: capacità di e-st@r di comunicare con la Ground
Station.
b. Obiettivo scientifico principale: sviluppare e testare l’utilizzo di un Sistema di
determinazione e controllo d’assetto (ADCS) attivo.
c. Obiettivo scientifico secondario: testare componenti commerciali non certificati ad
uso spaziale.
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