Diseño satelital como propuesta para satex 2

Pablo Alejandro Arizpe Carreón

Diseño satelital como

propuesta para satex 2

Antecedentes

• Los satélites han tenido grandes aplicaciones en el sector económico en nuestra nación, las telecomunicaciones han dado un paso gigante para que México cuente con una red satelital de telecomunicaciones muy respetable desde la adquisición de los satélites Morelos y Solidaridad, que aportaron un desarrollo en la infraestructura tecnológica del país, también se debe mencionar a la empresa SATMEX que se encarga del manejo y venta de servicios satelitales, la cual ha ido recabando experiencia en el ámbito aeroespacial, sin contar por supuesto del proyecto SATEX que formo recursos humanos de alta calidad profesional y los satélites UNAMSAT I, II y III en colaboración con otros países como Rusia o EUA y de una amplia lista de recursos humanos que han sido apoyados por CONACyT y diversos organismos para proyectos y estudios de postgrado en el ámbito aeroespacial.

• Los países desarrollados han dado los primeros pasos para la construcción aeroespacial y mucho de los diseños ya han sido probados exitosamente dando una pauta a seguir para que nuestro país encabezado por la AEM genere su propia tecnología aeroespacial en colaboración mutua y respetuosa con varios organismos internacionales.

• En la actualidad se necesita fortalecer la academia y el gobierno con la industria aeronáutica creando proyectos y acuerdos de colaboración mutua para llegar ser un país altamente competitivo en materia aeronáutica, a la par se necesita una red satelital para la prevención de desastres causados por fenómenos naturales (detección de terremotos, huracanes, incendios forestales, etc.) también México necesita seguir creciendo en el área de las telecomunicaciones y para el cambio climático, inclusive se puede añadir una red satelital en contra de la delincuencia (robo de vehículos, bancos, etc.), es necesario también contar con redes de navegación satelital como GPS, Galileo, Glonas, para los diferentes sistemas de transporte nacional.

Futuro

Presente

Presente y Futuro

en países

desarrollados

Futuro

Presente

Presente y Futuro

en México

• Objetivo

Poner en orbita un micro satélite cien por ciento mexicano que cumpla con vida útil especifica.

La academia científica del país propuso en 2011 conjuntar esfuerzos para la construcción de un satélite denominado SATEX 2 con apoyo de la incipiente creación de la AEM

Clasificación

Tipo Masa, kg Grandes Mayores 1500 Pequeños 500-1000 Mini 100-500 Micro 10-100 Nano 1-10 Pico 0.1-1 Femto Menores 0.1

Misión La propuso SOMECyTA • Peso Máximo: 100Kg • Estructura: dimensiones - 1 x 1 x 1m • Vida Útil: 6 Años • Sistemas que se incorporan:

• Estabilización y control • Sistema de electro alimentación (SEA)

• Sistema de navegación • Sistema de telemetría y transmisión de datos

• Sistema de regulación térmica (SRT) • Tipo de Orbita: Polar-Baja • Celdas Solares: Incorporadas de 6m de envergadura • Pruebas a realizarse:

• Resistencia estructural • Vacío

• Vibración • Análisis térmico gradual • Análisis térmico súbito

• De funcionamiento de aparatura • Potencia de la carga útil: 300W • Cámara de alta resolución • Banda Ka de Frecuencia: 27-31GHz

normatividad

REQUERIMIENTOS

•AEM debe proponer con ayuda de la STC

•Normas de diseño

•Normas de operación y seguridad en manufactura

•Normas de explotación

Normas Nacionales (prácticamente inexistente)

•GOST-R (Federación Rusa)

•Normas de operación satelital (Unión Internacional de Telecomunicaciones (UIT))- envío, procesa, decodifica, en cripta y recibe un sistema satelital por ejemplo la norma UIT-R S.1001-2)

•FAA (Federal Aviation Administration) y la Transportación espacial comercial (AST) (EUA) Entre ambos regulan los lanzamientos comerciales, las operaciones de rentrada y regulación de sitios de lanzamientos, así mismo protección en seguridad y medio ambiente en territorio Estadounidense

• JAA (Joint Aviation Authorities) -(Union Europea, Aeronautica y aeroespacial)

•British Standards Institution (BSI) & European Norm (EN) (Unión europea, Aeroespacial)

•ASD-STAN (Aerospace and Defense Industries Association of Europe-Standardization)

•ECSS (European Cooperation for Space Standardization)

Normas Internacionales

ESTRUCTURA

La estructura del satélite sirve para dar forma y soporte a los demás sistemas y elementos que ayudan a la carga útil a cumplir su objetivo. Debe tener alta resistencia para soportar fuerzas y esfuerzos por vibraciones del lanzamiento con un peso mínimo. Está construida con aleaciones metálicas ligeras y recubrimientos con compuestos de alta rigidez y bajo coeficiente de dilatación térmica.

Metodología

Propuesta Técnica DISEÑO

Análisis Técnico Estructural y Térmico

Limitaciones

Análisis Tecnológico y de Factibilidad

Diseño de compartimentos y

módulos

Diseño de mecanismos y sistemas de sujeción

Distribución de aparatura, registros y

partes móviles

Composición de sistemas, distribución de masa y centros de gravedad y de aparatura

a) Esquemas b) Documentación técnica c) Ensamble, acoplamiento, manufactura y puesta en marcha d) pruebas en vacío y modelos a escala

Dibujos y esquemas de construcción

Datos preliminares y esquema conceptual Detalles de construcción

Elaboración de los esquemas generales aerodinámicos (en su caso), estructurales, electrónicos y térmicos

El constructor en jefe o el cliente deberán llegar a un común acuerdo

Propuesta Técnica

• Formulación de objetivo del aparato cósmico • Relación entre cliente y constructor (que tanto puede interferir el constructor) • Composición y características de los sistemas que forman al aparato cósmico • Requerimientos del esquema de vuelo, en caso de satélite los parámetros

orbitales. • Los requerimientos de la aparatura, algún equipo a probar • Los requerimientos de los sistemas de acuerdo al punto anterior • Condiciones de explotación, manejo y vida útil • Documentación requerida por ambos lados (contratos o datos técnicos) • Documentación complementaria para pruebas en caso de requerirse • Fecha de funcionamiento

Los materiales deben tener un peso mínimo y un volumen pequeño

La cantidad de energía usada debe ser la mínima posible

El costo deberá ser bajo y la confiabilidad elevada

Análisis Técnico Estructural y Térmico

• Distribución de la masa y elección del cohete portador. • Tamaño y adaptación con el bloque portador de la zona de carga

útil • Adaptador para el cohete y la carga útil (en caso de que no haya

ninguno, se diseña uno) • Tiempo y dinero para el diseño (si es factible lanzar el aparato

cósmico en la fecha programada) • Limitación de funcionamiento de aparatura y acoplamiento de

sistemas(en las condiciones requeridas por el cliente) • Limitaciones en materiales y manufactura • Grado de preparación de los especialistas y numero de empleados

para construir el aparato cósmico • Patentes científicas o fines belicos • Tipos de motor

Limitaciones

Propuesta Técnica

Propuesta Técnica

Análisis Tecnológico y de Factibilidad

Va de la mano con las limitaciones pero aquí se hacen cambios y posibles modificaciones para que se construya el aparato cósmico con ciertos requerimientos que el cliente debe aprobar en caso de ser monetarios

Aparatura Problema a resolver Masa, Kg

Cámara de H.D Estereoscópica de alta resolución

Para dar una replica del suelo y relieve 20,0

Cámara de H.D para ángulos muy grandes

Monitorear al mismo tiempo el suelo y la atmosfera

8,4

Analizador de iones y partículas neutrales

Registro de iones provenientes de otros planetas

12,2

Analizador de iones en todas las direcciones y sin escáner y de partículas neutrales

Estudio del plasma en la magnetosfera 10,67

Espectrómetro de energía y partículas cargadas

Calculo de corriente de iones y electrones 3,3

Espectrómetro de corriente de rayos gamma

Registro de rayos gamma con viento solar 5,0

Fotómetro del calculo de oscilaciones de estrellas

Investigación de oscilaciones (luz) de las estrellas

7,4

Espectrómetro de oscilaciones solares

Investigación de oscilaciones de luz del sol

1,0

Complejo de radiación Registro de las radiaciones de otros planetas

1,0

Propuesta Técnica

Para proponer la estructura satelital muchas veces es necesario contar con toda la documentación técnica, como lo son las dimensiones y funcionamiento de toda la aparatura y aquellos equipos eléctrico- electrónicos que sirven como carga útil para el satélite que se estará diseñando

Propuesta estructural

Propuesta estructural

1ª instancia se planeo utilizar una forma octogonal que elimina en gran porcentaje los esfuerzos estructurales en comparación si se propusiera una geometría cubica. (Acrimsat)

Propuesta Técnica

La estructura deberá contar con un esqueleto de aleación metálica que sirve para colocación de las placas con las celdas solares incorporadas en cada pared que serán sujetadas por medio de tornillería estándar, hay que recordar que la soldadura es prohibitiva por efectos de sublimación. Para los efectos de sublimación existen recubrimientos y materiales como el teflón.

Propuesta estructural Propuesta Técnica

La vibración que debe soportar el satélite, la determina el cohete portador, con aceleraciones de hasta 6.5g y menores en caso de cambiar el cohete.

Dentro de la estructura se coloca la carga útil que será fijada en placas internas que pueden ser colocadas al final y hacer ajustes correspondientes en caso de querer cambiar algún componente electrónico antes del lanzamiento.


También el satélite contara con un panel de abejas que nos ayudan a disipar el calor y sirven con un sistema de regulación térmico pasivo, de la misma forma se incorporan tubos de enfriamiento en contacto con las superficies internas. La forma de calcular el análisis térmico no se especifica en este apartado, hasta que el consejo dictamine el tipo de estructura que será utilizada, consecuentemente es lo mismo para el análisis estructural.

De acuerdo a la potencia que se va utilizar en el aparato cósmico y suponiendo una eficiencia por componente del 80% la transferencia de calor será del orden de 75W por la parte interna suponiendo que toda la aparatura trabaje al mismo tiempo (tomando como referencia los requerimientos del satélite que se estará diseñando).

La estructura de acuerdo a la propuesta pesa aproximadamente 35 Kg del todo el satélite dejando libre de 70 a 75Kg para la carga útil.


FACTORES EXTERNOS DE LOS APARATOS COSMICOS Radiación del sol:

Potencia de radiación desde su superficie 4(10)26 W. Corriente de calor hacia la tierra desde 1360W/m2 hasta 1414W/m2 . Se debe tener en cuenta que la aparatura debe estar bien protegida en caso de una lluvia de fotones o de viento solar, de la misma forma se debe tener en cuenta en caso de nubes solares. Cuando se tiene una nave tripulada, los pasajeros (pax) se protegen en una capsula bien aislada con una densidad alta.

Polos de radiación: Los campos de radiación es el resultado de la interacción de los polos magnéticos terrestres con partículas o fotones provenientes del sol, por ello el resultado de la aurora boreal en los polos.

Sublimación por vacío: La sublimación es el efecto de evaporación que poseen los materiales cuando se encuentran en el vacío a altas temperaturas. Lo metales y la cerámica son resistentes al vacío, por ello la soldadura no es viable en tecnología aeroespacial

Meteoros: Para esta característica se hacen pruebas por impactos, los meteoros no son comunes que choquen la superficie del aparato cósmico, cuya velocidad alcanza los 70Km/s. y no son importantes en el diseño, aunque antiguamente se seguía creyendo en que un impacto con meteoritos debe ser considerado, pero por cuestiones de mantenimiento es mas redituable volver a producir un aparato cósmico que los mismos materiales usados para que no dañen la estructura.


ELECCION DEL COHETE PORTADOR

Requerimientos Técnicos: Las capacidades energéticas del portador para transportar la carga útil a su destino. Exactitud para la entrega de la carga útil en la orbita e inclinación. Las limitaciones de la carga útil. Posicionamiento en el cohete portador con respecto a su centro de masa y momentos de inercia. Limitación en cuanto a la resistencia estructural de la carga útil. La interface de comunicación entre la carga útil y el cohete portador. Con la elección del cohete viene la sujeción al cohete portador, en ocasiones especiales, el fabricante o el proveedor de los lanzamientos hacen el ensamble con un adaptador, pero se debe ver el adaptador estándar del cohete y saber si es posible sujetar el aparato cósmico con este adaptador o diseñar uno. Se finaliza con los factores de carga o los g a los que estará sometida la carga útil, y los niveles de vibración permisibles.


ELECCION DEL COHETE PORTADOR

Se debe contar con las especificaciones del satélite (masa, altitud, tipo de orbita e inclinación) a las cuales será puesto en orbita y se encontrara trabajando, así mismo, se deben tener los datos técnicos de los cohetes portadores (de varios modelos) y en las graficas de altitud orbital y peso, verificar que la carga útil se encuentre en los parámetros establecidos de altitud para la puesta en orbita


Detalles de construcción

Tipos de pruebas

• LABORATORIO DE PRUEBAS AMBIENTALES Y CÁMARA DE VACÍO

• LABORATORIO DE PRUEBAS ESTÁTICAS Y DINÁMICAS

• LABORATORIO DE INTEGRACIÓN SATELITAL • LABORATORIO DE INGENIERÍA DE

MANUFACTURA AEROESPACIAL • LABORATORIO DE INGENIERÍA DE MATERIALES • LABORATORIO DE PROPULSIÓN

AEROESPACIAL • LABORATORIO DE SIMULACIÓN NUMÉRICA

COMPUTACIONAL

Aerospace Stress Testing • Aerospace Structural Testing • Damage Tolerance Analysis Testing • Fatigue Testing • Environmental Testing • Severe Environment Testing • Flight Spectrum Simulation Testing • Hazardous Flow Testing • Oscillation Testing • Hydraulic Testing • Thermal Shock Testing • Heat transference benching testing (cold and hot testing) • Vacuum testing • Load Testing • Fire Resistance Testing • Leak Detection Testing • EMI/EMC Testing • Solar Radiation Testing • Lightning-multiple burst testing • Pressure Cycling Testing • Radiated susceptibility Testing • Vibration Testing Acoustic • Dynamics Testing • Flammability Testing • Altitude Testing • Transportation Testing • Splash and Immersion Testing • Climatic Testing • Combined Altitude and Temperature Testing • Explosive Environment Testing • Highly Accelerate Life Test HALT • Highly Accelerated Stress Screening HASS • Accelerated Stress Test AST • Intensity Testing • Acceleration Testing

SISTEMA DE REGULACION

TERMICA

Las condiciones de temperatura y calor por radiación en el espacio son extremas por lo que se debe proteger la aparatura o carga útil a bordo y en caso de ser tripulada se deberá proteger a los seres vivos que vayan en el interior del aparato cósmico.

Han pasado 53 años desde que el primer satélite (Sputnik I) creado por la humanidad fue lanzado en órbita, el sistema de regulación térmica estaba formado de sensores térmicos donde la temperatura máxima de activación era de 36°C para mantener una temperatura óptima de 20°C.

Ahora los satélites son mucho más versátiles y más sofisticados, se cuenta ya con sistemas de regulación térmica de forma pasiva, los cuales se conforman con elementos estáticos y por medio de geometría, materiales, recubrimientos y dimensiones determinadas se regula la temperatura (estructuras tipo sándwich, panales de abeja, recubrimientos, materiales compuestos, materiales metálicos, formas y espesores específicos, etc.) y se protege al aparato cósmico, también existe el sistema de regulación térmica de forma activa que se compone de elementos dinámicos como turbinas, radiadores, ventiladores e intercambiadores de calor que trabajan con líquidos y/o gases refrigerantes.

En los últimos años, los materiales compuestos se han incrementando de manera súbita y para el sistema de regulación térmica de un aparato cósmico no ha sido la excepción (Aramida, fibra de carbono con refuerzo de carbono, etc.)

ANTECEDENTES.

.

Cargas térmicas

• El flujo térmico que emite el sol (qSOL), cuyo valor va desde 1323 hasta 1414 W/m2.

• El calor del sol que es reflejado por la misma Tierra (y cualquier otro planeta cercano, qref), este valor depende de la altura (H) en que se encuentra la órbita, el radio terrestre y su albedo que puede ir desde 0.01 hasta 0.99 sin unidades, el valor que se usa comúnmente es de 0.3 o 0.4 en el caso de nuestro planeta.

• El calor que genera la Tierra (y cualquier otro planeta cercano, qpl) cuyo valor depende también del albedo terrestre, la altura de la órbita y el radio de la misma;

• El calor que genera el equipo dentro, el cual depende de la eficiencia y potencia de cada equipo. Podemos calcular el calor de la carga útil de la siguiente forma:

(1)

• El calor por fricción que genera la atmosfera en caso de que el satélite se encuentra abajo de los 500 km de altura con respecto a la superficie terrestre

• El intercambio de calor por conducción y radiación entre las superficies satelitales y la variación de calor de manera transitoria.

CARGAS TERMICAS.

1

1n

AP i i

i

Q k N

ZONAS DE INCIDENCIA.

Órbita

geoestacionari

a

qSOL

(W/m2)

qREF

(W/m2)

qPLA

(W/m2)

En la zona

visible

1368 7 5.5

En la zona

semi-obscura

1368 0 5.5

En la zona

oscura

0 0 5.5

TABLA DE VALORES DE

TRANSFERENCIA

DE CALOR DEL SOL,

CALOR REFLEJADO Y

PROPIO

DE LA TIERRA.

PROPIEDADES DE LOS MATERIALES.

Coeficientes de absortividad ‘A’, los cuales deben ser bajos (coeficiente para

absorber calor)

Coeficientes de emisividad ‘ε’ los cuales deberán ser altos (coeficiente de emisión de

calor por radiación según la ley de Stefan-Boltzman), de tal forma que, de manera

ideal se deberá tener materiales que cumplan con siguiente relación

.

Con todo lo anterior podemos calcular las temperaturas en cada pared satelital por

medio de un análisis de diferencias finitas o por balance de energía a las cuales el

satélite se encontrara sometido de acuerdo a la siguiente ecuación

(2)

0.01A

.

SOL ref pl AER INT radQ Q Q Q Q Q Q

Los materiales más empleados para la construcción de satélites son aleaciones en

base de aluminio con aditamentos para evitar el efecto de sublimación, panales de

abeja incluidos los cuales aumentan la transferencia de calor por conducción

significativamente disminuyendo la temperatura de la carga útil, los panales de abeja

generalmente están construidos de Aramida (Kevlar, marca registrada por la compañía

DuPont), también se incorporan entre las paredes tubos de intercambiadores de calor

los cuales hacen pasar un fluido refrigerante ayudando de manera activa a disminuir la

temperatura del aparato cósmico.

También se coloca en la superficie externa del aparato cósmico una película aislante

de vacío, la cual se forma por muchas capas de aluminio donde también se puede

incorporar pequeñas capas de fibra de vidrio, la densidad de esta película es por

debajo de 0.6 Kg/m3 con un coeficiente de conducción térmica casi nulo (alrededor de

0.001W/mK), en el vacío la presión por contacto entre los laminados es de 0.1Pa

PROPUESTA DE DISEÑO

Entre los diferentes sistemas de regulación térmica ya se mencionó que existen dos

clases, de forma pasiva y activa que existen dos clases, de forma pasiva y activa


PASIVA

1‒Estructura externa

2‒Vacio

3‒Barras de unión

4‒Barras de unión

5‒Estructura interna donde se guarda la carga

6‒Calor que índice en el cuerpo


ACTIVA

1‒ Placa interior 2‒ Panal de abeja 3‒ Placa externa 4‒ Carga útil o aparatura de funcionamiento 5‒ Tubos de enfriamiento con refrigerante líquido y/o gaseoso.

11

fan

PPot S V

Una vez incorporada la película de aluminio con capas de fibra de vidrio el sistema de

regulación térmica activo se puede sustituir manteniendo la misma configuración,

únicamente reduciendo el diámetro transversal de los tubos de refrigeración por medio

de la incorporación de sales en los cilindros huecos, todavía no se ha incluido un

refrigerante solido el cual cambie de fase a liquido cuando está sometido a

temperaturas extremas, las sales de silicio y de sodio poseen una densidad de

2.33g/cm3 y de 0.97g/cm3 respectivamente, además poseen altos coeficientes de

conductividad térmica y la propiedad física de que a temperaturas arriba de 100°C (en

el caso del sodio) se vuelve liquido, de tal manera que en un cilindro hueco relleno de

estas sales que se encuentre sometido a muy altas cargas térmicas podrá bajar su

temperatura hasta 100°C

Los tubos refrigerantes son herméticos sin soldadura en la estructura del satélite

artificial, el diámetro interno de los cilindros es de 6.35mm (1/4in), realizando los

cálculos para un satélite de telecomunicaciones con las dimensiones de 1.5 X 0.6 X

0.6 m

El sistema de regulación térmica se encuentra entre los 55 y 65Kg aproximadamente

para un satélite de telecomunicaciones, en este caso el sistema pesa alrededor de

48Kg, la ventaja de usar este sistema está estrechamente relacionado con el ahorro

de energía

• CONCLUSIONES

En el diseño del sistema de regulación térmica se debe

considerar que este sistema está siempre en funcionamiento y protege a la aparatura de cargas térmicas externas al igual que mantiene estable la temperatura de la carga útil para que no se

exceda a las temperaturas de funcionamiento de la misma, mientras los materiales compuestos aligeran la estructura y

mejoran la resistencia mecánica y térmica.

Este tipo de refrigeración propuesto no necesita de energía eléctrica para hacer circular el fluido en las paredes por lo cual es un sistema de regulación térmica pasivo ahorrando la energía de

circulación de los fluidos refrigerantes, se eliminaría el peso significativamente. Este tipo de enfriamiento se utiliza para las válvulas de apertura y cierre de un motor alternativo usados

actualmente que llegan a soportar hasta más de 1000°C.

GRACIAS POR SU

ATENCION

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