Spin stabilization of electrodynamic tethers for satellite deorbiting in sun-synchronous orbits

The electrodynamic tethers (EDTs) for satellite systems represent a non-conventional propulsion technology for performing orbital maneuvers without propellant consumption; they exploit the interaction with the planet’s magnetic field and ionospheric plasma to generate a drag Lorentz force (generator mode) or a propulsive one (thruster mode), by means of which the spacecraft trajectory is modified. The intense exploitation in recent years, especially of LEO orbits, has led to overcrowding, with a consequent increase in the number of active orbiting objects and debris, and therefore in the probability of space collisions, whose fragments generate further debris in a chain reaction known as the Kessler syndrome. Accelerating the post-mission reentry of a satellite therefore becomes increasingly indispensable to prevent some orbits with significant commercial interest from becoming unusable; in this context, an EDT operating in generator mode can be employed as an effective mechanism for orbital debris mitigation, proving competitive with respect to other traditional deorbiting systems precisely due to the absence of additional propellant consumption, which would otherwise subtract mass and volume from the payload or other subsystems as well as contribute to contamination of the surrounding environment, a satellite at the end of its life can in fact deploy the electrodynamic tether to convert part of the orbital mechanical energy into electrical energy, thus making its descent toward the dense layers of the atmosphere faster. Although their use is optimal in equatorial or low-inclination geocentric orbits, where the Earth’s magnetic field is approximately perpendicular to the orbital plane and therefore its direction is favorable to the generation of a Lorentz force along the direction of motion (as required for deorbiting or orbital reboosting operations), conversely the operation of EDTs in high-inclination orbits is partially hindered precisely by the direction of the magnetic field, which in these cases is instead only slightly inclined with respect to the orbital plane, moreover, a component of the Lorentz force continuously transfers energy to the attitude motion, making the system intrinsically unstable; the problem can be addressed by placing the satellite with the deployed tether in rotation on a plane with a suitable inclination with respect to the orbital one, thereby recovering a favorable orientation of the magnetic field with respect to the tether and the orbital velocity, in addition to providing gyroscopic stability and keeping the tether taut. The aim of this thesis activity is to verify the feasibility and to evaluate the performance and limitations of this approach, by developing a code that simulates the dynamics and control of a satellite equipped with an electrodynamic tether in a deorbiting scenario in a Sun-synchronous orbit and with a spin plane almost perpendicular to the orbital one.

I fili elettrodinamici (EDTs: electrodynamic tethers) per sistemi satellitari rappresentano una tecnologia propulsiva non convenzionale per compiere manovre orbitali senza consumo di propellente; essi sfruttano l’interazione con il campo magnetico e il plasma ionosferico del pianeta per generare una forza di Lorentz frenante (modalità generatore) o propulsiva (modalità thruster) con la quale modificare la traiettoria dello spacecraft. L’intenso sfruttamento negli ultimi anni specialmente delle orbite LEO ne ha determinato un sovrappopolamento con conseguente incremento del numero di oggetti orbitanti in attività e detriti, pertanto anche della probabilità di collisioni spaziali i cui frammenti originano ulteriori detriti in una reazione a catena nota come sindrome di Kessler. Accelerare quindi il rientro di un satellite post missione risulta sempre più indispensabile per evitare che alcune orbite con un notevole interesse commerciale diventino inutilizzabili; in tale contesto un EDT in modalità generatore può essere impiegato come un efficace meccanismo per la mitigazione dei detriti in orbita, rivelandosi competitivo rispetto ad altri sistemi tradizionali di deorbiting proprio grazie all’assenza di consumo di propellente aggiuntivo, il quale sottrae massa e volume a payload o ad altri sottosistemi oltre a contribuire alla contaminazione dell'ambiente circostante: un satellite a fine vita può infatti dispiegare il tether elettrodinamico per convertire parte dell’energia meccanica orbitale in energia elettrica rendendo più rapida la sua discesa verso gli strati densi dell’atmosfera. Sebbene il loro utilizzo sia ottimale in orbite geocentriche equatoriali o a bassa inclinazione, dove il campo magnetico terrestre è circa perpendicolare al piano orbitale e quindi la sua direzione è favorevole rispetto alla generazione di una forza di Lorentz in direzione del moto (come richiesto da operazioni di deorbiting o reboosting orbitale), al contrario il funzionamento efficace degli EDT in orbite ad alta inclinazione è ostacolato proprio dalla direzione del campo magnetico che in questi casi risulta invece poco inclinato rispetto al piano orbitale, inoltre una componente della forza di Lorentz trasferisce continuamente energia al moto d’assetto rendendo il sistema intrinsecamente instabile; è possibile affrontare il problema ponendo il satellite con il tether dispiegato in rotazione su un piano con opportuna inclinazione rispetto a quello orbitale, recuperando quindi una orientazione favorevole del campo magnetico rispetto al tether e alla velocità orbitale, in aggiunta fornendo stabilità giroscopica e mantenendo il tether teso. Lo scopo di questa attività di tesi è quello di verificare la fattibilità e valutare performance e limiti di questo approccio, sviluppando un codice che simuli la dinamica e il controllo di un satellite provvisto di tether elettrodinamico in uno scenario di deorbiting in orbita eliosincrona e con piano di spin quasi perpendicolare a quello orbitale.