ITMI20111332A1 - Dispositivo per la deorbitazione di satelliti artificiali. - Google Patents

Description

DISPOSITIVO PER LA DEORBITAZIONE DI SATELLITI ARTIFICIALI

DESCRIZIONE

La presente invenzione à ̈ relativa a un dispositivo per la deorbitazione di satelliti artificiali. In particolare, la presente invenzione à ̈ relativa a un dispositivo in grado di realizzare il rientro controllato e rapido di satelliti artificiali, o veicoli spaziali, da orbite basse in atmosfera terrestre su aree terrestri predeterminate. Ulteriormente, secondo un altro aspetto, la presente invenzione à ̈ relativa a un dispositivo in grado di realizzare il trasferimento controllato e rapido di satelliti artificiali, o veicoli spaziali, da orbite elevate in un’orbita di parcheggio. Ancor più particolarmente la presente invenzione à ̈ relativa a un dispositivo per la movimentazione e/o rimozione dall’orbita di missione di satelliti artificiali, o veicoli spaziali, giunti a fine vita utile o guasti.

In un suo ulteriore aspetto, la presente invenzione à ̈ relativa a un dispositivo in grado di realizzare un sistema propulsivo di back-up per la modifica della posizione orbitale di satelliti artificiali, o di veicoli spaziali.

Con il termine orbita di missione si fa riferimento, nella presente invenzione, all’orbita assegnata al satellite, o al veicolo spaziale, per l’operatività necessaria durante la sua permanenza nello spazio.

Con il termine orbita bassa si fa riferimento, nella presente invenzione a un’orbita di tipo “LEO - Low Earth Orbit†. Questa à ̈ un’orbita circolare di altitudine compresa tra l’atmosfera e le fasce di Van Allen, tra 200 e 2000 Km dalla superficie terrestre.

Con il termine orbita elevata si fa riferimento, nella presente invenzione a un’orbita di tipo “MEO - Medium Earth Orbit“, “GSO - Geosynchronus orbit†o “GEO - Geostationary Earth Orbit“. L’orbita MEO à ̈ un’orbita compresa tra l’orbita LEO e l’orbita GEO, a circa 10000 Km dalla superficie terrestre. L’orbita GSO à ̈ un’orbita attorno alla Terra il cui periodo orbitale à ̈ lo stesso del periodo di rotazione siderale della Terra. L’orbita GEO, che à ̈ un caso particolare di orbita GSO, à ̈ un’orbita circolare equatoriale ad una distanza di circa 36000 Km sopra l’equatore.

Con il termine orbita di parcheggio si fa riferimento, nella presente invenzione, a un’orbita in cui il satellite artificiale, o veicolo spaziale, può permanere senza causare danni o occupare spazio utile ad altri satelliti artificiali, o veicoli spaziali.

Il primo satellite artificiale à ̈ stato lanciato nel 1957. Da allora sono stati lanciati più di 6000 nuovi satelliti, solo 800 dei quali risultano ad oggi operativi. La maggior parte dei satelliti non operativi orbita ancora attorno alla Terra senza che ci sia la possibilità di controllarne la traiettoria.

Al crescere del numero di satelliti lanciati diminuisce, conseguentemente, lo spazio utilizzabile per il posizionamento in orbita di nuovi satelliti. Inoltre, i satelliti non operativi e/o privi di controllo hanno un’elevata probabilità di collidere tra loro ed esplodere. Ciò comporta un aggravio di problematiche in quanto circa il 50% degli oggetti tracciabili in orbita sono generati da esplosioni o collisioni nello spazio. Di conseguenza, attualmente, circa mezzo milione di detriti spaziali si muove a più di 30000 km all’ora attorno alla Terra, inquinando gli spazi orbitali più fruibili dal punto di vista scientifico, tecnico e commerciale. Ogni nuovo satellite lanciato in orbita non aumenta solo il numero di oggetti presenti nello spazio, ma anche il numero di detriti incontrollati a causa delle continue collisioni ed esplosioni che possono avvenire con gli oggetti abbandonati.

Per la classe di orbite basse (LEO) il numero di detriti in forte crescita costituisce una minaccia e una fonte d’inquinamento non trascurabile. Tale regione orbitale à ̈ relativamente piccola e quasi satura, con un notevole rischio di collisione tra i frammenti e gli oggetti spaziali ancora operativi. Ciò può comportare, quindi, seri danni o perfino la distruzione totale dei satelliti artificiali, e il conseguente fallimento delle relative missioni spaziali. L’aumento incontrollato di questi detriti può portare a quella che à ̈ nota come sindrome di Kessler: raggiunta una certa densità di detriti in orbita si potrebbero verificare una serie d’impatti a catena che impedirebbero qualsiasi attività spaziale e l’utilizzo dei satelliti stessi per diverse generazioni. Inoltre, gli oggetti spaziali lasciati nelle orbite più basse rientrano nell’atmosfera terrestre cadendo sulla superficie del pianeta Terra mesi o anni dopo che i sistemi di controllo orbitale, se disponibili a bordo satellite, hanno esaurito il loro propellente o dopo che il satellite non à ̈ più governabile in seguito ad un guasto. Questo tipo di rientro à ̈ incontrollato e pone a rischio oggetti ed esseri umani. Se i detriti, infatti, non vengono distrutti completamente nella fase di attraversamento dell’atmosfera, come può accadere a seconda dei materiali impiegati nella costruzione del veicolo spaziale e della dinamica di rientro, essi possono collidere a grande velocità a terra con esseri umani, edifici o infrastrutture a rischio (come serbatoi di gas, condotte elettriche, reattori nucleari, ecc.). Anche senza considerare un impatto diretto con oggetti ed esseri umani, il rientro incontrollato può essere molto rischioso. Alcuni satelliti, infatti, possono avere a bordo materiale radioattivo o molto tossico, quali propellenti a base d’idrazina, che potrebbe venire disperso nell’atmosfera su aree densamente popolate. Attualmente, mediamente, un oggetto al giorno cade sulla Terra dallo spazio, e nessuno può predire né quando né dove avverrà l’impatto. In generale, le velocità d’impatto variano da circa 30 km/h per oggetti leggeri a più di 300 km/h per oggetti pesanti.

Gli oggetti spaziali posti in orbita media o alta (MEO e GEO) non vengono rallentati dagli strati alti di atmosfera terrestre (exosfera) e quindi non risultano diretti verso la superficie terrestre. Di conseguenza, i satelliti artificiali occupano segmenti orbitali usufruibili commercialmente per un tempo molto lungo. Dopo la fine della vita operativa, tipicamente quindici anni, diventano un rifiuto abbandonato e incontrollato che non permette il posizionamento nelle proprie vicinanze di nessun altro oggetto spaziale. A causa dell’importanza delle orbite in questione e del limitato spazio disponibile, questi satelliti, prima di terminare la propria vita operativa, devono collocarsi su una “orbita cimitero†, o di parcheggio. Questa à ̈, tipicamente, un’orbita alta ed inutile ai fini delle missioni spaziali. Tale posizionamento viene realizzato utilizzando gli stessi propulsori atti a manovre orbitali, se questi sono disponibili a bordo. Una parte del propellente conservato nei serbatoi può essere dedicato a tale scopo, limitando, conseguentemente, la vita utile del satellite e sacrificando parte del propellente imbarcato per compiere le manovre di parcheggio. Ri-orbitare un satellite artificiale per telecomunicazioni comporta una interruzione delle operazioni commerciali di circa sei mesi. Ciò comporta, per un satellite di massa iniziale di circa mille chilogrammi ed un tempo di missione pari a sette anni, una perdita di circa dieci milioni di US $. In caso di problemi, quali malfunzionamento dei propulsori utilizzati, assenza di propellente, mancanza del sistema propulsivo adatto, o guasto, il satellite rimane nella sua posizione praticamente per sempre, il che ne impedisce la sostituzione con ulteriori nuovi satelliti tecnologicamente più avanzati. Alcune simulazioni stimano che ogni anno ciascun satellite artificiale in orbita geostazionaria passa a circa 50 metri da un altro oggetto spaziale rischiando l’impatto.

La “Convention on International Liability for Damage Caused by Space Objects†stabilisce che chi lancia un oggetto nello Spazio à ̈ responsabile per i danni che l’oggetto produce, sia nello Spazio, sia sulla Terra. Lo IADC (Inter Agencies space Debris Coordination Committee) stabilisce che un generico veicolo spaziale, al termine della propria missione operativa, debba essere manovrato in modo tale da prevenire interferenze con altri sistemi spaziali in orbita e, per i satelliti artificiali in orbita bassa, garantirne il rientro in atmosfera entro 25 anni dalla fine della vita operativa.

In generale, il costo a carico di un satellite artificiale in orbita GEO per soddisfare quanto stabilito dallo IADC ammonta a circa il 10%-15% del costo totale del satellite stesso.

I detriti spaziali rappresentano, dunque, una crescente minaccia per lo sviluppo scientifico e commerciale in orbita. Risulta pertanto utile un dispositivo in grado di deorbitare o spostare in orbita priva di pericoli, in maniera sicura e controllata, satelliti artificiali ed oggetti spaziali in genere, giunti a fine vita operativa.

Sono noti altri dispositivi per il deorbitaggio di oggetti spaziali o per la movimentazione degli stessi in orbite di parcheggio. Usualmente questi comprendono dispositivi passivi, cioà ̈ privi di controllo su traiettoria e destinazione finale dell’oggetto da movimentare.

Il brevetto US 6,655,637 descrive un dispositivo da lanciare nello spazio, che possa afferrare oggetti già in orbita e farli deorbitare verso Terra mediante un modulo di rientro gonfiabile. Questo à ̈ tipicamente un oggetto sferico di dimensioni notevoli, tale da garantire l’attrazione da parte della Terra in seguito all’interazione con gli strati residui di atmosfera. Tale dispositivo presenta tuttavia lo svantaggio di dover trasportare in atmosfera l’oggetto da rimuovere senza poter garantire né il controllo durante la fase di rientro né una sostanziale riduzione dei tempi di rientro. Non à ̈ garantita, conseguentemente, neanche un’orbita priva di collisioni con altri satelliti incontrati durante la fase di “caduta†. Ulteriormente, tale veicolo non à ̈ in grado di movimentare oggetti situati su orbite elevate in orbite di parcheggio. Un ulteriore svantaggio à ̈ costituito dal fatto che le operazioni di recupero richiedono l’esecuzione di delicate manovre orbitali e lanci dedicati per ogni oggetto da rimuovere, il che rende il recupero costoso e rischioso.

Il brevetto US 5,120,008, descrive un dispositivo che utilizza i raggi solari attraversanti delle lenti per sciogliere i detriti spaziali. Tale dispositivo presenta lo svantaggio di essere utile solo per piccoli detriti, che rientrerebbero comunque in atmosfera spontaneamente in tempi relativamente brevi. Inoltre, il dispositivo deve essere dotato di un propulsore riaccendibile per raggiungere i diversi detriti in orbita. Un ulteriore svantaggio risiede nella necessità di richiedere un lancio dedicato per raggiungere l’orbita o le orbite da cui sciogliere i detriti individuati, rendendo la dismissione anche in tal caso costosa e rischiosa.

Il brevetto US 4,991,799 descrive un apparato costituito da un veicolo spaziale rotante lungo un proprio asse ed una pluralità di pannelli ad ampia superficie contro cui i detriti spaziali dovrebbero impattare e rimanere attaccati durante la movimentazione dell’apparato.

Tale dispositivo presenta lo svantaggio, come i precedenti, di necessitare di un propulsore riaccendibile per raggiungere i diversi detriti in orbita. Un altro svantaggio à ̈ di essere utile solo per piccoli detriti, che rientrerebbero comunque in atmosfera spontaneamente in tempi relativamente brevi. Un ulteriore svantaggio risiede nella necessità di richiedere un lancio dedicato per raggiungere l’orbita o le orbite da cui eliminare i detriti individuati, rendendo la dismissione anche in tal caso costosa e rischiosa.

Il brevetto US 5,082,211 descrive un dispositivo “tethered†per deorbitare detriti spaziali. Tale dispositivo consiste di un lungo cavo avvolto, da srotolare al momento dell’inizio della fase di deorbitaggio. Tale metodologia, può essere applicata solo a detriti in orbita bassa e utilizza l’atmosfera residua a tali altezze per rallentare lentamente il detrito e farlo rientrare in atmosfera. Lo svantaggio principale risiede tuttavia nell’impossibilità di garantire il controllo sulla traiettoria o sull’area di impatto sulla Terra. Inoltre, le operazioni di srotolamento e stabilizzazione del cavo sono molto complesse e costose.

Il brevetto US 7,093,800 descrive un metodo per operare su un satellite a fine vita operativa utilizzando parte del propellente imbarcato per deorbitare lo stesso. Lo svantaggio principale di tale metodologia risiede nella necessità che il satellite sia ancora operativo al momento del deorbitaggio. Inoltre à ̈ possibile deorbitare solo satelliti dotati di propulsore riaccendibile a propellente liquido. Un ulteriore svantaggio risulta dalla necessità di richiedere una massa di propellente ed un volume aggiuntivi all’interno dei serbatoi da utilizzare nella manovra di deorbitaggio, diminuendo dunque la vita utile del satellite. L’affidabilità di tale sistema à ̈ necessariamente limitata all’affidabilità dei motori a propellente liquido e al sistema di controllo.

Il brevetto US 6,629,673 descrive un propulsore ibrido-solido utilizzato per muovere un veicolo di trasferimento con persone a bordo. Tale dispositivo à ̈ riaccendibile e comandato dallo stesso veicolo spaziale cui à ̈ connesso. Tale propulsore consente di realizzare uno spostamento di emergenza, ma il controllo del propulsore necessità del corretto funzionamento del dispositivo da muovere e del suo sistema di comando.

Il brevetto CN 201165916U descrive un metodo per utilizzare un cluster di quattro motori a propellente solido per trasferimento orbitale. Il principale svantaggio di tali dispositivi risiede nella mancanza di autonomia degli stessi richiedendo di essere comandati dal veicolo spaziale cui sono associati, avendo dunque un’affidabilità dipendente da tale veicolo.

Il brevetto US 6,024,328 descrive un metodo di controllo del satellite tramite un propulsore a bi-propellente liquido. Tale sistema richiede serbatoi per il propellente, un serbatoio ad alta tenuta per il gas pressurizzato utilizzato per spingere combustibile e ossidante nella camera di combustione, valvole e ulteriori componenti. Il numero degli elementi costituenti il sistema contribuisce alla diminuzione dell’affidabilità complessiva del sistema, incrementando ulteriormente la massa al lancio e, conseguentemente, il costo. Un ulteriore svantaggio consiste nello spazio richiesto all’interno del veicolo spaziale di cui si dovrà effettuare il deorbitaggio.

Dunque, i dispositivi noti, seppur utilizzando soluzioni comprendenti sistemi di propulsione utilizzabili per il deorbitaggio, non riescono a garantire, nel contempo, economicità nelle operazioni ed elevata affidabilità. Tali dispositivi, infatti, richiedono appositi lanci per individuare gli oggetti da deorbitare, aumentando il costo necessario per le operazioni. Inoltre, essi comprendono un numero di componenti elevato ed interagenti tra loro in maniera complessa, facendo diminuire drasticamente l’affidabilità complessiva del sistema.

Sarebbe pertanto desiderabile disporre di un dispositivo per la rimozione di oggetti orbitanti attorno ad un corpo celeste in grado di garantire economicità nelle operazioni necessaria a tale rimozione.

Sarebbe desiderabile che detto dispositivo fosse in grado di mantenere un’affidabilità elevata per l’intera durata della missione dell’oggetto da rimuovere.

Sarebbe anche desiderabile che detto dispositivo fosse in grado di operare autonomamente senza necessità di interagire con l’oggetto da rimuovere.

Sarebbe inoltre desiderabile che tale dispositivo fosse in grado di garantire la rimozione dall’orbita dell’oggetto in maniera sicura e controllata.

Nell’ambito del compito suddetto, uno scopo della presente invenzione à ̈ di fornire un dispositivo in grado di minimizzare o eliminare i problemi derivanti dall’orbitazione di oggetti, quali satelliti artificiali, in disuso nello spazio.

Un ulteriore scopo della presente invenzione à ̈ di fornire un dispositivo in grado di garantire un’affidabilità elevata durante l’intero ciclo di vita in modo da assicurare il corretto funzionamento dello stesso in qualsiasi istante.

Ancora uno scopo, rientrante nel compito suddetto, à ̈ quello di fornire un dispositivo costituito da un numero minimo di parti, quindi dal costo di produzione e di assemblaggio ridotto. Inoltre, un ulteriore scopo della presente invenzione à ̈ di provvedere un dispositivo in grado di realizzare le operazioni di rimozione dall’orbita dell’oggetto in maniera sicura e controllata.

Gli scopi sopra menzionati sono raggiunti da un dispositivo accoppiabile ad un satellite spaziale prima del lancio per il deorbitaggio e/o il rientro a terra dello stesso, caratterizzato dal fatto di comprendere:

- mezzi di controllo del dispositivo;

- mezzi di propulsione operativamente connessi con i mezzi di controllo;

- mezzi per la ricezione di segnali di comando, operativamente connessi con i mezzi di controllo;

- mezzi di alimentazione elettrica del dispositivo;

- mezzi per l’accoppiamento meccanico ante-lancio del dispositivo al satellite;

detti mezzi di propulsione essendo attivati dai mezzi di controllo alla ricezione dei segnali di comando per deorbitare il satellite in un’orbita definita.

Con le caratteristiche sopra descritte, il dispositivo secondo l’invenzione provvede autonomamente al deorbitaggio del satellite cui à ̈ associato. Alternativamente tale deorbitaggio può avvenire mediante controllo remoto con comando da un altro veicolo spaziale o da una stazione orbitante o ancora da una stazione di comando posta sulla Terra. I mezzi di controllo del dispositivo realizzano, mediante la connessione operativa degli ulteriori mezzi ed elementi costituenti lo stesso, il deorbitaggio in pochi e semplici passi.

La movimentazione del dispositivo e del satellite simultaneamente consente al dispositivo un adeguato smaltimento a fine missione del satellite cui à ̈ accoppiato. In particolare tale smaltimento à ̈ realizzato mediante rimozione del satellite dalla propria orbita operativa o mediante deorbitaggio dello stesso verso Terra. Dunque, il dispositivo secondo la presente invenzione, alla ricezione dei segnali di comando, à ̈ in grado di liberare spazio sull’orbita precedentemente occupata dal satellite cui à ̈ associato, evitando interferenze con altri satelliti o veicoli spaziali che orbitano in prossimità dello stesso. In particolare il rientro à ̈ realizzato in modalità controllata e sicura, in modo da evitare danni da collisione ed impatto a persone e proprietà sulla Terra, o ad altri oggetti spaziali orbitanti in sua prossimità.

Preferibilmente il dispositivo à ̈ provvisto di opportuni mezzi e sensori in grado di rilevare eventuali anomalie dello stesso o del satellite artificiale cui à ̈ associato consentendo, vantaggiosamente, di eliminare i satelliti che subiscono guasti e che non avrebbero ulteriori possibilità di rientro. Nel caso in cui un satellite subisca un grave danno durante la propria vita operativa, il dispositivo secondo la presente invenzione permette, infatti, di movimentare il satellite danneggiato in un’orbita di parcheggio, o di farlo rientrare in atmosfera terrestre, riducendo sensibilmente il rischio di collisione con altri satelliti.

Preferibilmente il dispositivo secondo la presente invenzione comprende sensori rilevatori di prossimità per evitare collisioni con qualsiasi oggetto, anche non noto in precedenza, se questo superasse una certa distanza di sicurezza dal satellite stesso. In tal modo il dispositivo secondo la presente invenzione elimina il pericolo di collisione accidentale del satellite con altri oggetti non noti durante il ciclo di vita in orbita.

Ulteriori caratteristiche e vantaggi della presente invenzione risulteranno evidenti dalla descrizione di forme realizzative preferite, illustrate a titolo esemplificativo e non limitativo nelle allegate figure, in cui:

- la figura 1 à ̈ una rappresentazione schematica delle tipologie di orbite per satelliti e della modalità di deorbitaggio da effettuare con il dispositivo secondo la presente invenzione; - la figura 2 à ̈ una vista in sezione schematica di una prima forma di realizzazione del dispositivo secondo la presente invenzione;

- la figura 3 à ̈ una vista schematica in sezione di una seconda forma di realizzazione del dispositivo dell’invenzione comprendente mezzi per l’accoppiamento meccanico regolabile;

- la figura 4 Ã ̈ una vista schematica in sezione dei mezzi di accoppiamento meccanico regolabile del dispositivo di figura 3;

- la figura 5 à ̈ una vista schematica di una versione di controllo attivo dell’interfaccia meccanica regolabile, secondo una ulteriore forma di realizzazione di un dispositivo secondo la presente invenzione;

- la figura 6 à ̈ una vista schematica di una versione di controllo attivo dell’interfaccia meccanica regolabile, secondo una ulteriore forma di realizzazione dir un dispositivo secondo la presente invenzione;

- la figura 7 à ̈ una vista schematica di una versione di controllo attivo dell’interfaccia meccanica regolabile, secondo una ulteriore forma di realizzazione di un dispositivo secondo la presente invenzione;

- la figura 8 à ̈ una vista schematica di una versione di controllo attivo dell’interfaccia meccanica regolabile, secondo una ulteriore forma di realizzazione di un dispositivo secondo la presente invenzione;

- la figura 9 à ̈ una vista schematica di una versione di controllo attivo dell’interfaccia meccanica regolabile, secondo una ulteriore forma di realizzazione di un dispositivo secondo la presente invenzione;

- la figura 10 à ̈ una vista schematica di un particolare utilizzato entro l’interfaccia meccanica regolabile di figura 9;

- la figura 11 Ã ̈ una vista schematica di una valvola utilizzata entro i mezzi di figura 10, quando, in posizione di chiusura, non permette la fuoriuscita del fluido;

- la figura 12 Ã ̈ una vista schematica di una valvola utilizzata entro i mezzi di figura 10, quando, in posizione di apertura, consente la fuoriuscita del fluido lateralmente;

- la figura 13 Ã ̈ una vista schematica in sezione di una ulteriore forma di realizzazione del dispositivo secondo la presente invenzione, provvisto di mezzi di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta;

- la figura 14 Ã ̈ una vista schematica in pianta del dispositivo di figura 13;

- la figura 15 Ã ̈ una vista schematica in sezione di una ulteriore forma di realizzazione del dispositivo secondo la presente invenzione, provvisto di mezzi di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta;

- la figura 16 à ̈ una rappresentazione schematica dello scambio di segnali di comando e/o di informazioni tra una postazione terrestre ed il dispositivo per la modalità in controllo remoto secondo la presente invenzione;

- la figura 17 à ̈ una rappresentazione del flusso di comandi per l’operatività base del dispositivo secondo la presente invenzione;

- la figura 18 Ã ̈ una rappresentazione del flusso di comandi ampliato rispetto alla rappresentazione di figura 17;

- la figura 19 Ã ̈ una rappresentazione del flusso di comandi ampliato rispetto alla rappresentazione di figura 18;

- la figura 20 Ã ̈ una rappresentazione del flusso di comandi ampliato rispetto alla rappresentazione di figura 19.

Nella figura 1 viene schematizzato un dispositivo secondo la presente invenzione associato a due tipologie diverse di satelliti 20’, 20’’, orbitanti attorno ad un corpo celeste 1, quale la Terra. In particolare, il satellite 20’ à ̈ operativo in orbita bassa 2 (LEO). Questo dovrà essere deorbitato verso la superficie terrestre entro un’opportuna finestra, spaziale e temporale, di deorbitaggio. Nel deorbitaggio la posizione e l’orientamento del sistema dispositivo-satellite devono assicurare, al momento dell’accensione del dispositivo secondo la presente invenzione, un rientro sicuro e controllato del sistema. Un secondo satellite 20’’ à ̈ operativo, invece, in orbita alta 3 (MEO o GEO). Questo à ̈ il caso, ad esempio. di satelliti ad alto valore aggiunto quale un satellite geostazionario per le telecomunicazioni o un satellite scientifico. Questo sarà, invece, deorbitato verso un’orbita di parcheggio 4, posta più distante dall’orbita di missione ed in modo da non interferire con ulteriori satelliti o veicoli spaziali.

Con riferimento alla menzionata figura 2, Ã ̈ descritta una prima forma di realizzazione del dispositivo 10, secondo la presente invenzione.

Il dispositivo 10 comprende un involucro contenitore 110, preferibilmente di forma cilindrica e in materiale metallico o composito. I materiali metallici utilizzabili comprendono preferibilmente l’alluminio o acciaio, ma possono ugualmente essere utilizzati materiali metallici differenti. L’involucro 110 à ̈ preferibilmente realizzato in tre porzioni comprendenti una porzione di testa 112, di forma convessa o semisferica, una porzione centrale cilindrica 114, ed una porzione terminale 116 piatta, che può ugualmente essere realizzata di forma convessa. Le porzioni possono essere realizzate separatamente tramite processi di fresatura, tornitura e/o fluotornitura. Queste sono successivamente unite preferibilmente mediante saldature, quali saldature circonferenziali al laser o a fascio elettronico. È ugualmente possibile congiungere le tre porzioni mediante giunti meccanici, quali flange imbullonate, giunti avvitabili, incollaggi o qualsiasi ulteriore metodologia di accoppiamento. Se la carica di propellente dei mezzi di propulsione à ̈ incollata al contenitore 110 colando il propellente nella porzione centrale 114, la porzione di testa 112 e la porzione terminale 116 vengono unite alla porzione centrale 114 ad indurimento del propellente, come nel seguito descritto. La tenuta dei vari segmenti à ̈ assicurata preferibilmente tramite la stessa saldatura di giunzione o mediante l’utilizzo di guarnizioni in elastomero. Alternativamente la porzione di testa e la porzione centrale possono essere realizzate mediante un unico contenitore sferico (non illustrato). I materiali compositi permettono di realizzare un involucro 110 più leggero ma presentano minore vita operativa in condizioni di vuoto ed in ambiente spaziale in generale, ad esempio a causa delle radiazioni. Questi necessitano, dunque, di una protezione.

Il dispositivo 10 comprende ulteriormente mezzi di propulsione. Questi sono realizzati mediante uno o più motori a propellente solido. Il motore comprende almeno una carica di propellente 212 solido di geometria opportuna, almeno una camera di combustione 214 e almeno un accenditore 216 per detto propellente solido. Tali mezzi di propulsione comprendono ulteriormente almeno un ugello di scarico 218 dei gas combusti, montato preferibilmente in direzione opposta al vettore di velocità orbitale. Gli elementi descritti per i mezzi di propulsione sono racchiusi entro un contenitore, generalmente cilindrico, in cui à ̈ alloggiata anche la carica di propellente 212 separata dallo stesso da uno strato di liner, come nel seguito dettagliato. Detto contenitore, nella forma realizzativi descritta, corrisponde al contenitore 110 stesso del dispositivo. I mezzi di propulsione possono ulteriormente comprendere un’unità di accensione e sicurezza (SIU - Safety and Ignition Unit) integrata presso l’accenditore 216.

In particolare, l’accenditore 216 e conseguentemente, se presente, l’unità di accensione e sicurezza, risultano operativamente connessi con i mezzi di controllo, successivamente descritti, per la ricezione dell’istante di accensione. L’accenditore 216 contiene una carica di materiale energetico in un contenitore di forma adatta, preferibilmente cilindrica. Questo contenitore ha un’apertura in direzione della carica principale di propellente solido. Nella forma realizzativa ivi descritta l’accenditore 216 à ̈ inserito nella perforazione cilindrica all’interno della carica di propellente 212. Quando l’accenditore 216 viene azionato, l’apertura permette ai prodotti di combustione di investire e conseguentemente accendere la carica di propellente 212 principale. L’apertura à ̈ preferibilmente rotonda, sigillata tramite un comune foglio metallico progettato per scoppiare non appena l’accenditore 216 viene acceso. La carica dell’accenditore 216 può essere costituita da diverse tipologie di miscele note che generino gas caldi ed un gran numero di particelle di ossido metallico incandescenti, che a loro volta possano accendere la carica principale di propellente 212 solido impattando su di essa. Tra queste sono utilizzate miscele di Nitrato di Boro-Potassio, o Nitrato di Potassio, o cariche pirotecniche in genere, opzionalmente con l’aggiunta di una carica di propellente solido convenzionale, quale carica di rinforzo. Quest’ultima può essere cilindrica con perforazione centrale o semplicemente un pezzo cilindrico di propellente o, ancora, può essere costituita da una pluralità di piccoli pezzi di propellente che, grazie alla maggiore superficie di combustione, diminuiscono il tempo totale di combustione dell’accenditore. Se l’accenditore 216 contiene solo miscela pirotecnica, questa à ̈ interamente contenuta al suo interno. Se, invece, à ̈ presente anche la carica di rinforzo, questa e la miscela pirotecnica sono separate all’interno dell’accenditore 216 da una membrana sottile. La membrana si rompe quando la miscela pirotecnica viene accesa, con conseguente accensione della carica di rinforzo e rottura del foglio che tappa l’apertura dell’accenditore 216. Ciò rilascia i prodotti di combustione dell’accenditore 216 verso la carica principale di propellente 212. La miscela pirotecnica può essere granulare o in piccole pastiglie, a seconda delle dimensioni del dispositivo 10. Il contenitore dell’accenditore 216, allineato con l’asse della carica principale, à ̈ progettato in modo che non possa esplodere quando l’accenditore 216 viene acceso. Preferibilmente questo à ̈ accoppiato con la porzione di testa 112 del contenitore 110 tramite un giunto, quale un raccordo a vite. Quest’ultimo à ̈ sigillato, ad esempio mediante una guarnizione in elastomero del tipo O-ring o mediante incollaggio. Alternativamente, l’accenditore 216, secondo quanto descritto, può anche essere inserito direttamente nel foro centrale della carica 212.

L’unità di accensione e sicurezza (non illustrata) à ̈ attivata da segnali elettrici generati dai mezzi di controllo con cui risulta operativamente connessa e realizza l’attivazione dell’accenditore 216. Tale unità può essere con accenditore ad alta tensione in linea, con accenditore a bassa tensione fuori linea o con accenditore a bassa tensione in linea. Nell’unità di accensione e sicurezza provvista di accenditore ad alta tensione in linea l’impulso di accensione viene inviato direttamente alla carica dell’accenditore 216 tramite un “exploding foil initiator†o “slapper detonator†integrati o posizionati vicini alla carica pirotecnica dell’accenditore 216 stesso. Tali meccanismi sono ben noti in letteratura. L’unità con accenditore a bassa tensione fuori linea, anch’essa ben nota in letteratura, consiste di un cavo elettrico immerso in una piccola quantità di miscela pirotecnica identica o simile a quella dell’accenditore 216. La miscela à ̈ incapsulata e sigillata. L’accenditore à ̈ reso immune alle interferenze elettromagnetiche mediante filtro elettrico. L’elettronica dell’accenditore può includere anche un circuito di test integrato per verificare lo stato dell’†exploding foil initiator†o di accenditori a bassa tensione. Alternativamente, lo stato di “armamento†non intenzionale può essere rilevato dalla versione a bassa tensione fuori linea se il pistone contenuto al suo interno, muovendosi, cambia lo stato di un circuito, ad esempio rompendo un disco a fine corsa, oppure premendo un pulsante. L’unità di accensione e sicurezza può essere resa ulteriormente sicura da uno o più transistor. In particolare, i segnali di “armamento†e “accensione†inviati dai mezzi di controllo vengono effettivamente trasmessi ai componenti attivi dell’accenditore 216 (la carica elettrica del condensatore o l’ “exploding foil iniziator†o l’accenditore a bassa tensione) solo se i transistor vengono attivati da segnali indipendenti e generati da schede elettroniche, elettricamente disaccoppiate e completamente indipendenti. Come precedentemente descritto, la carica di propellente 212 nella prima forma di realizzazione di figura 2, preferibilmente aderisce al contenitore 110 stesso. In alternativa, questa può essere contenuta in una cartuccia separata, a sua volta vincolata al contenitore 110. Ulteriormente, tale carica di propellente 212 può anche essere suddivisa in due segmenti separati da una membrana per fornire un doppio impulso. I gas generati dalla prima carica sono, dunque, rilasciati direttamente attraverso l’ugello 218, mentre i gas generati dalla seconda carica arrivano all’ugello 218 tramite un condotto (non illustrato). Questo à ̈ protetto da uno strato di materiale ablativo, quale una resina fenolica additivata con silice. I volumi di combustione delle due cariche sono separati da una membrana che impedisce l’accensione simultanea delle stesse. La seconda carica viene, dunque, accesa da un accenditore addizionale (non illustrato). La formulazione del propellente solido e la forma del grano devono avere caratteristiche tali da garantire il riempimento volumetrico e massimizzare l’impulso specifico, presentando al contempo poca sensibilità alla pressione. In particolare, la geometria della carica e la formulazione del propellente utilizzato devono massimizzarne le prestazioni e minimizzarne massa e volume rispettando i requisiti di affidabilità richiesti. La carica di propellente 212 solido può, ulteriormente, avere caratteristiche di combustione regressiva, consumando la maggior parte del propellente subito dopo l’accensione e il meno possibile successivamente. La velocità di combustione deve essere la più alta possibile, compatibilmente con i requisiti di spinta massima derivati dai requisiti strutturali del satellite 20’, 20’’ e dell’interfaccia per l’accoppiamento meccanico tra dispositivo 10 e satellite 20’, 20’’, successivamente descritta. Se la carica à ̈ inserita in una cartuccia, il propellente viene colato in un contenitore di gomma e questo viene a sua volta fissato al contenitore 110. Se il propellente viene colato direttamente nel contenitore 110, come descritto per la prima forma di realizzazione di figura 2, si incolla la carica di propellente 212 al contenitore 110 stesso mediante uno strato di liner, un elastomero che può essere formato dallo stesso legante del propellente 212 e contenere del riempitivo, quale nerofumo. Il liner si lega alla carica di propellente 212 tramite un eccesso di agente di reticolazione e un compatibilizzante. Il rapporto lunghezza/diametro della carica di propellente 212 à ̈, usualmente, molto piccolo per minimizzare la lunghezza totale del dispositivo 10.

Lo scarico dei prodotti di combustione, necessario per ottenere la spinta richiesta, avviene, come precedentemente descritto, mediante un ugello 218, parte integrante del contenitore 110. Nella prima forma di realizzazione illustrata in figura 2, questo à ̈ di forma convergentedivergente in materiale metallico o ceramico, in base al materiale costituente il contenitore 110 cui à ̈ accoppiato. L’ugello 218 può essere, almeno parzialmente, immerso nel contenitore 110 per ridurre le dimensioni del dispositivo 10. Un ugello in materiale metallico (quale allumino, acciaio o simili) può essere protetto dai gas caldi prodotti dalla combustione tramite un apposito strato di materiale ablativo, quale la resina fenolica con silice o altre composizioni già note. Se il tempo di combustione à ̈ limitato, tale protezione potrebbe non essere necessaria. Un ugello ceramico può essere realizzato in materiale ceramico monolitico o in materiale ceramico rinforzato da materiale composito a fibre lunghe o corte. Preferibilmente, questo à ̈ realizzato in materiale ceramico “carbon-carbon†(fibre di carbonio in matrice carbonica) o in C-SiC (fibre di carbonio in matrice di carburo di silicio), o ancora in C-C/SiC (carbon-carbon/silicon carbide). Il diametro di gola dell’ugello 218 à ̈ sufficientemente largo da generare una spinta elevata ed espellere un flusso di gas ingente minimizzando il tempo totale di combustione. Nella prima forma di realizzazione l’ugello 218 à ̈ fissato al contenitore 110 nella porzione terminale 116 mediante bulloni 218’, 218’’. L’ugello 218 può, alternativamente, essere inserito in un contenitore apposito a sua volta avvitato, o giunto in altro modo, al contenitore 110 dei mezzi di propulsione. Alternativamente, lo stesso può essere vincolato direttamente al contenitore 110, oppure essere montato tramite una flangia integrata nella geometria dell’ugello 218 stesso. In detta forma di realizzazione l’ugello 218 convergente-divergente à ̈ connesso al contenitore 110 fungendo da camera di combustione.

Ulteriormente, l’ugello 218 à ̈ provvisto di sigillo ambientale (non illustrato). Questo à ̈ costituito da una membrana che lo ricopre, separando la carica di propellente 212 solido dall’ambiente esterno. In tal modo, viene dunque evitata la contaminazione da umidità del propellente solido tra la sede di produzione e quella di lancio, o ancora la perdita di specie volatili quali il plasticizzante del propellente. La membrana à ̈ preferibilmente realizzata in metallo o in materiale plastico, saldata a un anello metallico con vite o incollata sullo stesso. L’anello viene sigillato tramite una guarnizione in elastomero, tipo O-ring, oppure saldato o incollato all’ugello 218 stesso. Il sigillo à ̈ dotato di uno strato di protezione termica per evitare un eccessivo trasferimento di energia termica tra l’ambiente esterno e l’interno del dispositivo 10. Preferibilmente la membrana à ̈ intagliata con un motivo a croce in modo che possa aprirsi quando il dispositivo 10 viene acceso. Ciò consente l’apertura della membrana in quattro pezzi di ugual misura rimanendo comunque accoppiata con l’anello e quindi all’ugello 218, evitando così di contaminare lo spazio con ulteriori detriti. In alternativa, la membrana à ̈ indebolita in prossimità della circonferenza dell’anello e assicurata da una catena, o da un cavo, alla parte esterna dell’ugello 218. In entrambi i casi si evita o si minimizza il rilascio di materiale del sigillo ambientale nello spazio, prevenendo inquinamento orbitale.

I mezzi di propulsione risultano operativamente connessi con i mezzi di controllo (non illustrati nelle figure) del dispositivo 10, realizzati preferibilmente con controllori elettronici e progettati in modo da essere immuni alle interferenze elettromagnetiche e alle radiazioni presenti nell’ambiente spaziale. Specificamente, i mezzi di controllo, nella forma di realizzazione ivi descritta, consistono di una scheda elettronica dotata di microcontrollori e di un’interfaccia, elettronica e/o elettrica, per la connessione con gli ulteriori mezzi costituenti il dispositivo 10, operativamente connessi a questi. In particolare, i mezzi di controllo inviano comandi e/o ricevono informazioni da detti mezzi del dispositivo 10. Inoltre, tali mezzi di controllo rendono il dispositivo 10 indipendente dal satellite 20’, 20’’ da deorbitare cui questo à ̈ associato. La funzione dei mezzi di controllo, nella presente forma di realizzazione, à ̈ ulteriormente anche quella di gestire ed elaborare comandi e segnali scambiati con un dispositivo di ricetrasmissione facente parte di una stazione terrestre o di altri veicoli spaziali. I mezzi di controllo, essendo associati con i mezzi di propulsione, realizzano l’armamento e l’accensione del dispositivo 10, attivando l’unità di accensione e sicurezza e, conseguentemente, l’accenditore 216.

Ulteriore compito dei mezzi di controllo à ̈ quello di inviare a Terra, ad un altro veicolo spaziale o al satellite 20’, 20’’ cui il dispositivo 10 à ̈ accoppiato, dati e informazioni circa lo stato di funzionamento del dispositivo 10 stesso e/o del satellite 20’, 20’’, per mezzo dell’unità di telecomunicazione, avendo rilevato i dati e le informazioni mediante opportuni sensori, come nel seguito specificamente dettagliato.

I mezzi per la ricezione (non illustrati) di segnali di comando comprendono una o più antenne a basso o ad alto guadagno e un’interfaccia, elettrica e/o elettronica, con i mezzi di controllo con cui risultano operativamente connessi. Tali mezzi di ricezione sono preferibilmente parte dei mezzi di telecomunicazione (non illustrati), operativamente connessi con i mezzi di controllo. I mezzi di telecomunicazione, in particolare, comprendono ulteriormente, in detta forma di realizzazione, anche mezzi per la trasmissione di dati, quali almeno un’antenna trasmittente per l’invio di segnali ad apparati preposti alla ricezione. In tal modo si realizza una comunicazione preferibilmente direttamente con una stazione ricevente a Terra o con un veicolo posto nello spazio attraverso una banda di comunicazione opportuna. Tale comunicazione consente di verificare lo stato del dispositivo 10 e/o del satellite 20’, 20’’ associato, come descritto nel seguito. La comunicazione consente anche di inviare segnali di conferma, relativi ad esempio all’avvenuto armamento o accensione. I segnali inviati da/a i mezzi di telecomunicazione, sia da Terra che dallo Spazio, hanno caratteristiche di trasmissione tale da minimizzare la massa ed il volume degli stessi. Inoltre i mezzi di telecomunicazione sono progettati in modo da essere immuni alle interferenze elettromagnetiche e alla radiazione presente nell’ambiente spaziale.

I mezzi di alimentazione elettrica (non illustrati) del dispositivo 10 comprendono, preferibilmente, una o più batterie primarie, di tipologia ricaricabile o non ricaricabile. Queste risultano connesse tra loro in modo da fornire sufficiente potenza per l’accensione del dispositivo 10 quando richiesto. Inoltre, la potenza fornita deve poter supportare gli ulteriori mezzi costituenti il dispositivo 10 durante la vita operativa dello stesso. Se le batterie sono di tipologia ricaricabile, queste possono essere ricaricate direttamente dal satellite 20’, 20’’ cui il dispositivo 10 à ̈ connesso, se tra questi à ̈ presente anche una connessione elettrica. Nella forma di realizzazione preferita la ricarica di tali batterie avviene da qualsiasi forma di generazione di potenza adatta a funzionare nello spazio, quale la tecnologia fotovoltaica. Ulteriormente, la ricarica può avvenite sfruttando il campo magnetico di un pianeta, o un dispositivo di “energy harvesting†che utilizzi, ad esempio le differenze di temperatura tra un punto e l’altro del dispositivo 10 (ad esempio, tra un punto esposto al sole e uno in ombra). Inoltre, tali mezzi di alimentazione elettrica sono anch’essi progettati in modo da risultare immuni alle interferenze elettromagnetiche e alle radiazioni presenti nell’ambiente spaziale. Tali mezzi di alimentazione elettrica sono operativamente connessi con, e comandati da, i mezzi di controllo, a cui forniscono anche alimentazione.

I mezzi per l’accoppiamento meccanico 310 ante-lancio di detto dispositivo 10 al satellite 20’, 20’’ realizzano il fissaggio al satellite attraverso una piattaforma d’interfaccia meccanica. Tale accoppiamento meccanico à ̈ realizzato prima che il lancio avvenga, in condizioni non operative. Tali mezzi per l’accoppiamento meccanico 310 consentono, dunque, di movimentare contemporaneamente il satellite 20’, 20’’ ed il dispositivo 10, quando quest’ultimo viene attivato per il deorbitaggio del sistema dispositivo-satellite.

Nella prima forma di realizzazione illustrata in figura 2 i mezzi per l’accoppiamento meccanico 310 sono realizzati mediante un giunto unico fisso tra il dispositivo 10 ed il satellite 20’, 20’’, posto centralmente rispetto alla porzione di testa 112 del dispositivo 10. Ulteriormente, il dispositivo 10 à ̈ provvisto di mezzi di protezione termica. Questi comprendono, nella forma di realizzazione descritta, un isolamento termico passivo per limitare le oscillazioni di temperatura nei componenti più critici del dispositivo 10 e garantire basse escursioni termiche. Una temperatura elevata, ad esempio, accelera il processo di invecchiamento chimico di propellente e guarnizioni. Inoltre, cicli termici a bassa temperatura provocano sforzo e deformazione nel propellente, limitandone quindi il riempimento volumetrico e, di conseguenza, le prestazioni. La limitazione della temperatura minima raggiungibile dalla carica di propellente in orbita porta dunque ad un miglioramento delle prestazioni. Per il propellente, la temperatura minima ammissibile à ̈ all’incirca quella del punto di transizione vetrosa (per i propellenti basati su polibutadiene a terminazione idrossilica, HTPB, la temperatura minima non dovrebbe scendere al di sotto di -60° o -80°C, a seconda della velocità di raffreddamento). La temperatura massima ammissibile à ̈ quella a cui il propellente comincia a degradarsi chimicamente troppo rapidamente o addirittura ad accendersi (la massima temperatura non dovrebbe avere picchi che eccedano 70°C o 80°C). Gli altri componenti che necessitano di isolamento termico sono, ulteriormente, le unità elettroniche e gli elementi costituenti i mezzi di alimentazione elettrica. Un sistema di isolamento termico à ̈ preferibilmente costituito da isolanti multi-strato (MLI - Multi Layers Insulator), strati di materiale isolante contenuto in un foglio metallico, speciali vernici colorate, o altri sistemi passivi o attivi. Un sistema d’isolamento termico passivo à ̈ fondamentale per assicurare l’uniformità di temperatura della carica di propellente e, se presenti, dei piccoli razzi ausiliari monouso, successivamente descritti. Ancor più preferibilmente, l’isolamento à ̈ realizzato inserendo sotto alcuni strati isolanti uno strato di materiale altamente conduttivo. Preferibilmente, nella presente forma di realizzazione, à ̈ previsto un ulteriore isolamento termico di tipo attivo, utilizzato per proteggere l’elettronica del dispositivo 10 e i mezzi di alimentazione elettrica dello stesso quando le escursioni termiche di tali componenti non sono adeguatamente controllate dal sistema passivo. Alternativamente, sarebbe possibile utilizzare solo il sistema attivo descritto se il sistema passivo non fosse necessario alla protezione termica dei componenti del dispositivo 10. Ulteriormente, se il satellite 20’, 20’’ à ̈ provvisto di protezioni termiche à ̈ possibile mettere in atto azioni e sinergie con il dispositivo 10 per limitare le escursioni termiche dello stesso. Durante il montaggio del dispositivo 10 sul satellite 20’, 20’’ potrebbero essere commessi piccoli errori di disallineamento del vettore di spinta rispetto agli assi principali di inerzia che passano per il centro di massa del sistema dispositivo-satellite. Inoltre può accadere che il centro di gravità del sistema vari in modo incontrollato durante la vita operativa del satellite 20’, 20’’ (ad esempio a causa di un guasto dello stesso), creando un errore di disallineamento del vettore di spinta eccessivo per il funzionamento efficiente del dispositivo 10. Per evitare questa eventualità nelle forme di realizzazione descritte nel seguito à ̈ utilizzata un’interfaccia meccanica regolabile passivamente o attivamente.

Nella seconda forma di realizzazione, illustrata in figura 3, il dispositivo 20 à ̈ realizzato secondo quanto descritto per la prima forma di realizzazione ma à ̈ ulteriormente provvisto di mezzi per l’accoppiamento meccanico 320 con il satellite 20’, 20’’ di tipo regolabile. Tali mezzi per l’accoppiamento meccanico 320 realizzano una connessione regolabile e/o mobile tra il satellite 20’, 20’’ e il dispositivo 20. Ciò consente la regolazione in fase di montaggio e/o il controllo passivo dell’orientazione del dispositivo 20, per allineare la direzione di spinta con la direzione del centro di massa del satellite 20’, 20’’, eventualmente realizzando il bloccaggio ad allineamento avvenuto. I principi meccanici per realizzare tale giunto sono ben noti in letteratura e non necessitano di un accoppiamento con un sistema di regolazione attiva dell’allineamento della spinta.

I mezzi per l’accoppiamento meccanico 320 regolabile, secondo quanto descritto per la forma di realizzazione del dispositivo 20 in figura 3, sono dettagliatamente illustrati in figura 4. Questi sono realizzati con un’interfaccia meccanica regolabile passiva comprendente una prima porzione 322 a contatto con il dispositivo 20 e una seconda porzione 324 a contatto con il satellite 20’, 20’’. I mezzi per l’accoppiamento meccanico 320 regolabile comprendono, ulteriormente, un giunto sferico in cui due flange 326’, 326’’, con una concavità semisferica in un lato e un’interfaccia fissa e piatta nell’altro, a contatto con la prima porzione, contengono una sfera cava 325. In questo modo il dispositivo 20 può ruotare rispetto all’asse centrale del satellite 20’, 20’’ tramite il movimento relativo della prima porzione 322 sulla sfera 325. La regolazione precisa à ̈ ottenuta ruotando il giunto sferico dopo che à ̈ stato montato nelle flange 326’, 326’’. Per annullare l’errore del vettore di spinta a zero, il dispositivo può essere ruotato fino a che l’asse dell’ugello 228 dei mezzi di propulsione non passa per il centro di gravità del sistema dispositivo-satellite. Il giunto viene quindi bloccato nella posizione desiderata. Tale bloccaggio avviene mediante un numero opportuno di bulloni 328’, 328’’. Se la sfera 325 à ̈ realizzata con un materiale meno duro dei bulloni 328’, 328’’, questi vengono avvitati in sede fino a perforarla, bloccandola. Diversamente, un numero sufficiente di bulloni o grosse viti prigioniere interferirebbe comunque con qualsiasi rotazione della sfera 325, ad esempio mediante attrito. Un’alternativa à ̈ quella di usare una sfera in materiale magnetico, e collocarla in un’intercapedine di materiale non magnetico. Avvitando bulloni magnetici fino ad avvicinarli abbastanza alla sfera, se ne impedirebbe la rotazione grazie alla forza magnetica. Per evitare allentamenti dei bulloni o delle viti, il materiale scelto non dovrà essere soggetto a deformazioni dovute alle escursioni termiche durante il lancio o in orbita. Inoltre le viti preferibilmente sono bloccate tramite colla frena-filetti.

Una ulteriore forma di realizzazione (non illustrata), comprende il collegamento dell’ugello 218 al contenitore 110 mediante un giunto flessibile. Tale soluzione à ̈ utile per applicazioni speciali, quali satelliti operanti in orbita geostazionaria. Se tale soluzione à ̈ implementata, l’interfaccia per l’accoppiamento meccanico, descritta successivamente, se regolabile potrà essere semplificata, richiedendo solo una regolazione prima del lancio del satellite al montaggio. L’adozione di quest’ultima soluzione di accoppiamento con giunto flessibile non richiede alcun sistema di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta, quale il sistema successivamente dettagliatamente descritto.

In alcuni casi, tuttavia, un controllo attivo dell’allineamento del vettore di spinta tramite l’interfaccia regolabile può rappresentare la soluzione migliore per sfruttare appieno le potenzialità della presente invenzione. Tale sistema attivo risulta particolarmente efficace nei casi in cui il satellite 20’, 20’’ vari il proprio centro di gravità durante la missione e non sia possibile a priori calcolarne la posizione prima dell’attivazione del dispositivo 10 (a causa, ad esempio, di un guasto al satellite 20’, 20’’ stesso). Il controllo attivo dell’allineamento risulta ugualmente utile nei casi in cui un piccolo satellite 20’, 20’’ con momenti di inerzia di beccheggio ed imbardata relativamente piccoli, sia privo di un sistema di mitigazione del disallineamento della spinta, come successivamente descritto, ed il dispositivo 10 produca l’impulso necessario in un tempo relativamente lungo. Una versione attiva di regolazione della direzione di spinta, e dunque mezzi di accoppiamento meccanici mobili attivi, può utilizzare pistoni idraulici, elettrici o alimentati a gas, posti tra la seconda porzione 324, e le flange 326’, 326’’. La regolazione dipende dalla posizione dei pistoni e può essere facilmente controllata da una piattaforma inerziale e un sistema standard di controllo proporzionale. Il controllo di un asse richiede un pistone, di due assi due pistoni, per cui il numero di pistoni incrementa per ogni asse da controllare.

Una versione di controllo attivo dell’interfaccia meccanica regolabile 330 à ̈ rappresentata in una ulteriore forma di realizzazione in figura 5. Il controllo della posizione, relativamente all’angolo di rotazione attorno ad un’asse, quale l’asse di beccheggio, si ottiene tramite una coppia di cilindri incernierati 332’, 332’’, agenti eccentricamente rispetto alla cerniera principale 334. Quando la cerniera principale per il controllo del secondo asse 336 à ̈ bloccata e i cilindri 332’, 332’’ sono azionati, si genera una rotazione 335 della seconda porzione 324 dei mezzi di accoppiamento 330 mobili e, conseguentemente, del satellite 20’, 20’’ a questo accoppiato. Ciò permette la mutua rotazione del dispositivo e del satellite attorno al primo asse, ad esempio quello di beccheggio. Una cerniera 337 nel giunto, costituita ad esempio da una barra in un foro, previene qualsiasi momento flettente. Il controllo della posizione, quale l’angolo di rotazione, rispetto all’altro asse, ad esempio quello d’imbardata, à ̈ identico a quello appena descritto e avviene tramite un meccanismo identico, collocato sotto o sopra quello di beccheggio e girato di 90°. Una versione più compatta (non illustrata) dei mezzi di accoppiamento meccanico mobili può essere realizzata utilizzato un elemento cruciforme. Questo elemento comprende due barre spaziate una dall’altra unite da un elemento cilindrico al centro. Tale elemento cilindrico può essere fresato o realizzato da barre cilindriche tornite che vengono quindi avvitate, saldate o incollate assieme. La barra superiore permette la rotazione della flangia verso il satellite mentre quella inferiore permette la rotazione delle flange in contatto con il dispositivo.

Una forma di realizzazione differente per i mezzi di accoppiamento meccanico regolabile 340’, 340’’ controllabili attivamente à ̈ illustrata nelle figure 6 e 7. Il controllo di posizione sul beccheggio, sul rollio o su entrambi à ̈ ottenuto mediante due cilindri con giunto sferico in cima 341, 341’, 342, 342’, montati in corrispondenza della seconda porzione 344’, 344’’ a contatto con il satellite 20’, 20’’. In particolare, quest’ultima à ̈ rappresentata in forma di calotta nella forma di realizzazione di figura 6 e piatta nella forma di realizzazione di figura 7, ma può ugualmente essere di qualsiasi altra forma. In detta forma realizzativa, la seconda porzione 344, 344’ permette l’accoppiamento, alternativamente, sia con il satellite 20, 20’ che con il dispositivo. Al centro di detta seconda porzione 344, 344’ à ̈ posizionato un giunto sferico 346, 346’ il quale permette la rotazione e non ha bisogno di essere mosso assialmente. I due cilindri 341, 341’, 342, 342’ e il giunto sferico 346, 346’ appena descritti sono, inoltre, disposti a circa 120° l’uno dall’altro sulla superficie della seconda porzione 344, 344’. Se uno dei cilindri 341, 341’, 342, 342’ viene mosso, la superficie della seconda porzione 344, 344’ si inclina rispetto ad un asse che collega l’altro cilindro con il giunto sferico 346, 346’. Comandando i pistoni dei due cilindri 341, 341’, 342, 342’ à ̈ quindi possibile ottenere qualsiasi rotazione desiderata del vettore di spinta. Questi possono essere comandati elettricamente, idraulicamente o pneumaticamente.

Una ulteriore forma di realizzazione per i mezzi di accoppiamento meccanico regolabile 350 controllabili attivamente à ̈ illustrata nella figura 8. Tale forma realizzativa, come quelle precedentemente descritte relative alle figure 6 e 7, comprende due cilindri 352, 352’ ma progettati diversamente dai precedenti. La porzione di base 351 di tali mezzi di accoppiamento meccanico regolabile 350 può essere accoppiata, alternativamente, con il satellite 20’, 20’’ o con il dispositivo, secondo la presente invenzione. I mezzi comprendono primi cilindri 352, 352’ realizzati mediante un primo pistone 353, 353’ che può essere azionato elettricamente, idraulicamente o pneumaticamente. Il pistone 353, 353’ può ruotare attorno al proprio asse ed fissato ai mezzi di accoppiamento meccanico regolabile 350 mediante una cerniera 354, 354’. Un secondo pistone 355, 355’ à ̈ accoppiato alla cerniera 354, 354’ in modo che possa ruotare rispetto al cilindro 352, 352’ e, dunque, rispetto al primo pistone 353, 353’. Tale secondo pistone 355, 355’ à ̈ accoppiato direttamente, nella pozione opposta rispetto alla cerniere 354, 354’, con un secondo cilindro 356, 356’ accoppiato direttamente con la porzione di base 351 e può anch’esso essere comandato elettricamente, idraulicamente o pneumaticamente. La porzione di base 351 può quindi ruotare (asse di rotazione non illustrato) rispetto all’asse del pistone 355, 355’. Se uno o entrambi i primi cilindri 352, 352’ vengono azionati, la porzione di base 351 può essere orientata in qualsiasi direzione desiderata. La porzione di base 351 comprende inoltre un giunto sferico 357 posto centralmente.

Il medesimo controllo direzionale à ̈ raggiunto utilizzando tre o quattro pistoni a soffietto, come nella forma di realizzazione illustrata in figura 9. Questa rappresenta mezzi di accoppiamento meccanico regolabile 360 controllabili attivamente in cui i pistoni 362, 362’, 362’’ sono comandati elettricamente, idraulicamente o pneumaticamente, ad esempio mediante un rubinetto di pressione (non illustrato) preferibilmente direttamente dal motore del dispositivo. Ogni pistone 362, 362’, 362’’ à ̈ collegato al motore tramite una valvola a tre vie (non illustrata). Una di queste à ̈ collegata con il motore del dispositivo, una comunica con il pistone 362, 362’, 362’’ da comandare e la terza sfoga lateralmente ed à ̈ normalmente chiusa. Quando il motore viene acceso, i pistoni 362, 362’, 362’’ vengono messi in pressione e la valvola si chiude. Per regolare la direzione del dispositivo rispetto al satellite 20’, 20’’, orientando il vettore di spinta nella direzione voluta, la terza valvola di uno o più pistoni 362, 362’, 362’’ viene aperta per un certo tempo, lasciando uscire un po’ di gas e quindi diminuendo la pressione negli stessi. Questo permette di far arretrare il pistone 362, 362’, 362’’ stesso e quindi di ruotare il dispositivo. Come rappresentato in figura 9, i tre pistoni 362, 362’, 362’’ sono di tipo pneumatico, accoppiati alla porzione di base 361, che può essere in contatto con il dispositivo secondo la presente invenzione o con il satellite 20’, 20’’. I pistoni 362, 362’, 362’’ possono essere posizionati vicino ai bordi della porzione di base 361 o in qualsiasi altra configurazione adatta alla scopo. L’accoppiamento con la porzione di base 361 d’interfaccia à ̈ realizzata mediante giunti sferici 363 che permettono una rotazione relativa tra l’asse dei pistoni 362, 362’, 362’’ e la piattaforma. Come illustrato in figura 10, i pistoni 362, 362’, 362’’ sono comandati da gas in pressione e hanno un tubo flessibile 365’, 365’’ che permette loro di lavorare come una molla, con allungamenti in direzione Δ della doppia freccia raffigurata nella medesima figura 10. I tubi flessibili 365’, 365’’ sono ben noti in letteratura. Nella presente forma di realizzazione questi sono caricati da un generatore di gas separato o direttamente dai mezzi di propulsione del dispositivo secondo la presente invenzione. Una volta caricato, il tubo 365’, 365’’ si stira per effetto della pressione. Per controllare la posizione relativa del satellite e del dispositivo secondo la presente invenzione à ̈ sufficiente rilasciare un po’ di pressione da uno dei pistoni 362, 362’, 362’’ con una valvola di bypass 368 (in figura 11 e 12). Il gas può essere rilasciato lateralmente attraverso quattro aperture di ventilazione 366, 366’, 366’’, distanziate di 90° l’una dall’altra per evitare impulsi laterali. Alternativamente il gas può essere rilasciato longitudinalmente, nella direzione di spinta dei mezzi di propulsione, aumentandone quindi anche le prestazioni. La ventilazione controllata di gas avviene, come illustrato mediante le figure 11 e 12, attraverso una delle tre valvole di bypass 368. Il condotto di ventilazione à ̈ normalmente chiuso (figura 11) mentre il condotto tra la sorgente di gas ed il tubo corrugato à ̈ normalmente aperto (figura 11). La valvola 368 comprende un pistone 367, posizionato entro un tubo 369 che connette il tubo flessibile 365’, 365’’ alla porzione di base 361. La corsa dei pistoni 362, 362’, 362’’ viene limitata da due ostacoli 370’, 370’’. Il generatore di gas, nella forma di realizzazione ivi descritta corrispondente alla camera di combustione del motore del dispositivo secondo la presente invenzione o, alternativamente, realizzata mediante un generatore di gas esterno, à ̈ normalmente connesso con il tubo 365’, 365’’ corrugato. Sigilli di gomma 371, 371’, 371’’, 372, 372’, 372’’ attorno ai condotti di ventilazione laterale prevengono una fuoriuscita di gas. Quando à ̈ necessario controllare l’espulsione del gas, il condotto principale tra il generatore di gas ed il tubo 365’, 365’’ flessibile viene chiuso (figura 12) utilizzando una valvola (non illustrata), quale una valvola a solenoide. Il pistone 367 inizia, dunque, a muoversi, comandato elettromagneticamente o idraulicamente, verso il punto di arresto in basso realizzato mediante l’ostacolo 370’’, liberando l’orifizio di sfogo del gas 373. In tal modo il gas viene espulso dal tubo 365’, 365’’ flessibile e disperso nello spazio. Un controllo direzionale attivo siffatto potrebbe richiedere un sistema elettronico di “rilevazione ed elaborazione dati†al fine di implementare un controllo retroazionato, quali sistemi di controllo proporzionali-derivativi ampiamente noti. I sensori preferibilmente utilizzati sono degli accelerometri per la rilevazione delle accelerazioni angolari attorno ai due assi di controllo del vettore di spinta. Le parti elettroniche appena descritte, quali sensori e sistema di controllo, potrebbero essere le medesime dei mezzi di rilevamento e controllo dell’assetto, successivamente descritti, e/o di una piattaforma inerziale. Tali componenti elettronici risultano operativamente connessi con i mezzi di controllo del dispositivo secondo la presente invenzione, permettendo di aumentare la precisione della posizione finale del sistema dispositivo-satellite nel deorbitaggio realizzato dal dispositivo stesso. Tali mezzi, inoltre, consentono di ridurre le perdite di disallineamento del vettore di spinta durante il funzionamento dei mezzi di propulsione del dispositivo secondo la presente invenzione.

In una ulteriore forma di realizzazione il dispositivo secondo la presente invenzione à ̈ provvisto di mezzi di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta. Tali mezzi sono utilizzati se la posizione del dispositivo rispetto al satellite 20’, 20’’ cui à ̈ accoppiato à ̈ fissata prima del lancio e quando le perdite di impulso utile, dovute al disallineamento del vettore di spinta, nel momento in cui si decide di deorbitare il satellite 20’, 20’’, o di posizionarlo in un’orbita di parcheggio, sono troppo grandi. Tali perdite dipendono dalla grandezza e dalla densità media del satellite 20’, 20’’, oltre che dalla possibilità di ottenere un centro di massa costante o variabile, come nel caso di parti in movimento, quali pannelli solari dispiegabili o consumo di propellente tali da far variare la massa. Le perdite dovute al disallineamento del vettore di spinta sono ridotte a priori progettando il dispositivo in modo da avere un tempo di combustione breve, elevata velocità di combustione del propellente solido e un diametro di gola dell’ugello grande, come già descritto. I mezzi di mitigazione possono realizzare, ad esempio, una rotazione stabilizzante attorno all’asse di rollio generata da piccoli razzi ausiliari, oppure possono utilizzare piccoli razzi monouso ausiliari analoghi, posti eccentricamente rispetto all’ugello nella parte posteriore del dispositivo. Questi, una volta accesi, forniscono una coppia lungo l’asse di beccheggio o d’imbardata a seconda della loro posizione.

Le figure 13 e 14 illustrano una forma di realizzazione di un dispositivo 40, secondo la presente invenzione, provvisto di mezzi di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta. Tale forma di realizzazione mitiga il disallineamento del vettore di spinta mediante stabilizzazione del satellite con rotazione attorno all’asse di rollio, ottenibile mediante due piccoli razzi 410’, 410’’ ausiliari e monouso. Questi sono attivati dall’unità di accensione e sicurezza (non illustrata) del dispositivo 40 stesso. I razzi 410’, 410’’, di dimensione ridotta, una volta attivati generano un movimento attorno all’asse di rollio con una velocità di rollio che dipende dal tempo di combustione degli stessi e dalla loro capacità di spinta. Preferibilmente i razzi 410’, 410’’ sono attivati prima dell’accensione del dispositivo 40 via cavo o da un segnale radio inviato dall’unità di accensione e sicurezza del dispositivo 40. Gli ugelli 411’, 411’’ di detti razzi 410’, 410’’ sono posizionati a 90° rispetto alla direzione di volo, in modo da produrre una coppia agente attorno all’asse di rollio del satellite 20’, 20’’.

Una volta accesi, i razzi producono una coppia che mette il dispositivo 40, e conseguentemente il satellite 20’, 20’’, in movimento rotazionale attorno all’asse di rollio. Successivamente à ̈ dunque acceso anche il dispositivo 40 stesso. La rotazione del satellite 20’, 20’’ mitiga gli effetti del disallineamento della spinta in quanto la componente della spinta perpendicolare alla direzione di volo induce un movimento di precessione. Se il periodo di precessione à ̈ più elevato del tempo totale di funzionamento del dispositivo 40 di deorbitaggio l’effetto netto del disallineamento sarà piccolo. Se il momento angolare indotto dalla rotazione sarà elevato, cioà ̈ la velocità angolare indotta dai razzi 410’, 410’’ sarà sufficientemente elevata, l’errore angolare del disallineamento della spinta sarà contenuto a un livello accettabile.

Una ulteriore forma di realizzazione dei mezzi di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta à ̈ illustra in figura 15. Il dispositivo 50 à ̈ dotato di piccoli razzi ausiliari monouso 510’, simili ai razzi 410’, 410’’ precedentemente descritti. Ulteriormente sono presenti anche i razzi 512, 512’, 512’’, simili ai razzi 510’, 510’’ e posizionati eccentricamente rispetto all’ugello 518 del dispositivo 50, in coda allo stesso. Una volta accesi, tali razzi 512, 512’, 512’’ producono una coppia di imbardata o di beccheggio a seconda della loro posizione. I razzi descritti per le figure 13, 14 e 15 sono realizzati mediante una carica di propellente solido. In particolare, questi sono a singolo impulso monouso funzionanti a propellente solido. Possono essere in numero maggiore e, comunque, disposti, preferibilmente, a coppie su ogni asse. I razzi 410’, 410’’, 510’, 510’’, 512, 512’, 512’’, precedentemente descritti, sono di semplice realizzazione e di dimensioni ridotte, azionabili dal comando diretto dei mezzi di controllo dei dispositivi 40, 50 secondo la presente invenzione. Essendo posizionati lontani dall’asse degli ugelli 418, 518 dei dispositivi 40, 50, essi producono tuttavia un livello di spinta basso. La spinta genera comunque una coppia attorno agli assi di beccheggio ed imbardata maggiore di quella generata dal disallineamento di spinta. I razzi 410’, 410’’, 510’, 510’’, 512, 512’, 512’’ possono essere vincolati alle pareti esterne dei dispositivi 40, 50 o allontanati maggiormente dagli ugelli 418, 518 tramite una barra o travatura (non illustrata). Se il dispositivo 40, 50 rileva delle accelerazioni angolari, mediante mezzi per la rilevazione delle accelerazioni come nel seguito descritto, attorno agli assi di beccheggio o imbardata, il corrispondente razzo viene acceso per produrre una spinta in direzione opposta. Il sistema à ̈ progettato in modo che il razzo funga da “bilanciamento†e venga acceso con un ritardo che tenga in considerazione l’accelerazione angolare causata dal disallineamento e il massimo ritardo di accensione potenziale del razzo stesso. La spinta così prodotta induce un’accelerazione tale da correggere la direzione del vettore di spinta verso la posizione inizialmente desiderata. Dal momento che il tempo totale di funzionamento del dispositivo 40, 50 à ̈ molto ridotto, il tempo di funzionamento e la spinta dei razzi 410’, 410’’, 510’, 510’’, 512, 512’, 512’’ ausiliari monouso di bilanciamento sono calcolati in modo da evitare una reazione eccessiva. In caso di errore, il razzo posizionato in verso opposto a quello utilizzato per la correzione può essere utilizzato per fornire un’ulteriore contro-spinta. La correzione del disallineamento del vettore di spinta può, dunque, essere realizzata utilizzando razzi posti sia a contatto del contenitore per la rotazione stabilizzante sia in prossimità dell’ugello per il bilanciamento o solo su uno di questi.

In una ulteriore forma di realizzazione (non illustrata), definita autonoma, il dispositivo secondo la presente invenzione genera autonomamente i segnali di “armamento†e di “accensione†, senza l’ausilio della stazione terrestre o di altre stazioni. Tale forma di realizzazione può essere conseguita secondo una delle forme di realizzazione precedentemente descritte e/o con porzioni delle stesse. Questa differisce, però, per la differente funzione svolta dai mezzi di controllo del dispositivo e dai mezzi di ricezione di segnali di comando. Quest’ultimi, pur mantenendo l’autonomia del dispositivo secondo la presente invenzione rispetto al satellite 20’, 20’’ non hanno la funzione di ricevere segnali di comando relativamente all’armamento e/o all’accensione dello stesso da stazioni terresti o da altri veicoli spaziali, potendo ricevere detti segnali solo in caso di arresto della sequenza autonoma, come descritto dettagliatamente nel seguito. È possibile prevedere che detti mezzi per la ricezione di segnali di comando siano in grado di ricevere da fonti emissive esterne segnali di interruzione della sequenza di accensione, consentendo dunque, successivamente, un controllo da remoto. In tale forma realizzativa i mezzi di controllo comprendono mezzi per l’emissione di segnali di comando preprogrammati e/o calcolati dai mezzi di controllo da inviare ai mezzi per la ricezione di segnali di comando. Quest’ultimi, essendo ulteriormente associati con i mezzi di propulsione, realizzano l’armamento e l’accensione del dispositivo 10, attivando l’accenditore, in maniera autonoma.

I mezzi per l’emissione di segnali di comando sono realizzati mediante controllori elettronici e preferibilmente comprendono un timer di attivazione regolato sulla vita utile del satellite 20’, 20’’ o sulla durata della missione dello stesso. Alternativamente l’istante di deorbitazione può essere calcolato, dai mezzi di controllo, alla ricezione di segnali di allerta provenienti da sensori eventualmente provvisti per il dispositivo secondo la presente invenzione, come successivamente descritto.

In una ulteriore forma di realizzazione (non illustrata), definita semi-autonoma, il dispositivo secondo la presente invenzione riceve il segnale di “armamento†dalla stazione di Terra o da ulteriori veicoli posti nello spazio. Dunque, tale forma di realizzazione presenta struttura e componenti simili al dispositivo 10 descritto nella prima forma di realizzazione. Il segnale di “accensione†à ̈ generato, invece, autonomamente dal dispositivo secondo la presente invenzione. La forma di realizzazione ivi descritta presenta ulteriormente anche mezzi per l’emissione di segnali di comando come descritto ed implementato nella forma di realizzazione precedente. Tali mezzi per l’emissione di segnali di comando inviano ai mezzi per la ricezione dei segnali di comando il segnale di accensione generato mediante i mezzi di controllo alla ricezione del segnale di armamento da parte della stazione di Terra o da altri veicoli posti nello spazio.

Tutte le forme di realizzazione illustrate e descritte possono ulteriormente comprendere mezzi opzionali per migliorare le caratteristiche funzionali, o aggiungere di nuove, del dispositivo secondo la presente invenzione e del sistema che questo realizza tramite l’accoppiamento con il satellite 20’, 20’’.

Una implementazione delle caratteristiche del dispositivo secondo la presente invenzione in una o più forme di realizzazione precedentemente descritte comprende mezzi di telecomunicazione in grado di consentire lo scambio di comandi e segnali anche con il satellite 20’, 20’’ cui il dispositivo à ̈ accoppiato, pur mantenendo la sua totale indipendenza dallo stesso.

Preferibilmente il dispositivo secondo la presente invenzione, in una o più delle forme di realizzazione descritte, comprende ulteriormente primi mezzi sensori operativamente connessi con i mezzi di controllo. Questi realizzano il rilevamento di oggetti estranei entro un’area di sicurezza definita attorno al dispositivo stesso e/o al satellite 20’, 20’’a questo accoppiato. Ancor più preferibilmente, il dispositivo secondo la presente invenzione comprende mezzi di comunicazione con il satellite 20’, 20’’cui à ̈ accoppiato per la rilevazione di danni da impatti sul satellite stesso. Preferibilmente il dispositivo comprende anche terzi mezzi sensori, operativamente connessi con i mezzi di controllo, per il rilevamento di guasti al satellite 20’, 20’’, mediante l’ausilio dei mezzi per la comunicazione con lo stesso.

Ulteriormente, il dispositivo secondo la presente invenzione comprende secondi mezzi sensori, operativamente connessi con i mezzi di controllo, per il rilevamento di danni da impatto sul dispositivo stesso.

Il dispositivo secondo la presente invenzione può comprende ulteriormente, in una o più delle forme di realizzazione illustrate e/o descritte ed in combinazioni con una o più delle implementazioni tecniche di cui sopra, quarti mezzi sensori, operativamente connessi con i mezzi di controllo. Questi sono atti al rilevamento dell’orientamento del dispositivo secondo la presente invenzione nel tempo e/o al rilevamento dell’orbita dello stesso in qualsiasi istante, o ad istanti temporali prefissati, o ancora al rilevamento della posizione del dispositivo secondo la presente invenzione nello spazio. Preferibilmente i quarti mezzi sensori sono operativamente connessi con un’unità di orientamento e posizione utilizzata anche per determinare autonomamente la posizione e l’orientamento del dispositivo stesso e del satellite 20’, 20’’ cui à ̈ accoppiato. Tale unità à ̈ ulteriormente in grado di aumentare la precisione nel calcolo dell’orientamento e posizione, al fine di diminuire gli errori di calcolo della traiettoria di rientro. Un ulteriore utilizzo di tale unità à ̈ quello di fornire istruzioni ai mezzi di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta e/o ai mezzi di controllo attivo del vettore di spinta sui mezzi di accoppiamento meccanico regolabile. L’unità à ̈ progettata in modo da essere immune alle interferenze elettromagnetiche e alle radiazioni presenti nell’ambiente spaziale

Preferibilmente, tali sensori sono ulteriormente operativamente connessi con mezzi di monitoraggio dello stato. Questi raccolgono i risultati dei test elettrici provenienti dai mezzi del dispositivo secondo la presente invenzione e i segnali provenienti dai sensori di monitoraggio precedentemente descritti. I dati raccolti sono inviati, su richiesta o a intervalli regolari, all’interfaccia di controllo posizionata in una stazione di Terra, o ad un altro veicolo spaziale, mediante l’ausilio dei mezzi di telecomunicazione con cui il dispositivo stesso risulta equipaggiato. Alternativamente, il dispositivo secondo la presente invenzione può inviare tali dati al satellite 20’, 20’’ ad esso associato sfruttando i mezzi di comunicazione con il satellite stesso. Tale comunicazione può essere, ulteriormente, bidirezionale per la comunicazione di segnali di comando dal satellite 20’, 20’’ al dispositivo stesso.

Con riferimento alle forme di realizzazione delle figure 13 e 15, sono illustrati due mezzi di contenimento 492’, 492’’, 592, realizzati mediante contenitori di forma parallelepipeda accoppiati con la porzione di testa del contenitore dei dispositivi 40, 50. Questi preferibilmente comprendono i mezzi di alimentazione elettrica (quali batterie non ricaricabili), i mezzi di controllo e i mezzi di telecomunicazione, precedentemente descritti. Gli stessi mezzi di contenimento 492’, 492’’, 592 possono racchiudere i mezzi di monitoraggio dello stato, i mezzi del controllo attivo di spinta e, ulteriormente se previsti, i mezzi di rilevamento e controllo dell’assetto e i mezzi di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta. Tali mezzi di contenimento 492’, 492’’, 592 possono ugualmente essere posizionati nella porzione terminale dello stesso contenitore o in coda in prossimità dell’ugello.

In una forma di realizzazione ulteriore (non illustrata) il dispositivo può essere provvisto di un sistema per il posizionamento del satellite (Emergency De-tumbling System - EDS), cui à ̈ accoppiato, in modo tale da garantire un assetto adeguato e stabile prima dell’accensione del dispositivo stesso. Tale sistema può rivelarsi necessario qualora l’assetto del satellite sia fuori controllo o comunque tale che la direzione della spinta generata dal dispositivo non sia allineata con la velocità orbitale e il satellite stesso non permetta ulteriori manovre. Il sistema à ̈ alimentato da una o più cartucce generatrici di gas, provviste di propellente solido, da accendersi tramite un dispositivo elettro-esplosivo (potenziato, se necessario, con un’opportuna composizione pirotecnica) e risulta operativamente connesso con i mezzi di controllo, che ne comandano l’accensione.

Il dispositivo secondo la presente invenzione à ̈ utilizzato, nella varie forme di realizzazione possibili, per evitare l’ulteriore accumulazione di detriti nello spazio orbitale e danni a cose e persone causate dal rientro incontrollato sulla Terra di satelliti, veicoli spaziali o parti di essi. In particolare, il dispositivo 10 à ̈ in grado di cambiare la traiettoria del satellite 20’, 20’’ cui à ̈ associato quando questo raggiunge la fine della propria vita operativa o nel caso in cui subisca un guasto. Tale cambio di traiettoria, come illustrato in figura 1, consente di deorbitare il satellite dirigendolo verso la Terra 1, dove verrà disintegrato dall’atmosfera o impatterà in un’area di dimensioni definite arbitrariamente e precedentemente determinata. Il deorbitaggio può consistere anche nel cambiare la direzione del satellite verso un’area sicura dello spazio, definita orbita “cimitero†o di parcheggio. Come indicato in figura 1, se l’orbita del satellite 20’ à ̈ “bassa†2 e il cambiamento di traiettoria consiste nel deorbitarlo verso il corpo celeste al centro 1 o verso un’orbita più bassa, allora il dispositivo 10 produce una spinta in parte o completamente diretta in verso opposto a quello del vettore di velocità orbitale (in direzione di volo) del satellite 20’. Se invece l’orbita del satellite 20’’ à ̈ “alta†3 il cambiamento di traiettoria consiste nel posizionare il satellite 20’’ in un’orbita di parcheggio o “cimitero†4 ad una distanza ancora maggiore dal pianeta Terra 1. In tal caso il verso della spinta generata dal dispositivo 10 sarà nel verso del vettore velocità orbitale. Per entrambe le tipologie di deorbitaggio, il satellite 20’, 20’’ seguirà una specifica traiettoria calcolata ed imposta prima delle operazioni di modifica dell’orbita in modo da non comportare alcun rischio verso altri satelliti e veicoli spaziali, proprietà e persone, sia nello spazio, sia sulla Terra 1.

Il dispositivo 10 à ̈ montato sul satellite 20’, 20’’ prima del lancio. Tale montaggio à ̈ assicurato per mezzo dei mezzi per l’accoppiamento meccanico 310 ante lancio di detto del dispositivo 10 al satellite 20’, 20’’ da deorbitare. In particolare, il dispositivo 10 potrà essere accoppiato “davanti†al satellite 20’ se à ̈ necessario movimentare lo stesso da un’orbita bassa 2 verso la Terra 1. Alternativamente il dispositivo 10 potrà essere accoppiato “dietro†il satellite 20’’ se à ̈ necessario movimentare lo stesso da un’orbita alta 3 verso un’orbita cimitero 4. L’accoppiamento meccanico con il satellite 20’, 20’’ non comporta dipendenza dallo stesso. Il dispositivo secondo la presente invenzione, infatti, può operare in autonomia, semi-autonomia o essere comandato a distanza.

Il propulsore a propellente solido fornisce l’impulso necessario alla rimozione del satellite 20’, 20’’ dalla sua orbita di missione, mentre un piattaforma di accoppiamento meccanico fissa o regolabile (regolato prima del lancio e poi passivo oppure attivo perché controllato in retroazione durante il funzionamento del propulsore) consente, eventualmente, di avere controllo sulla direzione della spinta generata dai mezzi di propulsione.

Nella modalità operativa preferita il controllo del dispositivo secondo la presente invenzione avviene in remoto. Come illustrato in figura 17, il flusso di comandi con cui il dispositivo 10 può realizzare il deorbitaggio consta di poche operazioni. Durante la vita operativa del satellite 20’ il dispositivo 10 rimane in stato di “ATTESA†, attendendo un segnale dalla stazione di Terra 100. Quando questo segnale viene ricevuto, i mezzi di controllo verificano lo stato dell’unità di accensione e sicurezza (se presente). Se lo stato à ̈ “AVVIO†, ciò significa che il sistema à ̈ armato, e ha quindi inizio la procedura di accensione del dispositivo 10 nel momento in cui à ̈ previsto dal segnale ricevuto. Il satellite viene deorbitato in modo sicuro e controllato, ovvero posto su un’orbita di rientro appositamente calcolata. In caso contrario, ad esempio a causa di un segnale non intenzionale o dispositivo 10 non ancora armato, il segnale di accensione viene ignorato e il dispositivo 10 torna in stato di “ATTESA†. Con riferimento alla figura 16, quando viene presa la decisione di deorbitare il satellite 20’ cui il dispositivo à ̈ accoppiato, una sequenza di segnali à ̈ inviata al dispositivo 10 dalla stazione di Terra 100 e/o da un altro veicolo posto nello spazio. I segnali sono ricevuti dai mezzi per la ricezione di segnali di comando, operativamente connessi con i mezzi di controllo del dispositivo 10. Alla ricezione di tale sequenza di segnali, i mezzi di controllo attivano l’unità di accensione e sicurezza che attiverà, a sua volta, l’accenditore 216 accendendo così il propulsore. In particolare, à ̈ preferibilmente utilizzato un accenditore in alta tensione. Dunque, l’unita di accensione e sicurezza à ̈ attivata dal comando di armamento, caricando un condensatore fino a raggiungere lo stato di alta tensione, caratterizzante lo stato “armato†. Quando il condensatore viene repentinamente scaricato, in seguito ad un successivo ed indipendente comando di “accensione†, lo strato di metallo conduttivo sulla membrana viene vaporizzato dalla corrente ad alta tensione e la membrana plastica viene proiettata a grande velocità contro lo strato di esplosivo principale, accendendolo. Alternativamente, il dispositivo 10 può essere provvisto di accenditore in bassa tensione. In tal caso, il filo elettrico dell’accenditore viene riscaldato e sciolto dal passaggio di corrente, tipicamente pochi ampere a bassa tensione per pochi millisecondi, rappresentante il segnale di “accensione†. Questo provvede ad accendere la miscela pirotecnica contenuta entro l’accenditore. La capsula rilascia quindi i prodotti di combustione dirigendoli verso la carica principale dell’accenditore e accendendo di conseguenza il propellente solido 212 del propulsore. Questo fornisce, dunque, una spinta sufficiente a posizionare il satellite 20’ su un’orbita di rientro desiderata, per impattare sulla Terra 1 o disintegrarsi in atmosfera. Alternativamente la spinta del dispositivo sarà tale da posizionare il sistema dispositivo-satellite in una predeterminata orbita sicura nello spazio, quale un’orbita di parcheggio, o cimitero 4. In tale modalità operativa preferita, la finestra utile al deorbitaggio à ̈ calcolata dalla stazione di Terra 100. Alternativamente può essere calcolata da un altro veicolo posto nello spazio. Tale finestra utile al deorbitaggio tiene conto della posizione del sistema dispositivo-satellite quando si decide di procedere al deorbitaggio. Inoltre, il calcolo della finestra utile al deorbitaggio tiene ulteriormente conto degli oggetti posti nello spazio, quali altri satelliti o veicoli spaziali o ancora detriti, per evitare di far percorre al sistema dispositivo-satellite una traiettoria tale da collidere con tali oggetti. La sequenza di segnali inviata dalla stazione 100 al dispositivo 10 comprende, dunque, almeno un segnale di armamento e, successivamente, almeno un segnale di accensione, entrambi inviati quando si vuol procedere al deorbitaggio e quando la finestra utile à ̈ disponibile. La traiettoria orbitale à ̈ calcolata tenendo in considerazione la posizione orbitale e l’orientamento del dispositivo nell’istante in cui si vuol procedere al deorbitaggio, eventualmente sfruttando i quarti sensori, se disponibili. Lo schema illustrato in figura 18 amplia le operazioni già illustrate in figura 17. Dopo aver ricevuto il segnale e verificato che lo stato dell’unità di accensione e sicurezza à ̈ in “ARRESTO†, il dispositivo invia alla stazione di Terra 100 un segnale di allarme per avvertire che à ̈ stato effettuato un tentativo di accensione del dispositivo 10 ma che le condizioni perché questo accada non sono state rispettate. Nello schema rappresentato in figura 19 viene ulteriormente ampliato il numero di operazioni effettuate o richieste durante la fase di operatività del dispositivo. Per ridurre eventuali rischi di guasto dell’unità di accensione e sicurezza, se lo stato di quest’ultima à ̈ stato rilevato in “ARRESTO†dopo aver ricevuto il comando di inizio procedure di accensione dalla stazione di Terra 100, viene ulteriormente inviata una richiesta di conferma dalla stazione di Terra 100 del segnale. Infine il dispositivo 10 può includere un sistema di monitoraggio dello stato dello stesso, mediante mezzi e sensori precedentemente descritti, e i dati raccolti possono essere inviati alla stazione di Terra 100, come schematizzato in figura 20, periodicamente o a richiesta.

In una seconda modalità operativa il controllo del dispositivo avviene in modalità autonoma, ovvero senza alcun controllo dalla stazione di Terra e/o da un altro veicolo posto nello spazio. Il dispositivo 40 genera autonomamente la sequenza di accensione, mediante i mezzi di controllo, dopo un tempo predeterminato. Tale intervallo temporale corrisponde usualmente al tempo di vita utile e/o di missione del satellite 20’, 20’’ cui à ̈ associato. Alternativamente, tale tempo potrebbe non essere predeterminato a priori determinato ma dal superamento di valori soglia e segnali di allarme inviati dai sensori. Il superamento di valori soglia può essere dovuto, ad esempio, ad un grave guasto, ad un impatto (determinando lo shock meccanico mediante un accelerometro) o da una collisione imminente con un altro oggetto in orbita (mediante un radar dalla stazione di Terra o sensori di prossimità a bordo dispositivo, se presenti). Dunque, in tale seconda modalità operativa, i mezzi di controllo genereranno autonomamente almeno il segnale di armamento e almeno il segnale di accensione. In tale modo di funzionamento à ̈ previsto, inoltre, che la stazione di Terra, o un ulteriore veicolo spaziale, possano arrestare l’accensione inviando al dispositivo un segnale di “stop†ricevendolo mediante i mezzi di ricezione di segnali di comando. Ulteriormente, tale stazione di Terra, o tale ulteriore veicolo spaziale, possono riprogrammare la sequenza di accensione, inviando i segnali di comando, come descritto per la modalità operativa preferita precedentemente descritta. Una rimozione sicura dall’orbita in modo autonomo, secondo questa seconda modalità operativa, richiede che il dispositivo 40 sia in grado di determinare la propria posizione e orientamento e calcolare una traiettoria sicura di rientro in atmosfera o verso un’orbita di parcheggio, ovvero che questo sia provvisto dell’unità di orientamento e posizione. Inoltre, il dispositivo deve ulteriormente essere in grado di valutare la finestra utile al deorbitaggio in relazione agli ulteriori oggetti spaziali incontrabili lungo la traiettoria, come precedentemente descritto.

Una terza modalità operativa prevede un funzionamento semiautonomo del dispositivo. In tale modalità operativa, parte dei segnali di comando sono generati autonomamente dal dispositivo mediante i mezzi di controllo. In particolare, questi generano segnali utili all’armamento del dispositivo. Una volta armato, il segnale di accensione à ̈ inviato da una stazione posta a Terra, o nello Spazio, o da altri veicoli spaziali. In particolare, in tale forma realizzativa il segnale di comando relativo all’accensione può essere inviato anche dallo stesso satellite da deorbitare per le forme di realizzazione che prevedono una connessione operativa con scambio di dati tra questi.

Secondo una forma di realizzazione (non illustrata) prima dell’accensione del dispositivo, qualora l’assetto del satellite fosse fuori controllo, (ad esempio per via di un’avaria del proprio sistema di controllo di assetto), il sistema per il posizionamento del satellite ridurrebbe le velocità angolari di beccheggio ed imbardata fino a valori trascurabili e allineerebbe la direzione della spinta generata dal dispositivo con la velocità orbitale. Qualora, seppur in presenza di controllo attivo dell’assetto del satellite, gli angoli di beccheggio ed imbardata fossero tali da causare un disallineamento fra la spinta generata dal dispositivo con la velocità orbitale e il satellite non fosse in grado di variare il proprio assetto fino ad annullare tale disallineamento, il sistema per il posizionamento del satellite agirebbe sul dispositivo stesso in modo da conferire al satellite l’assetto necessario, consentendo quindi al dispositivo di generare la spinta nella direzione richiesta. La combustione delle cartucce, di cui tale sistema à ̈ provvisto, avviene in uno o più alloggiamenti, collegati a due coppie di ugelli che consentano manovre di rotazione rispettivamente attorno all’asse di beccheggio e a quello di imbardata. Ogni alloggiamento per le cartucce à ̈ separato dalla coppia di ugelli da opportune valvole. Le valvole potrebbero essere di tipo solenoidale, da aprirsi e chiudersi regolando la corrente in una bobina, ma potrebbero ugualmente essere utilizzate qualsiasi altro tipo di valvole, purché con un’attuazione sufficientemente rapida. In seguito all’accensione della singola cartuccia, la sua combustione avviene in uno degli alloggiamenti. A valvola chiusa, la pressione del gas generato all’interno dell’alloggiamento aumenta fintantoché la cartuccia brucia. In seguito all’apertura della valvola, il gas in pressione tende a fluire dall’alloggiamento all’ugello. I diametri della valvola, del condotto di collegamento con l’ugello e della sezione di gola di quest’ultimo sono dimensionati in modo tale da garantire l’espansione del gas e la sua uscita dalla bocca dell’ugello a velocità supersonica, generando così la spinta richiesta. Gli ugelli sono collocati ad una distanza opportuna dagli assi di beccheggio ed imbardata, in modo che lungo ogni asse, in seguito all’espulsione del gas dal singolo ugello, si generi la coppia richiesta. L’accensione della singola cartuccia à ̈ comandata dai mezzi di controllo. L’apertura e la chiusura delle valvole à ̈ gestita tramite un sistema di controllo in retro-azione che fa uso dei valori degli angoli di assetto forniti in tempo reale mezzi di rilevamento e/o controllo dell’assetto. Tali mezzi, operativamente connessi con il sistema per il posizionamento del satellite, operano fino al raggiungimento dell’assetto desiderato. Le cartucce di propellente solido sono dimensionate in modo da generare gas ad una pressione tale e per un tempo tale da consentire il raggiungimento dell’assetto richiesto a partire da qualsiasi condizione iniziale in termini di angoli e velocità angolari. Ulteriormente, tale sistema per il posizionamento del satellite può essere utilizzato per correggere attivamente il disallineamento del vettore di spinta.

Il dispositivo secondo la presente invenzione opera autonomamente rispetto al satellite da deorbitare cui à ̈ associato. Tale dispositivo può comunicare direttamente con un altro veicolo spaziale o una stazione orbitante o una stazione di comando posta sulla Terra. Da Terra possono essere inviati comandi di armo, di accensione del dispositivo, o richieste di dati di stato del sistema dispositivo-satellite e, se previsto, anche di dati di stato del solo satellite. Un vantaggio del dispositivo secondo la presente invenzione à ̈, dunque, la capacità di produrre manovre di deorbitaggio in pochi e semplici passi.

Il dispositivo secondo la presente invenzione consente, dunque, un adeguato smaltimento a fine missione del satellite cui à ̈ accoppiato. In particolare tale smaltimento à ̈ realizzato mediante rimozione del satellite dalla propria orbita operativa o mediante deorbitaggio dello stesso verso Terra.

Un vantaggio del dispositivo secondo la presente invenzione à ̈ relativo alla capacità dello stesso di liberare spazio sull’orbita precedentemente occupata da un satellite ed evitare interferenze con altri satelliti o veicoli spaziali in prossimità, vantaggio importante soprattutto per orbite geostazionarie e geosincrone.

Ulteriore vantaggio del dispositivo secondo la presente invenzione consiste nella realizzazione di un rientro controllato e sicuro del satellite da deorbitare, in modo da evitare danni da collisione ed impatto a persone e proprietà sulla Terra, o ad altri oggetti spaziali orbitanti in prossimità.

Un dispositivo di deorbitaggio secondo la presente invenzione presenta il vantaggio di eliminare i satelliti associati che subiscono guasti e che non avrebbero ulteriori possibilità di rientro. Nel caso in cui un satellite subisca un grave danno durante la propria vita operativa, il dispositivo secondo la presente invenzione permette, infatti, di movimentare il satellite danneggiato in un’orbita di parcheggio, o di farlo rientrare in atmosfera terrestre, riducendo il rischio di collisione con altri satelliti funzionanti.

Vantaggiosamente il dispositivo secondo la presente invenzione elimina il pericolo di collisione accidentale dei satelliti con altri oggetti noti durante il ciclo di vita in orbita. Se associato ad un rilevatore di prossimità, come ad esempio un radar, il dispositivo permette di evitare collisioni con qualsiasi oggetto, anche non noto in precedenza, se questo superasse una certa distanza di sicurezza dal satellite stesso.

Il dispositivo secondo la presente invenzione può essere vantaggiosamente utilizzato per evitare attività intenzionali (o non intenzionali) distruttive o altre operazioni pericolose. Quest’ultime comprendendo la distruzione intenzionale di un satellite, di un veicolo spaziale o di uno stadio orbitale, ad esempio ad opera di collisione, e altre attività che possano incrementare il rischio di collisione con altri oggetti spaziali.

Il dispositivo può essere utilizzato in qualsiasi momento per cambiare l’orbita del satellite cui à ̈ associato o come dispositivo di supporto in caso di guasto ai mezzi di propulsione del satellite in fase di lancio. Se il motore dello stadio finale dovesse risultare difettoso, il dispositivo può essere utilizzato come sistema propulsivo di riserva, permettendo al satellite di raggiungere l’orbita pianificata o un’orbita di riserva per realizzare tutta o in parte la missione pianificata.

Il dispositivo secondo la presente invenzione consente, quindi, di deorbitare autonomamente un veicolo spaziale semplicemente tramite una pre-programmazione del dispositivo stesso o mediante la ricezione di almeno un comando remoto direttamente da una stazione di Terra e senza limitazioni. Lo stesso comando può ugualmente essere impartito da un veicolo posto nello spazio o, al limite, dal satellite da deorbitare con cui il dispositivo à ̈ accoppiato meccanicamente.

Vantaggiosamente, il dispositivo secondo la presente invenzione consente di far rientrare il satellite da deorbitare in una area terrestre predefinita, resa sicura e lontana da aree popolate da esseri umani o gremite di costruzioni.

La sua costruzione à ̈ tale da assicurarne una durata superiore al tempo di missione del satellite cui à ̈ associato, e può, in casi estremi, essere utilizzato come sistema di riserva per aumentare dal 20% fino all’80% il tempo utile di missione in caso di fallimento dei sistemi propulsivi al lancio.

Infine, la progettazione modulare del dispositivo secondo la presente invenzione permette di essere adattato in base alle necessità di deorbitaggio del satellite cui à ̈ associato.

Claims (16)

1. RIVENDICAZIONI 1. Dispositivo (10, 20, 40, 50) accoppiabile ad un satellite (20’, 20’’) spaziale prima del lancio per il deorbitaggio e/o il rientro a terra dello stesso, caratterizzato dal fatto di comprendere: - mezzi di controllo di detto dispositivo (10, 20, 40, 50); - mezzi di propulsione operativamente connessi con detti mezzi di controllo; - mezzi per la ricezione di segnali di comando, operativamente connessi con detti mezzi di controllo; - mezzi di alimentazione elettrica di detto dispositivo (10, 20, 40, 50); - mezzi per l’accoppiamento meccanico (310, 320, 330, 340’, 340’’, 350, 360) ante-lancio di detto dispositivo (10, 20, 40, 50) a detto satellite (20’, 20’’); detti mezzi di propulsione essendo attivati da detti mezzi di controllo alla ricezione di detti segnali di comando per deorbitare detto satellite (20’, 20’’) in un’orbita definita.
2. 2. Dispositivo secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto di comprendere mezzi di telecomunicazione, operativamente connessi con detti mezzi di controllo, per la ricezione e/o l’inoltro di dati da detto dispositivo ad un dispositivo ricevente; detti mezzi di telecomunicazione comprendendo almeno detti mezzi per la ricezione di segnali di comando e/o almeno mezzi per la trasmissione di dati.
3. 3. Dispositivo secondo la rivendicazione 1 o 2, caratterizzato dal fatto che detti mezzi di controllo comprendono mezzi per l’emissione di segnali di comando preprogrammati e/o mezzi per il calcolo di detti segnali di comando da inviare a detti mezzi per la ricezione di segnali di comando.
4. 4. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 3, caratterizzato dal fatto di comprendere primi mezzi sensori, operativamente connessi con detti mezzi di controllo, per il rilevamento di oggetti estranei entro un’area di sicurezza definita attorno a detto dispositivo e/o a detto satellite (20’, 20’’).
5. 5. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 4, caratterizzato dal fatto di comprendere secondi mezzi sensori, operativamente connessi con detti mezzi di controllo, per il rilevamento di danni da impatto su detto dispositivo e/o su detto satellite (20’, 20’’).
6. 6. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 5, caratterizzato dal fatto di comprendere terzi mezzi sensori, operativamente connessi con detti mezzi di controllo, per il rilevamento di guasti a detto satellite (20’, 20’’).
7. 7. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 6, caratterizzato dal fatto che detti mezzi per la ricezione di segnali di comando comprendono almeno un’antenna ricevente.
8. 8. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 6, caratterizzato dal fatto di comprendere quarti mezzi sensori, operativamente connessi con detti mezzi di controllo, per il rilevamento dell’orientamento di detto dispositivo nel tempo e/o per il rilevamento dell’orbita di detto dispositivo e/o per il rilevamento della posizione di detto dispositivo nello spazio.
9. 9. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 7, caratterizzato dal fatto di comprendere mezzi di comunicazione con detto satellite (20’, 20’’), operativamente connessi con detti mezzi di controllo; detti mezzi di comunicazione comunicando guasti del satellite (20’, 20’’) e/o comunicando i segnali di comando per detto dispositivo.
10. 10. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 4 a 9, caratterizzato dal fatto di comprendere mezzi per il monitoraggio dello stato, operativamente connesso con detti mezzi di controllo, per l’invio di detto stato.
11. 11. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 10, caratterizzato dal fatto che detti mezzi di alimentazione elettrica comprendono almeno una sorgente di energia ricaricabile.
12. 12. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 11, caratterizzato dal fatto che detti mezzi per l’accoppiamento realizzano una connessione regolabile tra detto satellite (20’, 20’’) e detto dispositivo.
13. 13. Dispositivo secondo la rivendicazione 12, caratterizzato dal fatto che detti mezzi per l’accoppiamento comprendono mezzi per il controllo attivo di spinta realizzanti una connessione regolabile e/o mobile tra detto satellite (20’, 20’’) e detto dispositivo.
14. 14. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 13, caratterizzato dal fatto che detti mezzi di propulsione comprendono almeno un motore a propellente solido ed almeno un accenditore per detto propellente solido; detto accenditore essendo operativamente connesso con detti mezzi di controllo per la ricezione dell’istante di accensione.
15. 15. Dispositivo secondo una o più delle rivendicazioni da 1 a 14, caratterizzato dal fatto di comprendere mezzi di rilevamento e/o controllo dell’assetto operativamente connessi con detti mezzi di controllo; detti mezzi di rilevamento e/o controllo dell’assetto realizzando il controllo direzionale di detto dispositivo e di detto satellite (20’, 20’’) ad attivazione di detti mezzi di propulsione.
16. 16. Dispositivo secondo la rivendicazione 15, caratterizzato dal fatto che detti mezzi di rilevamento e/o controllo dell’assetto comprendono mezzi di mitigazione del disallineamento del vettore di spinta, operativamente connessi con detti mezzi di controllo.