In-orbit and Hypersonic Re-entry Control by Deployable

--- ABSTRACT ---
In-orbit and Hypersonic Re-entry Control by
Deployable Technologies
Controllo orbitale e del rientro ipersonico per mezzo
di tecnologie a geometria variabile
Raffaele Savino
Stefano Mungiguerra
Dipartimento di Ingegneria Industriale, Università "Federico II" di Napoli
Italiano
Si presenta un programma di ricerca dedicato allo sviluppo di innovative capsule di rientro a
geometria variabile (ad ombrello); tali sistemi possono offrire in un prossimo futuro vantaggi quali
la possibilità di recuperare sulla terra piccoli payloads o campioni sperimentali dallo spazio,
riducendo costi e rischi rispetto a sistemi convenzionali. Le ridotte masse e dimensioni di tali
capsule ne favoriscono l’alloggiamento in un lanciatore, in configurazione ripiegata (per ottimizzare
il volume disponibile), mentre il dispiegamento meccanico, da eseguire nel momento previsto dallo
specifico profilo di missione, consente di aumentare l’area della superficie esposta al flusso
ipersonico, riducendo il coefficiente balistico: è in tal modo possibile realizzare un decadimento
aerodinamico controllato dall’orbita, senza la necessità di sottosistemi propulsivi dedicati, ed al
tempo stesso effettuare un rientro atmosferico a velocità ipersonica con ridotti carichi termici e
meccanici. Il presente lavoro riguarda analisi aero-termodinamiche e di missione di questi
innovativi sistemi di rientro, per diversi scenari (dal de-orbiting da condizioni LEO al volo sub1
orbitale), e punta inoltre a studiare possibili soluzioni per verificare le performances di tali capsule
lungo diversi corridoi di rientro.
English
A research program regarding innovative deployable re-entry capsules is presented: these
technologies may offer several advantages in the near future, including the opportunity to recover
on Earth payloads and samples from Space with reduced risks and costs with respect to
conventional systems. Reduced masses and dimensions allow these capsules to be easily
accommodated into the selected launcher in folded configuration (optimizing the available volume),
while the aerobrake deployment can be performed when foreseen by the mission profile, in order
to increase the surface area exposed to the hypersonic flow and therefore to reduce the ballistic
parameter: this allows to perform an aerodynamic de-orbit, without the need for a dedicated
propulsive subsystem, and an atmospheric re-entry, at hypersonic speed, with reduced
aerothermal and mechanical loads. The present work is related to aerothermodynamic and mission
analyses of these innovative re-entry systems, for different scenarios (form LEO de-orbiting to suborbital flight), and aims also to study possible solutions to test these capsules’ performances along
different re-entry corridors.
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