Satellite deorbiting by means of electrodynamic tethers Part II: System Configuration and Performance (Articolo in rivista)

Type
Label
  • Satellite deorbiting by means of electrodynamic tethers Part II: System Configuration and Performance (Articolo in rivista) (literal)
Anno
  • 2002-01-01T00:00:00+01:00 (literal)
Alternative label
  • Iess L., Bruno C., Ulivieri C., Vannaroni G. (2002)
    Satellite deorbiting by means of electrodynamic tethers Part II: System Configuration and Performance
    in Acta astronautica
    (literal)
Http://www.cnr.it/ontology/cnr/pubblicazioni.owl#autori
  • Iess L., Bruno C., Ulivieri C., Vannaroni G. (literal)
Pagina inizio
  • 407 (literal)
Pagina fine
  • 416 (literal)
Http://www.cnr.it/ontology/cnr/pubblicazioni.owl#numeroVolume
  • 50(7) (literal)
Rivista
Http://www.cnr.it/ontology/cnr/pubblicazioni.owl#descrizioneSinteticaDelProdotto
  • Il lavoro descrive la configurazione di un sistema tether elettrodinamico impiegato per la deorbitazione di satelliti da orbite basse (LEO) al termine della loro vita operativa. Il sistema analizzato consiste di un filo conduttore di 2.5-10 km di lunghezza equipaggiato alla estremita' positiva con un collettore di elettroni gonfiabile di 2.5-10 m di diametro ed alla terminazione negativa con una sorgente di elettroni a catodo cavo. Le tensioni e le correnti sono determinate sulla base del circuito equivalente del sistema e facendo uso del modello ionosferico IRI-90. I risultati indicano che un satellite tipico di 500 kg ad una altezza di 1300 km puo' essere deorbitato in 20-100 giorni in una ampia gamma di condizioni di inclinazione orbitale e attivita' solare. (literal)
Note
  • ISI Web of Science (WOS) (literal)
Http://www.cnr.it/ontology/cnr/pubblicazioni.owl#affiliazioni
  • Scuola di Ingegneria Aerospaziale, Universita' di Roma \"La Sapienza\"; Istituto di Fisica dello Spazio Interplanetario - CNR (literal)
Titolo
  • Satellite deorbiting by means of electrodynamic tethers Part II: System Configuration and Performance (literal)
Abstract
  • This paper aims to assess the efficiency of a de-orbiting system based upon conductive tethers under realistic assumptions for its interaction with the ionospheric environment. We analyze the configuration made up of a 2.5 - 10 km tether, a passive inflatable collector of 2.5 - 10 m radius at the positive termination and a hollow cathode at the negative one. Voltages and current in the system are computed from the equation of the equivalent circuit, making use of the IRI-90 ionospheric model. The resulting electromagnetic drag forces have been used to compute the evolution of the orbital elements (especially the semi-major axis) and the re-entry times. Our results indicate that a typical satellite of 500 kg mass at 1300 km altitude can de-orbit in 20-100 days, for a broad range of orbital inclinations and solar activity. The validity of the concept is further strengthened by the comparison with alternative propulsion systems. (literal)
Autore CNR
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