Traiettorie verso i confini del sistema solare con propulsione nucleare elettrica a impulso specifico variabile = Trajectories to the Solar System‘s edges with variable specific impulse nuclear electric propulsion

In questa tesi si è deciso di trattare l’ottimizzazione della traiettoria di uno spacecraft che evade dalla Terra per arrivare ai confini del Sistema Solare, ad esempio un target come la Fascia di Kuiper e gli oggetti transnettuniani, spingendoci anche più lontano come le sonde Voyager, sfruttando la propulsione nucleare elettrica ad impulso specifico variabile. Questa tesi mostra i principali risultati raggiunti per questa tipologia di applicazione: il fulcro centrale è rappresentato dall’utilizzo di un codice di calcolo risolutivo, il cui scopo è quello di trovare traiettorie che massimizzano l’energia finale Ef o la velocità di eccesso iperbolico finale v∞f dello spacecraft, in modo da raggiungere i confini del Sistema Solare in tempi adeguati. Un esempio può essere il raggiungimento della Fascia di Kuiper, a circa 30 unità astronomiche dalla Terra, in soli 3 anni se si arrivasse con una velocità finale di 10 AU/anno oppure in circa 12 anni se si raggiungessero le 120 AU delle sonde Voyager. La scelta della propulsione ricade su quella nucleare perché è in grado di fornire le massime prestazioni in termini di potenza ma, allo stesso tempo, si necessita di un propulsore ad impulso specifico variabile per poter ottenere spinte molte elevate a raggi bassi (ad esempio in una fase eliocentrica della missione di avvicinamento verso il Sole), per cui si accettano Isp minori ed elevati impulsi specifici a raggi alti, molto lontano dal nostro pianeta, in cui sono sufficienti spinte minori. Il codice utilizzato si basa su un metodo indiretto di ottimizzazione e sulla Teoria del controllo ottimale, sfruttando i principi di calcolo variazionale per un numero limitato di parametri. Alla base di questo processo c’è una comprensione estesa e profonda della meccanica orbitale, a partire da ipotesi semplificative e approssimazioni che ci permettono di comprendere dettagliatamente il metodo più efficace da adottare per una modellizzazione della traiettoria ottimale. Si considera un semplice trasferimento orbitale di tipo iperbolico, con continuo allontanamento dal Sole e si identifica la traiettoria continua come un modello da suddividere in un insieme di archi multipli, sotto-intervalli caratterizzati da specifiche condizioni al contorno. Si potrebbe pensare di poter eseguire la manovra di Oberth, ma ciò richiederebbe un’elevatissima spinta al perielio: avendo propulsione elettrica, per quanto si possa agire sulla spinta per farla salire al massimo, non si riesce a sfruttare l’effetto di tale trasferta. In conclusione, si può affermare che la scelta di diversi target così ignoti, lontani e ricchi di misteri ancora irrisolti, deriva dalla curiosità innata intrinseca nell’uomo per la scoperta di nuovi orizzonti, ma soprattutto dal fatto di voler dare un input agli scienziati, astronomi ed importanti esponenti del settore aerospaziale di avere l’ambizione di voler risolvere ciò che al momento sembrano delle sfide insormontabili, ma il progresso scientifico è sempre più orientato verso l’innovazione e l’esplorazione delle zone più remote dello Spazio, con un occhio di riguardo sempre al rispetto dell’ambiente terrestre e spaziale e intraprendendo missioni spaziali in massima sicurezza: questa tesi non prevede di trarre conclusioni e soluzioni inconfutabili al problema, bensì una prima iterazione che permetta ai posteri di poter lavorare in maniera più dettagliata e approfondita su queste tematiche.