Ottimizzazione dei parametri di progetto del terzo stadio a propellente ibrido di un lanciatore per piccoli satelliti = Optimisation of the design parameters of the third stage of a hybrid rocket engine of a launcher for small satellites

Un fiorente mercato dei piccoli satelliti, come ad esempio i noti cubesats, sta guidando la domanda di nuovi modi per accedere allo spazio. Recenti studi di fattibilità del settore, sostenuti dalle agenzie spaziali, per nuovi servizi di microlancio, stanno creando nuove opportunità di business. Ad esempio l'Agenzia Spaziale Europea intende rafforzare l'industria europea promuovendo un settore spaziale europeo competitivo a livello globale con una maggiore partecipazione dell'industria allo sviluppo dei lanciatori. Un microlanciatore può posizionare un piccolo satellite fino a 350 kg, in genere piccoli satelliti commerciali o sperimentali in orbite basse, partendo da terra o da una piattaforma aerea. I piccoli satelliti normalmente sfruttano le missioni più grandi per il lancio, ma trovare il giusto accoppiamento risulta difficile in quanto la data di lancio e l'orbita sono dettati dal carico utile principale. Negli ultimi anni l'industria e la ricerca si stanno focalizzando sullo studio di un micro lanciatore che possa portare quindi micro satelliti - tipicamente usato per l'osservazione della Terra, dimostrazioni di tecnologia, didattica e telecomunicazioni - in orbita bassa partendo da terra o da una piattaforma aerea. Questo elaborato si propone di contribuire a questo obiettivo, il quale a sua volta è il risultato di un processo di innovazione dovuto all'orientamento rivoluzionario che ha preso la cosiddetta "Space Economy" negli ultimi anni. Si procede quindi allo studio e al miglioramento di un modello di riferimento, progettato presso il Politecnico di Torino, di un endoreattore ibrido che permette di sostituire il terzo e quarto stadio, rispettivamente solido e liquido, di un piccolo lanciatore sviluppato sul modello del lanciatore Vega. Il lavoro è svolto tramite un codice di calcolo che si avvale di una procedura che fornisce il progetto del motore e la traiettoria corrispondente a massimizzare il carico utile per una data orbita finale.