Diseno y Construccion deun Nanosatelite.

Daniel Romero Valdes, Hugo Rodrıguez Cortes12

8 de diciembre de 2005

1Este trabajo esta apoyado por COFFA2Daniel Romero Valdes, Hugo Rodrıguez Cortes estan en la Escuela Superi-

or de Ingenierıa Mecanica y Electrica, Unidad Ticoman. leardany@yahoo.com.mx,

cortes@ece.neu.edu

Resumen

La industria satelital esta experimentando una transicion hacia la minia-turizacion de componentes y sistemas, es asi que los satelites pequenos se hanvuelto muy populares. Los satelites pequenos tienen grandes ventajas respecto alos satelites de gran tamano. Por un lado, los costos de lanzamiento permanecenrelativamente bajos y constantes y por otro, el gran auge de los sistemas microelectromecanicos ha permitido la miniaturizacon de varios de los subsistemasque conforman un satelite. Estas condiciones han redirigido los esfuerzos de losingenieros aeroespaciales hacia la creacion de sistemas satelitales, conformadosde varios nano satelites, que realizaran las tareas de los satelites de gran tamano.

La miniaturizacion de componentes demanda disenos estructurales acordesa la alta tecnologıa empleada en el diseno de los subsistemas del satelite. Estorequiere de una estructura sumamente eficiente que mantenga la rigıdez requeri-da con masa mınima. En este reporte se presenta el disenno estructural de unnanosatelite. Con este objetivo, en el Capıtulo 1 se presentan algunas de lasestructuras utilizadas en los nanosatelites. En el Capıtulo 2 se determina la dis-tribucion de los subsistemas y se describen las condiciones de carga a las queestara sometido el nanosatelite.

Capıtulo 1

INTRODUCCION

La evolucion tecnologica actual ha permitido la construccion y desarrollode satelites de dimensiones pequenas. El principio en el que se fundamentanes en la miniaturizacion de componentes y sistemas, mediante la cual es posi-ble conseguir altas prestaciones a cambio de un tamano y peso reducidos. Losprimeros satelites pequenos lanzados a principios de 1990 tenıan un peso de 11 a14 Kg y una forma cubica con dimensiones menores a 150 mm de cada lado. Losavances tecnologicos actuales permiten el lanzamiento de los satelites llamadosnanosatelites (peso menor a 10 Kg) y picosatelites (peso menor a 1 Kg).

Los nanosatelites y picosatelites tienen grandes ventajas respecto a los satelitesde mayores dimensiones, entre las que destaca el bajo costo de lanzamiento. Es-to los hace atractivos para instituciones de educacion que buscan capacitar asus estudiantes en el diseno aeroespacial y al mismo tiempo tener presenciaen proyectos aeroespaciales. Es en este marco que surge el proyecto CubeSat

desarrollado en un esfuerzo conjunto entre la Universidad Estatal Politecnicade California en San Luis Obispo y el Laboratorio de Desarrollo de SistemasEspaciales de la Universidad de Stanford.

El programa de CubeSat gestiona oportunidades de lanzamiento para lossatelites disenados bajo el programa. Para hacer esto, se proporciona

Una forma fısica estandar y pautas del diseno.

Un sistema de despliegue (P/POD) probado y estandarizado.

Coordinacion de documentos y de licencias requeridos de la exportacion.

Instalaciones para integracion y pruebas de aceptacion.

Envıo del satelite al sitio del lanzamiento e integracion al vehiculo delanzamiento.

Confirmacion de despliegue e informacion telemetrica.

1

1.1. Requerimientos basicos del CubeSat [1]

1.1.1. Masa

Cada satelite no debe exceder de 1 kg de masa.

El centro de masa debe estar entre 2 cm de el centro geometrico.

1.1.2. Estructura

Tener cuatro pilares en la cara superior y cuatro en la inferior de 7 mmde altura para proporcionar separacion entre los nanosatelites.

Debera existir una separacion de 8.5 mm en cada cara lateral entre lasuperficie interior del contenedor y la superficie exterior del nanosatelitecon la finalidad que este se desplace libremente.

Los bordes de los rieles que entran en contacto con los carriles del mecan-ismo de despliegue deben ser redondeados, los rieles deben medir por lomenos 75% de la longitud posible (85.125 de 113.5mm).

To prevent cold-welding, raw metal is not allowed as the contact surfaceof the bottom standoff. Derlin inserts, or a hard anodize are examples ofacceptable contact surfaces.

Las superficies externas del CubeSat deben estar anodizadas para pre-venir desgaste al deslizarse en los rieles y al estar en contacto con otrosCudeSats.

Los resortes deben ser ubicados en las areas de contacto senaladas (verla Figura 1.1 ). Se recomiendan los resortes fabricados por M.J. Vail nu-mero de parte SSMD-51P (http://www.mjvail.com), o ser localizados enMcMaster-Carr numero de parte 84985A76 (http://www.mcmaster.com)Una modificacion en el sistema debe ser aprovado por el personal de lan-zamiento de Cal Poly/Stanford.

Se requiere un interruptor de despliegue(se recomiendan dos) para cadaCubeSat. Los interruptores de despliegue estar ubicados en la superficiesuperior de por lo menos uno de los cuatro separadores del CubeSat (refierea la Figura 1.1).

1.1.3. Material

Se recomienda para la estructura principal el uso de Aluminio 7075 o 6061-T6. Si otro material es usado la espansion termica del material debe sersimilar a la del Aluminio 7075-T73 y aprovada por el personal de lanza-miento Cal Poly/Stanford.

1.1.4. Comunicacion

Debera haber un retraso de varios minutos a una hora antes de que se de laorden de que se activen todos los transmisores primarios. Los transmisoresde baja potencia se pueden activar despues del despliegue.

Los operadores deben contar con la licencia aprobatoria para el uso de lafrecuencia.

1.1.5. Potencia

Utilizando baterıas los CubeSats deben tener la capacidad para recibirun comando para el paro del transmisor obedeciendo las ordenes de lacomputadora en vuelo.

Se requieren conenctores removibles para activar o desactivar el CubeSatdurante su integracion fuera de la unidad de despliegue y seran removidosuna vez que el CubeSat sea colocado dentro de la unidad de despliegue.

1.2. Disenos estructurales dentro del proyectoCubeSat

Algunas de las instituciones que estan desarrollando proyectos de nanosatelitesen el marco del proyecto CubeSat son:

Institucion Nombre del Proyecto

Universidad Politecnica de California CP1 y CP2Universidad de Washington UW CubeSat

Universidad de Toronto CanX-1Universidad de Lowa CysatUniversidad Stanford NarcisSatColegio Dartmoufth DartsatUniversidad Tylor TUSAT1

Universidad de Cornell ICE cubeUniversidad Aalborg AAU CubeSat

Centro de Excelencia para Sist. Autonomos CASsatUniversidad Tecnica de Noruega NCUBE

Universidad de Nihon, Japon SEEDS

Cuadro 1.1: Proyectos Realizados

Las estructuras aeroespaciales requieren disenos ligeros, por ello se han desa-rrollado grandemente tecnologias en las ultimas cuatro decadas logrando unaeficiencia mayor usando una combinacion de varios disenos y materiales.

Figura 1.1: Dimenciones del CubeSat.

A continuacion se describen algunos disenos estructurales basados en elproyecto CubeSat.

1.2.1. CASsat[2]

La estructura cumple con los requerimientos de diseno del CubeSat y estacompuesta por los siguientes elementos: 4 rieles (8,5×8,5×113,5 mm), 16 barrasen L (5× 5× 12 mm), 8 barras transversales (5× 5× 80 mm), 4 placas laterales,2 placas una superior y una inferior. El peso de la estructura es de 176,3 g y elpeso total del nanosatelite considerando todos sus subsitemas es de 749,5 g, laestructura se muestra en la Figura 1.2.

Figura 1.2: Estructura CasSat.

1.2.2. AUU CubeSat[3]

Su diseno esta basado en un marco de Aluminio manufacturado en una solapieza, la cual se extrajo de un solido, el peso es de 131,4 g y las placas superior,inferior y laterales estan hechas de fibra de carbono, el peso total del AUUCubeSat es de 918,3 g, se muestra en la Figura 1.3.

1.2.3. NCUBE[4]

El peso de la estructura es de 200 g y el peso total es 974 g.

Figura 1.3: Estructura Auu CubeSat.

1.2.4. SEEDS[5]

La forma de la estructura es muy simple, consta de una placa superior y unainferior unidas justo en su parte media por una placa, como se puede observaren la Figura 1.4.

Figura 1.4: Estructura SEEDS.

1.2.5. CySat

Su estructura esta compuesta por 6 placas de Aluminio manufacturadas, lainion de todas conforman un cubo, la estructura se muestra en la Figura 1.5.

1.3. ESIMESat

El inicio y desarrollo de la tecnologıa espacial en Mexico se inicio a principiosdel los anos 90’s donde surgieron diferentes proyectos con la finalidad de impulsara nuestra nacion a formar parte del ambito aeroespacial, ejemplo de ello han sidoproyectos como: UNAMSAT, las estaciones de control terrestre de los satelitesMorelos, Solidaridad y SATMEX.

Figura 1.5: Estructura CySat.

El Instituto Politecnico Nacional decidio iniciar un plan para crear tecnologıaespacial utilizando recursos propios y desarrollando convenios de colaboracioncon otras instituciones del paıs, por ello el diseno aeroespacial en la EscuelaSuperior Ingenierıa Mecanica y Electrica Unidad Ticoman se remonta al ano1993 con el proyecto de diseno de un microsatelite experimental (SATEX 1 )apoyado en la firma de contratos que realizo Telecomunicaciones de Mexico conla empresa europea ARIANESPACE para el lanzamiento de los satelites Sali-daridad I y II y posteriormente en el Programa de Investigacion Aeronautica yEspacial del IPN, es ası como surge el primer proyectoespacial donde partici-paron instituciones como: Universidad Autonoma de Mexico(UNAM), Centro deInvestigacion de Circuitos y Estudios Superiores de Ensenada (CICESE), Cen-tro de Investigacion y Estudios Avanzados del IPN (CINVESTAV), InstitutoNacional de Astrofısica Optica y Electronica (INAOE), Universidad Autonomade Puebla (UAP), Centro de Investigacion en Matematicas (CIMAT), EscuelaSuperior de Ingenierıa Mecanica y Electrica (ESIME U.P. Zacatenco).

Con la intencion de seguir proporcionando a los estudiantes las herramientaspara tener exito en la industria aeroespacial se propone la construccion de unnanosatelite.

1.4. Mision del EsimeSat

Tener un nanosatelite que optimice la relacion Resistencia-Peso, el disenodebe permitir alojar diferentes tipos de carga, desarrollar el control total de laactitud, hacer una plataforma para posteriores proyectos de la escuela, ası mismoprobar el uso de nuevas tecnologıas en el diseno, materiales, comunicacion ycontrol de la actitud.

Capıtulo 2

DISENO ESTRUCTURAL

La estructura es el subsistema principal de todo vehiculo aeroespacial yaque sirve de soporte para todos los subsistemas que se encuentran tanto en elinterior como en el exterior del vehiculo aeroespacial. Por esta razon, es muyimportante que el diseno de la estructura sea el adecuado y lo suficientementeresistente para llevar a cabo de manera segura todas las etapas de la mision.El principal objetivo en el diseno estructural es la minimizacion de la masasiempre verificando la eficiencia y comfiabilidad del diseno. Como primer paso esestablecer las especificaciones del diseno basadas en los requerimientos que debetener la estructura para cumplir con la mision entre ellos esta la distribucion dela carga util y los subsistemas que debera tener el satelite, capacidad de soportarlas cargas de lanzamiento, rigidez, proteccion termica, alineacion, comunicacion,suministro de energıa y accesibilidad a los sistemas y componentes.

Para realizar el diseno estructural del ESIMESat seguiremos un proceso it-erativo cuyas etapas pueden observarse en la figura 2.1. El proceso inicia conun diseno preeliminar donde se debe definir la mision del satelite y los sub-sistemas que lo integraran. Una vez que se han determinado los subsistemas abordo, se realiza un bosquejo conceptual de la estructura para dar una primeraaproximacion del volumen que se tiene disponible para alojar la carga util ylos subsistemas, despues de ello, se puede proponer la forma de como quedarandistribuidos en la estructura del satelite y ası mismo se designara la cantidadde masa maxima de cada uno de ellos. El segundo punto de inicio es determinarlas cargas estaticas y dinamicas a las que estara sometido el satelite asi comodeterminar las condiciones de carga crıticas en las cuales estara basado el calculoestructural.

2.1. Subsistemas de los satelites[6]

Los satelites pueden tener formas o apariencias exteriores muy diferentes yser utilizados para fines muy distintos, pero, se encuentran principios de con-struccion y organizacion muy similares como lo son los elementos genericos que

9

Cargas transmitidaspor el vehiculo de

lanzamiento

Configuracionestructural delnanosatelite

Requerimientosfuncionales de los

subsistemas

Diseñopreeliminar

de la estructura

Requerimientos basicos delprogramaCubeSat

Analisisestructural(Esfuerzos)

Materiales

Analisis(Termico)

Verificaciondel

diseño

Modificar si es

necesario

Fabricacion

Pruebas

Figura 2.1: Proceso de diseno de la estructura del nanosatelite

componen a un satelite.

Carga util.

Plataforma.

La carga util es la razon de ser del nanosatelite, esta representada por todosaquellos elementos que son los medios y herramientas para el estudio y propositode la mision o que sirven de objetivo de diseno del vehiculo.

La plataforma esta compuesta por todos los subsitemas que componen a unnanosatelite y hacen que este funcione correctamente y cumpla con su mision,a continuacion se mencionan los mas importantes.

2.1.1. Determinacion y control de la actitud

El objetivo del subsistema de control de actitud es satisfacer la necesidadde que el satelite describa una orbita bien definida, por lo que debe ser capazde reincorporarse a la orbita y mantenerse en ella conservando su orientacionrespecto al Sol y a la Tierra, la desviacion en su trayectoria puede ser causadapor las perturbaciones a las que esta sometido por ejemplo: el viento solar, la

atraccion terrestre. La actitud del satelite se logra principalmente a traves dedos diferentes formas: una pasiva y otra activa.

El control pasivo no requiere energıa y se logra por medio de un mastil degradiente de gravedad, lo que combierte al satelite en un pendulo que apuntaa la Tierra, este tipo de control mantiene al satelite en una sola posicion, sinembargo, es necesaria una estabilizacion secundaria la cual permita hacer cor-recciones muy precisas y giros en caso de ser necesarios para distribuir el caloruniformemente.

El control activo emplea un grupo de bobinas de torque magnetico permitien-do su estabilizacion. Las bobinas producen campos magneticos que interactuancon el terrestre produciendo pequenos pares de fuerza que permiten cambiar laposicion del satelite orientando correctamente su estructura principal en unadireccion especifica de acuerdo a la mision.

2.1.2. Control y procesamiento de datos

El subsistema de procesamiento de datos o comunmente conocido como lacomputadora de vuelo tiene numerosas funciones como son: control de azimut,alimentacion de energıa, regulacion termica, envıo de telemetrıa, control de esta-bilizacion, programacion de carga util y control de trafico de telecomunicaciones.El control de todas estas tareas es muy complicado desde una estacion terrestrepor ello se incorpora y programa una computadora que hace un proceso decontrol al recibir datos de todos los sensores instalados, generar y administrarautomaticamente todas las ordenes necesarias para activar los mecanismos yefectuar las operaciones requeridas para un buen funcionamiento del satelite.

Todas estas tareas son llevadas a cabo por una serie de programas capacesde reaccionar ante una variada gama de problemas, si algo grave o inespera-do ocurre el subsistema desconectara automaticamente todos los sistemas noesenciales, orientara al satelite hacia el Sol para garantizar una adecuada ilu-minacion de las celdas solares e intentara comunicarse con la Tierra o esperarordenes procedentes de ella, esta fase se denomina modo seguro y puede salvarla vida a muchos satelites dando tiempo a la intervencion humana.

2.1.3. Telecomunicaciones

El subsistema de telecomunicaciones asegura el contacto con el satelite elmayor tiempo posible a manera de que este pueda recibir las ordenes de Tierrapara operar la carga util y mantener sus funciones vitales, el subsistema es-ta compuesto por un equipo transmisor-receptor a bordo y otro en Tierra, losequipos son muy importantes porque permiten tener una comunicacion confi-able entre el satelite en orbita y los usuarios en Tierra para enviarle al sateliteinformacion para que la computadora de vuelo ejecute acciones determinadas.El subsistema exige que el arreglo de antenas tenga una configuracion apropiadatanto en la forma como en su orientacion para que siempre se tenga comuni-cacion, tambien, debe ser preciso por lo que no deberan existir distorsiones queprovoquen errores en las instrucciones, envio y recepcion de datos.

2.1.4. Potencia electrica

En forma general el subsistema de potencia consiste en tres elementos prin-cipales: fuente de energıa primaria, fuente de energıa secundaria y una red decontrol/distribucion de energıa.

Fuente de energıa primaria La forma de generar la energıa electrica en elespacio es a traves de un proceso de conversion de energıa ya sea quemandocombustible o aprovechando la energıa solar haciendo uso de un arreglo de celdassolares que una vez orientadas, proporcionan energıa a los sistemas, que hastaentonces han utilizado baterıas. Esta energıa es administrada por un sistemaespecial que regula el voltaje y la distribuye de forma adecuada al resto de loscomponentes.

Fuente de energıa secundaria Como fuente de energıa secundaria se utilizanbaterıas que proveen energıa suficiente para alimentar a los sistemas e instru-mentos cuando la energıa proveniente del Sol no puede ser aprovechada, estoocurre por ejemplo, durante los eclipses; la duracion de los eclipses depende dela orbita donde se localice el satelite, regularmente para orbitas LEO la duracionde un eclipse es de 35 minutos, mientras que en orbitas GEO los eclipses soloocurren en el periodo equinoccial con una duracion maxima de 1.2 horas en unperiodo de 24 horas.

Red de control y distribucion de energıa es requerida para la apropiada dis-tribucion del voltage para los subsistemas y recarga de las unidades de baterias,ası mismo, regular las posibles variaciones de energıa que suministra el sistemaprimario, las causas son el deterioro de los paneles solares y el cambio de ori-entacion de las celdas solares respecto al sol.

2.1.5. Control termico

La finalidad de este subsistema es mantener a cada uno de los componentesdel satelite en un detrminado rango de temperaturas para el cual esta califoca-do. Un satelite esta expuesto a la radiacion solar directa, por ello es necesarioconocer la trayectoria del satelite y sus diferentes posiciones respecto a la Tierray al Sol para poder determinar los diferentes estados de equilibrio termico.

En el espacio exterior la generacon de calor en el satelite solo se efectuapor radiacion, mientras, que el intercambio de calor entre los componentes solopuede hacer se por medio de la conduccion, por ello es necesario controlar elintercambio de calor entre los diferentes componentes del satelite para evitarque las expuestas al Sol no se sobrecalienten peligrosamente o por el contrarioque los componentes en la sombra se enfrıen excesivamente ya que el ambienteespacial es muy extremo registrandose temperaturas desde −40 ◦C hasta 100 ◦C.

2.2. Subsistemas de ESIMESat

Una vez descrita la funcion de cada uno de los subsistemas que componena un satelite se puede comenzar a definir los subsistemas con los que debe

contar el nanosatelite ESIMESat para un correcto funcionamiento y logro desus objetivos.

* Carga util

* Plataforma

- Estructura

- Potencia electrica

- Termico

- Determinacion y control de la actitud(DCA)

- Telecominicaciones

- Control y prosesamiento de datos(CC&DH)

2.3. Suposicion del peso de los subsistemas

En las etapas preeliminares del diseno de un nanosatelite, es primordialconocer exactamente el peso que este tendra, pues esto es de gran importanciaal momento de ponerlo en orbita. Cada uno de los subsistemas suponen unporcentaje de masa respecto al total, pero la mas importante y el fin de unnanosatelite es la designada a la carga de paga o carga util.

La designacion de masa para cada subsistema se hara siguiendo los siguientespuntos:

Determinar la masa maxima permisible para el lanzamiento la cual ya estadefinida y sera de 1000 gramos segun lo descrito en las especificaciones delCubeSat.

Establecer el peso que tendra la carga de paga, que en este caso sera del25%, este valor sera el maximo permisible basandose en la comparacionde los proyectos de nanosatelites mencionados anteriormente(1.2).

Designar el peso a cada subsistema basandose en la interpolacion de losvalores de nanosatelites ya disenados y otros satelites pequenos.

La distribucion preeliminar de la masa se muestra en la siguiente tabla:

2.4. Distribucion interna

Es muy importante la distribucion interna que tendra el nanosatelite, la ubi-cacion de cada subsistema repercute en la localizacion de su centro de gravedadel cual debe estar situado como maximo a dos centimetros de su centro geometri-co,ademas, los subsistemas se deben ubicar en una zona donde no se reduzcansus rendimientos y funcionen correctamente durante toda la mision.

Como se trata de un diseno preeliminar no se cuentan con las dimencionesy el peso exacto de cada uno de los subsistemas, sin embargo, se puede hacer

Subsistema Porcentaje Masa [g]Estructura 25% 250

Potencia 19% 190Termico 6% 60

Determinacion y control de la actitud(DCA) 11% 110Telecominicaciones 7% 70

(CC&DH) 7% 70Carga util 25% 250

Total 100% 1000

Cuadro 2.1: Distribucion peeliminar de la masa para ESIMESat

una aproximacion proponiendo el valor de cada uno de ellos basandose en lasfichas tecnicas de cada uno de los componentes de los subsistemas utilizados enotros proyectos. Para cada subsistema se propone que el peso que se presentaen la Tabla 2.1 se distribuya uniformemente sobre el volumen de un prismarectangular quedando de la forma que se muestra en la Figure 2.2.

Subsistema Dimensiones [mm] Masa [g]Carga util 80 x 73 x 39 250

Telecomunicacion 80 x 73 x 11 70DCA y CC&DH 80 x 73 x 14 180

Potencia 80 x 73 x 16 190

Cuadro 2.2: Suposicion de volumen y masa para cada subsistema

2.5. Cargas en el lanzamiento

La fase de lanzamiento sera la condicion mas desfavorable para el sateliteya que este experimentara una gran aceleracion transmitida por el vehiculo delanzamiento y los satelites que viajan dentro del mismo contenedor de lanza-miento.

En esta etapa del diseno se desconoce el vehiculo de lanzamieto que se uti-lizara para poner en orbita a nuestro nanosatelite. Sin embargo, se cuenta coninfromacion de las cargas estaticas y dinamicas que transmiten algunos de losvehiculos de lanzamiento mas populares. Dicha informacion se presenta en lasTablas 2.3, 2.4 y 2.5. Para determinar las cargas a las que estara sometidoel satelite se debe conocer el dispositivo de despliegue en orbita ya que de es-ta manera puede determinarse la posicion del satelite dentro del vehıculo delanzamiento.

El contenedor de despliegue esta disenado para resistir una carga de 15gravedades su masa total es de aproximadamente 1.5 Kg y el material utilizado

PotenciaDCA y CC&DHTelecomunicacionCarga util

Figura 2.2: Distribucion interna de los subsistemas.

Vehiculo de lanzamiento Aceleracion

axial[g]Aceleracion

lateral [g]Atlas-Centaur 5.5 2

Titan 3-10 2.5Arian 4.5 0.2Delta 5.8-6.9 2.5

Long March 4.1 0.6

Cuadro 2.3: Aceleracion inducida sobre la estructura durante el lanzamiento

es aluminio 7075-T73 debido a su alta resistencia. El contenedor proporcionaun recinto bastante fuerte para proteger a los nanosatelites al mismo tiempoque funciona como una jaula de Faraday para proteger la carga util contrainterferencia electromagnetica.

El contenedor fue disenado para alojar en su interior tres satelites, de talforma que en una posicion vertical del contenedor un satelite estara soportandoel peso propio y el de dos satelites mas, ver Figura 2.3. Mientras que en unaposicion horizontal del contenedor el satelite estara soportando su propio peso,estas son las dos condiciones de carga estatica mas criticas porque la masa decada satelite (1 Kg) estara sometida a una fuerza de aceleracion diez veces mayora la gravedad terrestre (98,1m/s2).

Para asegurar la resistencia de la estructura a estas cargas se utilizara unfactor de seguridad de 1.25.

2.5.1. Seleccion del material

El material que se utiliza en la estructura de los vehiculos aeroespaciales esel Aluminio combinado con otros metales, estas aleaciones son ligeras, su pesoespecıfico es relativamente bajo y aumentan su resistencia mecanica ademas deposeer caracterısticas como:

Vehiculo de

lanzamiento

Rango de

Frec.[Hz]Aceleracion[g]

Axial LateralAtlas-Centaur 0-50 1.0 0.7Titan 5-100 1.0 0.8Arian 5-100 1.0 0.6Delta 5-100 1.0 0.7Long March 8-100 0.8 0.6

Cuadro 2.4: Vibracion de frecuencia baja en diferentes vehiculos de lanzamiento

Vehiculo de lanzamiento Rango de

Frec.[Hz]Aceleracion

[g]Atlas-Centaur 20-80 +9dB/oct

80-200 0,03g2/Hz200-1500 −9dB/oct

Ariane 20-150 +6dB/oct150-700 0,04g2/Hz700-2000 −3dB/oct

Long March 10-100 +3dB/oct100-800 0,04g2/Hz800-2000 −12dB/oct

Cuadro 2.5: Vibracion aleatoria en diferentes vehiculos de lanzamiento

Peso ligero

Baja densidad

Gran maleabilidad

Alta resistencia a la corrosion

Gran conductividad electrica y termica

Ausencia de propiedades magneticas

Facilidad de maquinado

Alta relacion resistencia-peso

Las aleaciones que se han utilizado en la estructura de nanosatelites son lasseries: Al-6060-T6 y AL-7075-T73, las primeras contienen Silicio y Magnecio loque dan la dureza a traves del tratamiento termico, mientras que las segundascontienen Zinc, Magnecio, Cobre y Plomo a fin de aumentar mucho mas suresistencia mecanica. Dependiendo de los resultados que se obtendran en elanalisis estructutal se hara una seleccion del material mas apropiado para laconstruccion de la estructura.

Figura 2.3: Condiciones de carga critica.

2.6. ANALISIS ESTRUCTURAL

2.6.1. Analisis estructural estatico

La estructura debe ser disenada de tal forma que resista las cargas que seaplican durante su manufactura, durante su vida util y sobre todo las aplicadasdurante el lanzamiento, es una exigencia conocer todas las posibles condicionesde cargas estaticas para que esta no falle en una condicion crıtica.

2.6.2. Simplificacion de la estructura para analisis estatico

El objetivo de hacer una simplificacion en la forma de la estructura es parafacilitar el analisis y asi obtener el valor de esfuerzo que se genera en cadaelemento que la compone. La estructura propuesta es hacer un cubo a partirde dos mitades simetricas las cuales estaran formadas por dos placas en formatriangular y tres barras cuagradas que seran el fondo de la pieza

Indice general

1. INTRODUCCION 1

1.1. Requerimientos basicos del CubeSat [1] . . . . . . . . . . . . . . 21.1.1. Masa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21.1.2. Estructura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21.1.3. Material . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21.1.4. Comunicacion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31.1.5. Potencia . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3

1.2. Disenos estructurales dentro del proyecto CubeSat . . . . . . . . 31.2.1. CASsat[2] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51.2.2. AUU CubeSat[3] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51.2.3. NCUBE[4] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51.2.4. SEEDS[5] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61.2.5. CySat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6

1.3. ESIMESat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61.4. Mision del EsimeSat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

2. DISENO ESTRUCTURAL 9

2.1. Subsistemas de los satelites[6] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92.1.1. Determinacion y control de la actitud . . . . . . . . . . . 102.1.2. Control y procesamiento de datos . . . . . . . . . . . . . . 112.1.3. Telecomunicaciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112.1.4. Potencia electrica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122.1.5. Control termico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

2.2. Subsistemas de ESIMESat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122.3. Suposicion del peso de los subsistemas . . . . . . . . . . . . . . . 132.4. Distribucion interna . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132.5. Cargas en el lanzamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14

2.5.1. Seleccion del material . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152.6. ANALISIS ESTRUCTURAL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17

2.6.1. Analisis estructural estatico . . . . . . . . . . . . . . . . . 172.6.2. Simplificacion de la estructura para analisis estatico . . . 17

18

Indice de cuadros

1.1. Proyectos Realizados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3

2.1. Distribucion peeliminar de la masa para ESIMESat . . . . . . . . 142.2. Suposicion de volumen y masa para cada subsistema . . . . . . . 142.3. Aceleracion inducida sobre la estructura durante el lanzamiento . 152.4. Vibracion de frecuencia baja en diferentes vehiculos de lanzamiento 162.5. Vibracion aleatoria en diferentes vehiculos de lanzamiento . . . . 16

19

Bibliografıa

[1] Prof. Jordi Puig-Suari, Design Especifications Document, Dept. ofAeronautics and Astronautics, California Polytechn State University SanLuis Obispo, CA. Agosto 2003.

[2] Aidan Bettridge, CASSAT Structural Subsystem, University of Syd-ney, November 2004.

[3] http://www.lcto.dk/dowload/mass-budget-081202-rev4-0.pdf

[4] Jan Otterstad, Antenna system for NCUBE, Electronics and Telecom-munication at the Norwegian University of Science and Technology (NT-NU), June 2003.

[5] Satoshi Okino, Kazumasa Sase, Development of CubeSat ”SEEDS”,Department of Aerospace Engineering College of Science and Technology,Nihon University, Japan; September 2004.

[6] Peter Fortescue and John Stark, Spacecraft Systems Engi-

neerign,Editorial Wiley, Segunda Edicion.

20