Thesis:

Inflatable aerodynamic decelerator for cubesat reentry and recovery: geometry effects under rarefied conditions

In the last decade, a large number of nanosatellites have been placed into Earth’s lower orbits, with the most common class of nanosatellite being the CubeSat, and the long-lasting nature of these objects is causing a significant number of close encounters between active and decommissioned satellites. An efficient way to address this problem is the use of inflatable aerodynamic decelerators (IADs) for the deorbit and recovery of nanosatellites; furthermore, the application of this technology to CubeSat reentry and recovery missions could enhance the capabilities of these small satellites in a sustainable and accessible manner. Inflatable aerodynamic decelerators are devices designed to increase the area of the thermal protection system of a spacecraft regardless of the diameter constraints of the launch vehicle, as these devices can be stored in a compact stowed configuration and expanded into a high-drag aeroshell for reentry and recovery applications. In this scenario, the primary objective of this investigation is to evaluate the impact of the IAD geometry on the flow, surface properties, and aerodynamic forces experienced by the spacecraft during reentry. In particular, numerical simulations are carried out on three distinct IAD configurations coupled with a 1U CubeSat during the upper stages of atmospheric reentry. The geometries considered in this study are assumed to be fully inflated, with a forebody radius of 0.3 m and three different cone angles of 68.8°, 45°, and fully rounded. Reentry of the IADs coupled with a 1U CubeSat payload was simulated considering nonreactive flow at a 0° angle of attack and an altitude of 105 km. Due to the high degree of flow rarefaction at this altitude, the Direct Simulation Monte Carlo method is used for all computations. The influence of the IAD geometries on the velocity, temperature, density, and pressure profiles and contours was carefully investigated and discussed, and from the results, the formation of a strong diffuse shock wave can be observed for all geometries considered in this investigation. However, a lower angle of the inflatable aeroshell is associated with a thinner shock wave and a maximum shock wave temperature closer to the shield’s surface, although these differences subside in the flow expansion over the IAD shoulder. In the rear of the inflatable shields, a low-temperature and low-velocity region is observed, indicating that the IAD geometries successfully mitigate the harsh conditions of reentry experienced by the payload. Moreover, it was found that aerodynamic elongated shapes exhibit larger wake regions when compared to blunt geometries, albeit at the expense of slightly higher gas temperatures closer to the front surface of the shield. No recirculation zone was observed in any of the simulated IAD configurations considered in this investigation. The effect of the forebody geometry on the surface aerothermal coefficients and aerodynamic forces is discussed thoroughly, and according to these results, the thermal load experienced by the shields is particularly severe near the stagnation point, especially for aerodynamically shaped geometries. This kind of geometry exhibited the highest maximum heat transfer coefficient and total heat transfer of all configurations studied; however, it also showed a lower heat transfer coefficient on the middle segment of the shield’s surface compared to the other geometries. In addition, the maximum pressure coefficient and the minimum shear stress coefficient were also identified at the nose tip, with the shear stress increasing toward the edge of the shoulder at a rate dependent on the geometry of the aeroshell. Geometries with aerodynamic profiles exhibited a low drag coefficient and a high ballistic coefficient, while more blunt geometries were found to have a better mass-to-drag ratio. The results show that thermal and mechanical loads decrease to negligible values in the rear section of the shield and on the CubeSat surface, further demonstrating the effectiveness of IAD devices in reducing mechanical loads on the payload. All simulations were carried out using the dsmcFoam+ code, an open-source Direct Simulation Monte Carlo solver, and a validation and verification process is performed to assess the physical accuracy and numerical resilience of the dsmcFoam+ code under conditions similar to those employed in the main body of work of this investigation. For the validation process of one of the test cases, additional continuum-based computational fluid dynamics computations were performed by researchers from the University of Naples Federico II at the lowest altitude of analysis. The results of this process demonstrate that the dsmcFoam+ solver is an adequate tool for the numerical investigation of CubeSat-based IADs in rarefied reentry conditions.

En la última década, se ha colocado un gran número de nanosatélites en las órbitas bajas de la Tierra, siendo el CubeSat la clase más común. La larga vida útil de estos objetos está provocando un número significativo de encuentros cercanos entre satélites activos y desmantelados. Una solución eficaz a este problema es el uso de deceleradores aerodinámicos inflables (IAD) para la desorbitación y recuperación de nanosatélites. Además, la aplicación de esta tecnología a las misiones de reentrada y recuperación de CubeSat podría mejorar las capacidades de estos pequeños satélites de forma sostenible y accesible. Los deceleradores aerodinámicos inflables son dispositivos diseñados para aumentar la superficie del sistema de protección térmica de una nave espacial, independientemente de las limitaciones de diámetro del vehículo de lanzamiento. Estos dispositivos pueden almacenarse en una configuración compacta y expandirse en una cubierta aerodinámica de alta resistencia para aplicaciones de reentrada y recuperación. En este contexto, el objetivo principal de esta investigación es evaluar el impacto de la geometría del IAD en el flujo, las propiedades de la superficie y las fuerzas aerodinámicas que experimenta la nave espacial durante la reentrada. En particular, se realizan simulaciones numéricas en tres configuraciones distintas de IAD acopladas a un CubeSat 1U durante las etapas superiores de la reentrada atmosférica. Se supone que las geometrías consideradas en este estudio están completamente infladas, con un radio de cuerpo delantero de 0,3 m y tres ángulos de cono diferentes de 68,8°, 45° y completamente redondeado. La reentrada de los IAD acoplados a una carga útil CubeSat 1U se simuló considerando un flujo no reactivo con un ángulo de ataque de 0° y una altitud de 105 km. Debido al alto grado de rarefacción del flujo a esta altitud, se utiliza el método de simulación directa de Monte Carlo para todos los cálculos. Se investigó y discutió cuidadosamente la influencia de las geometrías de los IAD en los perfiles y contornos de velocidad, temperatura, densidad y presión, y a partir de los resultados, se puede observar la formación de una fuerte onda de choque difusa para todas las geometrías consideradas en esta investigación. Sin embargo, un ángulo menor de la aerocubierta inflable se asocia con una onda de choque más delgada y una temperatura máxima de onda de choque más cercana a la superficie del escudo, aunque estas diferencias disminuyen en la expansión del flujo sobre el hombro del IAD. En la parte posterior de los escudos inflables, se observa una región de baja temperatura y baja velocidad, lo que indica que las geometrías del IAD mitigan con éxito las duras condiciones de reentrada experimentadas por la carga útil. Además, se encontró que las formas aerodinámicas alargadas exhiben regiones de estela más grandes en comparación con las geometrías romas, aunque a expensas de temperaturas de gas ligeramente más altas cerca de la superficie frontal del escudo. No se observó ninguna zona de recirculación en ninguna de las configuraciones de IAD simuladas consideradas en esta investigación. El efecto de la geometría del cuerpo delantero sobre los coeficientes aerotérmicos de superficie y las fuerzas aerodinámicas se discute en detalle, y según estos resultados, la carga térmica experimentada por los escudos es particularmente severa cerca del punto de estancamiento, especialmente para geometrías con forma aerodinámica. Este tipo de geometría exhibió el coeficiente máximo de transferencia de calor y la transferencia de calor total más altos de todas las configuraciones estudiadas; Sin embargo, también mostró un coeficiente de transferencia de calor menor en el segmento medio de la superficie del escudo en comparación con las otras geometrías. Además, el coeficiente de presión máximo y el coeficiente de esfuerzo cortante mínimo también se identificaron en la punta de la nariz, con el esfuerzo cortante aumentando hacia el borde del hombro a una tasa que depende de la geometría de la aerocubierta. Las geometrías con perfiles aerodinámicos exhibieron un coeficiente de arrastre bajo y un coeficiente balístico alto, mientras que se encontró que las geometrías más romas tenían una mejor relación masa-arrastre. Los resultados muestran que las cargas térmicas y mecánicas disminuyen a valores insignificantes en la sección trasera del escudo y en la superficie del CubeSat, lo que demuestra aún más la efectividad de los dispositivos IAD para reducir las cargas mecánicas en la carga útil. Todas las simulaciones se llevaron a cabo utilizando el código dsmcFoam+, un solucionador de Monte Carlo de simulación directa de código abierto, y se lleva a cabo un proceso de validación y verificación para evaluar la precisión física y la resiliencia numérica del código dsmcFoam+ en condiciones similares a las empleadas en el cuerpo principal del trabajo de esta investigación. Para la validación de uno de los casos de prueba, investigadores de la Universidad de Nápoles Federico II realizaron cálculos adicionales de dinámica de fluidos computacional basados ​​en el continuo a la menor altitud de análisis. Los resultados de este proceso demuestran que el solucionador dsmcFoam+ es una herramienta adecuada para la investigación numérica de dispositivos de asistencia de entrada (IAD) basados ​​en CubeSat en condiciones de reentrada enrareadas.