Diseño conceptual de una misión espacial de observación en órbita baja

Proyecto Fin de Carrera Ingeniería de Telecomunicación Formato de Publicación de la Escuela Técnica Superior de Ingeniería Autor: F. Javier Payán Somet Tutor: Juan José Murillo Fuentes Dep. Teoría de la Señal y Comunicaciones Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2013 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Diseño conceptual de una misión espacial de observación en órbita baja Autor: Adolfo José Castillo Padilla Tutores: Guillermo Pacheco Ramos - Antonio Franco Espín Dpto. Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2025 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Diseño conceptual de una misión espacial de observación en órbita baja Autor: Adolfo José Castillo Padilla Tutores: Guillermo Pacheco Ramos - Antonio Franco Espín Profesor Sustituto Interino - Profesor Contratado Doctor Dpto. Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2025 Trabajo Fin de Grado: Diseño conceptual de una misión espacial de observación en órbita baja Autor: Adolfo José Castillo Padilla Tutores: Guillermo Pacheco Ramos - Antonio Franco Espín El tribunal nombrado para juzgar el trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes profesores: Presidente: Vocal/es: Secretario: acuerdan otorgarle la calificación de: El Secretario del Tribunal Fecha: A mi familia Resumen E n este documento se quiere presentar un diseño conceptual de una misión en órbita baja, concretamente de un CubeSat destinado a la detección de incendios forestales en Europa. El desarrollo de este trabajo se enfoca en una primera etapa del diseño, plasmando las necesidades primeras que se tienen y las simplificaciones adoptadas adecuadas para un diseño preliminar. Además, se ha centrado en el uso de componentes comerciales, para reducir costes y tiempos de desarrollo, así como en misiones reales presentes en la literatura. En primer lugar, se definen los objetivos propios de la misión, su arquitectura y órbita, justificando cada decisión que se toma. Una vez descritos, se procede a diseñar y dimensionar los distintos sistemas que lo componen, exponiendo sus características y motivando las elecciones realizadas según los requisitos y limitaciones propias de un CubeSat. III XÍndice 3.7 Sistema de potencia 36 3.7.1 Generación 37 3.7.2 Almacenamiento y distribución 40 Diseño preliminar de las baterías 40 Actualización de valores y fin de vida 41 4 Conclusiones y trabajo futuro 47 4.1 Conclusiones 47 4.2 Trabajo futuro 47 Índice de Figuras 49 Índice de Tablas 51 Bibliografía 53 Notación µ⊕Parámetro gravitacional terrestre GConstante de gravitación universal σConstante de Stefan-Boltzmann SConstante solar R⊕Radio de la Tierra hAltitud orbital iInclinación eExcentricidad ΩAscensión recta del nodo ascendente Ω0Ascensión recta del nodo ascendente en la época θAnomalía verdadera ωArgumento de perigeo uArgumento de latitud u0Argumento de latitud en la época vcVelocidad orbital del satélite (órbita circular) m⊕Masa de la Tierra ΓRadio angular αinst Ángulo de instrumento Tsat Periodo del satélite T⊕Periodo de rotación de la Tierra mDías transcurridos hasta repetirse la traza kNúmero de revoluciones del satélite por repetición fecl Fracción de eclipse en la órbita SwAncho del sensor IMGwAncho de la imagen FDistancia focal wAncho de huella del sensor Psize Tamaño de píxel QsCalor absorbido por radiación solar αsc Absortividad de la superficie del satélite Asun Área del satélite expuesta al Sol θi Ángulo de incidencia de la radiación solar sobre la superficie del satélite tTiempo qsNoEcl Energía absorbida sin eclipse qsEcl Energía absorbida con eclipse msc Masa del satélite cCalor específico Tsc Temperatura del satélite Psc Potencia disipada internamente rAU Distancia media Tierra-Sol XI XII Notación rsc Distancia del satélite al Sol ρalbedo Albedo terrestre Falbedo Factor de visibilidad respecto al albedo εsc Emisividad de la superficie del satélite εEarth Emisividad efectiva de la Tierra TEarth Temperatura de emisión equivalente de la Tierra FEarth,sc Factor de forma Tierra-satélite Asc Área del satélite expuesta a radiación RRadio del satélite γÁngulo entre el segmento satélite-Tierra y la radiación solar αiÁngulo de incidencia de la radiación solar sobre el panel Ppanel Potencia generada por el panel solar Apanel Área efectiva del panel solar ηEficiencia del panel solar βÁngulo entre el eje nadir del satélite y la radiación solar Pud_area Potencia generada por unidad de área del panel solar Epanel Energía generada por el panel solar PRPotencia requerida Pbus Potencia promedio durante la fase de eclipse PdPérdida por distribución PcPérdida por conversión Vbus Voltaje del bus Edis Energía de descarga requerida tdis Tiempo máximo de descarga ηdis Eficiencia de descarga Ebat Energía nominal requerida en batería Vb−dis Voltaje de descarga Cb−nom Capacidad nominal de la batería Cc−nom Capacidad real de la batería NpNúmero de celdas en paralelo DODBOL Profundidad de descarga al inicio de la vida DODEOL Profundidad de descarga al final de la vida CF Pérdida de capacidad útil (Capacity Fade) Tbat Temperatura de la batería kaCoeficiente de degradación por temperatura kcCoeficiente de degradación por profundidad de descarga αpÁngulo entre el satélite y el ecuador αecl Ángulo de entrada en eclipse Amedia Área efectiva media para resistencia atmosférica 1 Introducción 1.1 Contexto y motivación E l sector espacial ha experimentado un crecimiento más que significativo en los últimos años, impulsado por avances tecnológicos y una reducción progresiva en los costes. Todo ello ha alentado, tanto al sector público como al privado, al diseño e implementación de misiones con aplicaciones directas en la Tierra. Una de ellas es la observación terrestre mediante satélites, lo que permite detectar y monitorear fenómenos que suceden en el planeta. Entre sus aplicaciones más relevantes nos encontramos con la gestión ante desastres naturales, donde la observación espacial juega un papel clave en la detección temprana, seguimiento y mitigación de eventos catastróficos como inundaciones, tornados e incendios forestales. Mediante sensores, se puede obtener información como variaciones del espectro electromagnético, humedad o incluso conseguir fotos del terreno, lo que permite llevar un continuo seguimiento del medio ambiente y poder tomar medidas en múltiples sectores. En particular, los incendios forestales representan una gran amenaza tanto para la población como para el ecosistema. En España, se está experimentando un aumento en la incidencia de incendios forestales debido a condiciones de sequía extrema y al cambio climático, generando una necesidad de respuesta ante tales eventos. Por ello, la observación a través de satélites, mediante el uso de sistemas de observación térmica e infrarrojos, permite identificar focos de calor y monitorear y evaluar la propagación de fuegos en caso de incendio en casi tiempo real, haciendo de ellos un gran aliado a la hora de tomar decisiones. El objetivo de este trabajo es proponer y realizar el diseño conceptual de un satélite o constelación de satélites, a la vez que definir su consecuente misión espacial enfocada en la detección de incendios forestales en España, ampliable al resto de Europa, con el propósito de complementar las tecnologías actualmente implementadas. 1.2 Justificación Aunque los incendios forestales son una destacada amenaza en regiones con condiciones climáticas cálidas y secas, como puede ser la región mediterránea, toda Europa se enfrenta a un aumento progresivo, tanto en la frecuencia como en la intensidad de estos desastres naturales debido a diversos factores, especialmente al cambio climático. Países como Portugal, Grecia, Italia y España han sufrido incendios devastadores en los últimos años, destacando así la necesidad de sistemas eficaces para la detección temprana y monitorización de incendios. Por ello, aunque el presente trabajo aborde la región de Europa en su totalidad, a continuación se tratará el caso de España en particular, debido a su alta vulnerabilidad frente a estos fenómenos, poniendo así de manifiesto la necesidad real y urgente de contar con un sistema de detección adecuado. Los incendios forestales constituyen un grave problema para España, como lo evidencian los datos oficiales. Acudiendo a las Estadísticas Definitivas correspondientes al año 2015 proporcionadas por el Ministerio para la Transición Ecológica y el Reto Demográfico del Gobierno de España [39]: 1 2Capítulo 1. Introducción • Alta incidencia: Durante el año 2015 se registraron un total de 11 810 incendios forestales, afectando a un total de 109 782.85 ha. • Impacto de grandes incendios: Aunque los grandes incendios forestales o GIF (mayores a 500 ha) hayan sido 16, constituyendo tan solo el 0.13% del total, fueron responsables del 36.24% del total de la superficie forestal afectada. Esto evidencia que una detección temprana podría reducir significativamente el daño ocasionado por grandes incendios, a la vez que reducir el número de los mismos. • Coste económico: El presupuesto total ejecutado por el Área de Defensa contra Incendios Forestales de la Dirección General de Desarrollo Rural y Política Forestal ascendió a 78.1 millones de euros, los cuales fueron repartidos en: –Medios aéreos: 49.97 millones de euros (63.97%) –Medios humanos: 28.03 millones de euros (35.89%) –Medios materiales, terrestres y otros: 111144 euros (0,14%) Estos datos muestran el enorme coste que tiene la extinción de incendios, por lo que una inversión en detección temprana podría reducir considerablemente el dinero destinado. • Dependencia de métodos tradicionales de detección: En 2015, más del 60% de los incendios se detectaron gracias a los ciudadanos, siendo un 27.99% por llamadas particulares y un 32.65% por el uso de la red telefónica de emergencias 112. Esto implica una altísima dependencia del factor humano en este ámbito, siendo una oportunidad clara para implementar un sistema automático y eficaz. • Tiempo de respuesta: En más del 31% de los siniestros, el primer medio de extinción llegó antes de 15 minutos, ampliándose al 64% los siniestros en los que el primer medio llegó antes de 30 minutos. Sin embargo, un 5.85% del total de incendios no fueron posibles de controlar en menos de 24 horas, lo cual es un tiempo bastante elevado y más que suficiente para convertirse en catástrofes medioambientales y sociales. Aunque este último dato hace referencia al tiempo necesario para dar por controlado el incendio, se ha observado una correlación entre la rapidez de respuesta y el tiempo necesario para controlar el incendio: cuanto antes se actúa, más sencillo resulta controlar el incendio en la mayoría de casos, al haberse limitado el tiempo de propagación. • Impacto socioeconómico: Enlazando con el anterior punto, los incendios no solo afectan a los ecosistemas y al medio ambiente. En 2015, se produjeron 174 cortes de carretera en todo el territorio nacional, a la vez que cortes de líneas eléctricas, telefónicas, entre otros. Cabe destacar el impacto no solo material, sino también humano, ocasionado por estos desastres. Se registraron un total de 7 fallecidos y 42 heridos, añadiéndose a esta estadística múltiples desalojos y daños a viviendas. 1.3 Uso de CubeSats en la observación de incendios En esta sección se introduce el concepto de CubeSat y sus aplicaciones específicas en la observación y detección de incendios forestales. Inicialmente, se definirá qué es un CubeSat, destacando sus principales características y ventajas frente a los satélites convencionales. Posteriormente, se describirán algunas misiones actuales y tecnologías aplicadas a este ámbito, con el objetivo de ofrecer al lector un contexto claro sobre el actual uso de la observación espacial en la detección y seguimiento de incendios forestales. 1.3.1 ¿Qué son los CubeSats? Los CubeSats son un tipo específico de nanosatélites, siendo estos los que poseen una masa entre 1 kg y 10 kg, con un tamaño y factor de forma estandarizados. El tamaño estándar se basa en "una unidad" o "1U", siendo su medida 10 × 10 × 10 cm, pudiéndose ampliar su tamaño a 2, 3, 6 o hasta incluso 12U, pudiendo conseguir así una mayor capacidad técnica y adaptación en función de los requerimientos de la misión. Este concepto fue desarrollado en 1999 por el Prof. Jordi Puig-Suari de la Universidad Politécnica Estatal de California (Cal Poly) en colaboración con el Prof. Bob Twiggs de la Universidad de Stanford [ 44 ]. Aunque los CubeSats se clasifican dentro de la categoría de nanosatélites, en la práctica algunas configuraciones 1.3 Uso de CubeSats en la observación de incendios 3 de plataformas como 6U o 12U pueden exceder el máximo de 10 kg debido a sus mayores requerimientos funcionales y capacidades. Figura 1.1 CubeSat Ncube-2 del tipo 1U [40]. 1.3.2 Ventajas del uso de CubeSats Existen diversas ventajas del uso de CubeSats frente a satélites convencionales, entre las cuales destacan [46, 9, 21]: • Coste reducido: Una de las principales razones por las que comenzó el Proyecto CubeSat. Gracias a la estandarización y al uso de componentes comerciales disponibles en el mercado (COTS) los costes de fabricación se han reducido en gran medida. • Corto tiempo de desarrollo: Otra de las razones por las que se desarrolló esta tecnología. Al igual que en el punto anterior, la estandarización y componentes COTS han favorecido a la reducción del tiempo de desarrollo. Adicionalmente, al presentar una estructura modular, la integración de sistemas se acelera enormemente. • Alta flexibilidad: Como se ha mencionado anteriormente, la variación del tamaño de los CubeSats les permite adaptarse a una gran gama de misiones. Además, su diseño modular permite diversas configuraciones acordes con la misión que se lleve a cabo. • Alta capacidad de formación y aprendizaje: En un principio fueron desarrollados como herramientas educativas. Gracias a ellos, estudiantes e investigadores pueden adquirir experiencia práctica en el ámbito del diseño, construcción y operación de satélites. Estas ventajas se abordan con mayor detalle en las fuentes anteriormente citadas. No obstante, es necesario considerar ciertas limitaciones en el uso de CubeSats frente a satélites convencionales, tales como una menor fiabilidad general o restricciones significativas en masa, volumen y potencia disponible, limitando la complejidad y rendimiento de la carga útil y la duración operativa de las misiones. En conclusión, los factores mencionados hacen que los CubeSats sean especialmente útiles y adecuados en aplicaciones que requieran rapidez, costes limitados y gran flexibilidad. Cabe destacar que esta innovadora tecnología no solo ha servido para proyectos académicos y de investigación, sino que también se utiliza en aplicaciones prácticas y comerciales, exponiendo su potencial a la hora de resolver problemas concretos con soluciones económicas, eficientes y flexibles. 1.3.3 Misiones en la actualidad Debido a la creciente importancia de la observación satelital en el contexto de la gestión, mitigación y prevención de incendios forestales, resulta de gran interés conocer algunas de las misiones espaciales que actualmente llevan a cabo esta labor. A continuación, se detallarán algunas de ellas, destacando sus objetivos y tecnologías, para poder así establecer un marco de referencia tecnológico y operativo para el presente trabajo. 4Capítulo 1. Introducción • TUBIN:Lanzada en junio de 2021, esta misión tiene como fin detectar eventos de alta temperatura, además de tener como objetivo secundario demostrar cómo se pueden procesar y seleccionar imágenes de manera eficiente directamente en la nave espacial antes de enviarlas a la Tierra [7]. Para cumplir estos objetivos, se dispone de los siguientes instrumentos: – Sensores de infrarrojos térmico, con arrays de plano focal de microbolómetros de óxido de vanadio (sensibles al infrarrojo). – Sensor CMOS (Complementary Metal-Oxide-Semiconductor), que apoya a la geolocalización de incendios. –Transceptor de Banda X, permitiendo un enlace descendente a alta velocidad (hasta 56 Mb/s). • Misión CubeSat en Indonesia: Publicada en 2023, su principal misión es la de monitorizar puntos calientes en los bosques de Indonesia. Se proponen 2 escenarios para su implementación: –Uso de 1 único CubeSat –Constelación de 4 satélites En el estudio se trata la decisión de la carga de pago, optando finalmente por una cámara térmica basada en microbolómetros en la banda LWIR (Long Wavelength Infrared), debido a su capacidad para capturar la radiación térmica procedente de los puntos calientes [61]. • FOREST:Desarrollada por la empresa alemana OroraTech, se trata de una constelación de CubeSats en proceso para la detección y monitoreo en tiempo real de incendios forestales. Actualmente está formada por 3 CubeSats: FOREST-3 (8U), Lemur-2 167 Embrionovis/Forest-2 (6U) y Lemur-2 148 Rohovithsa/Forest-1 (6U). Sin embargo, hay planes para su expansión en un futuro [41, 51]. En cuanto a instrumentos, se expondrán los que van a bordo del FOREST-3, siendo los siguientes [ 52 ]: –Sensores de infrarrojos térmicos, con 3 canales para la detección de incendios. – Instrumentos de imágenes ópticas, complementando así los datos de los sensores con imágenes. – Integración de carga de pago y plataforma (bus) en un sistema optimizado por IA. Por ello, logra una detección a tiempo real, al mismo tiempo sirviendo como banco de pruebas dinámico para mejorar algoritmos. El siguiente punto, aunque no trata de CubeSats, es de especial interés al ser el principal órgano para la detección y monitorización de incendios en Europa. • EFFIS (European Forest Fire Information System): Servicio del programa europeo Copernicus encargado de monitorear incendios forestales en Europa, norte de África, Medio Oriente y otros países cercanos como Rusia y de Asia Central [ 14 ]. Está compuesto por diversos satélites y constelaciones, siendo los más relevantes: – Sentinel-2:Inicialmente una constelación de 2 satélites formada por Sentinel-2A (23 de junio de 2015) y Sentinel-2B (7 de marzo de 2017), pero ampliada a 3 con Sentinel-2C el 5 de septiembre de 2024 [ 22 ]. Su función dentro del sistema EFFIS es la de proporcionar imágenes y así poder mapear incendios, pudiendo hacerlo con fuegos menores de 30 ha y refinar la zona de aquellos fuegos detectados por otros sistemas como el MODIS [13]. A bordo llevan un imager multiespectral con barrido "push-broom" (barrido en línea), con 2 planos focales para Visible-NIR (infrarrojo cercano) y SWIR (infrarrojo de onda corta), 12 detectores en cada plano y 450 000 píxeles en total, con detección redundante para reemplazar píxeles defectuosos. Está equipado a su vez con un mecanismo de calibración y obturación que integra un difusor espectral de gran tamaño. Capta imágenes en 13 bandas espectrales, siendo 4 en el visible y NIR (10 m de resolución), 6 en el red-edge y SWIR (20 m de resolución), y 3 de corrección atmosférica (60 m de resolución) [23]. Los siguientes, a pesar de ser instrumentos y no satélites, en las misiones se centran en ellos debido a sus grandes capacidades, en lugar de tratar los satélites que lo incorporan. 1.4 Objetivos y alcance del proyecto 5 – MODIS: Instrumento a bordo de los satélites Terra yAqua. MODIS (Moderate Resolution Imaging Spectroradiometer), es un espectroradiómetro con el objetivo de captar y proporcionar imágenes y datos de la superficie terrestre, entre ellos incendios forestales. – VIIRS: Instrumento a bordo de los satélites Suomi NPP yNOAA-20 (JPSS-1), entre otros. VIIRS (Visible Infrared Imaging Radiometer Suite), es un radiómetro con escáner tipo "whiskbroom" (barrido transversal) el cual tiene como función recolectar imágenes tanto visibles como infrarrojas de la superficie, atmósfera, criosfera y océanos terrestres. 1.4 Objetivos y alcance del proyecto El presente trabajo tiene como objetivo diseñar una misión de observación en órbita baja orientada a la detección de incendios forestales, con procesamiento de imágenes a bordo, mediante un satélite tipo CubeSat. La filosofía de diseño se ha basado en maximizar el uso de componentes COTS y fundamentar cada decisión y resultado, cuando se obtengan, en la revisión crítica de misiones reales, con especial atención a desarrollos con CubeSats. La misión propuesta, denominada GLADOSat (Geocentric Locator for Anomaly Detection and Observation Satellite), se plantea como un demostrador tecnológico basado en el uso de componentes COTS. Para ello, en primer lugar, se obtendrá una órbita que cumpla con los requisitos establecidos (buena cobertura del área de aplicación, aceptable resolución de imagen, etc). Para ello, se empleará software de análisis de datos como MATLAB o GMAT, además de diversas ecuaciones obtenidas gracias a la mecánica orbital. Una vez determinada la órbita, se procederá al diseño y dimensionamiento de los diversos sistemas que componen el CubeSat, aplicando componentes COTS cuando sea posible. Finalmente, se propondrán diversas mejoras y ampliaciones que pueden abordarse en futuros proyectos. No obstante, conviene subrayar los límites inherentes de este trabajo: • Se trata de un diseño con alcance conceptual, por lo que no ha sido posible establecer demasiado detalle en ninguno de los puntos que se considerarán. • Diversos análisis han sido simplificados en gran medida, dado que abordarlos con el detalle requerido escapa a los límites de conocimiento y tiempo disponibles para este proyecto. • Aunque las simulaciones realizadas en GMAT hayan usado un modelo de Tierra no esférica y perturbaciones hasta cuarto orden (décimo orden en el caso del estudio de decaimiento), los cálculos analíticos han sido realizados con un modelo de Tierra esférica y sin perturbaciones. Por tanto, se asume que habrá discrepancias con la realidad. • La integración de los sistemas se ha obviado, ya que no es objeto de estudio en este caso. Además, tampoco se ha implementado un coste ni un plan de negocios debido a las restricciones de tiempo que se han tenido a la hora de desarrollar el proyecto. 1.5 Estructura del documento Este documento presentará la siguiente estructura: Capítulo 1: Se presenta una pequeña introducción y motivación del presente trabajo. Además, se establece una pequeña introducción a los CubeSats, destacando ventajas y misiones reales. Finalmente, se exponen los objetivos y limitaciones del estudio, a la vez que se describe la estructura del documento. Capítulo 2: Se concretan los objetivos y requisitos técnicos de la misión y se selecciona la órbita LEO que los satisface, estableciendo un marco de referencia para el diseño de los sistemas. Capítulo 3: Se modela y diseña todos los sistemas que componen el satélite y hacen posible su función, describiendo paso a paso la metodología que se ha empleado. Capítulo 4: Se extraen conclusiones del proyecto y se consideran futuras líneas de trabajo para avanzar y mejorar el análisis presentado. 2 Definición de la misión U na vez contextualizada la problemática de los incendios forestales en Europa y revisado el estado del arte de los CubeSats y su uso para la detección y monitorización, en este capítulo se procederá a definir la misión espacial propuesta. Para ello, se establecerán los objetivos que guían el diseño de la órbita, se delimitará el área geográfica de interés, se describirá el concepto de operación y se justificarán los parámetros orbitales seleccionados para su cumplimiento. 2.1 Objetivos específicos El principal objetivo de este análisis es establecer un diseño preliminar de un CubeSat y evaluar su viabilidad para la detección temprana de incendios forestales en Europa mediante la observación en el espectro infrarrojo térmico. Además, la misión se concibe como un demostrador tecnológico de componentes COTS, adoptándose en consecuencia una vida operativa limitada, suficiente para validar en vuelo los sistemas. Como objetivos secundarios, se encuentran, entre otros: • Obtener imágenes térmicas en tiempo casi real de las zonas de interés y realizar un procesamiento a bordo de los datos obtenidos. • Transmitir dicha información a tierra en el menor tiempo posible para así facilitar una respuesta rápida ante un actual o inminente suceso. • Complementar los grandes sistemas actuales de observación, como el EFFIS o el programa Copernicus, descritos anteriormente. 2.2 Área geográfica y cobertura La misión propuesta tiene como área de aplicación todo el territorio europeo, debido a su elevada vulnerabilidad frente a incendios forestales por su clima y regiones con abundante vegetación. El diseño y análisis de cobertura se han planteado con el objetivo de proporcionar una adecuada capacidad de monitorización para toda Europa. 7 3 Diseño conceptual del CubeSat E n este capítulo, tras haber definido la arquitectura general de la misión y sus parámetros orbitales, se establecerá el diseño preliminar del satélite, describiendo y justificando los distintos sistemas que lo componen. En cada sección se abordará cada decisión adoptada para satisfacer los requisitos operacionales y asegurar un correcto funcionamiento dentro de las limitaciones propias de un CubeSat 6U. Dado el enfoque que se le ha dado a la misión como demostrador tecnológico, se ha priorizado el uso de componentes COTS, permitiendo así reducir tanto el coste como los tiempos de desarrollo. El diseño se ha estructurado alrededor de la carga útil, definiendo primero sus necesidades para posteriormente diseñar el resto de sistemas en base a requisitos de potencia, comunicaciones, etc. Todos los cálculos de este capítulo, salvo que se indique lo contrario, se realizarán tomando como base una única órbita completa. Esto permite establecer una estimación inicial del comportamiento del satélite y dimensionar los sistemas de forma coherente dentro de los límites del presente trabajo. 3.1 Configuración estructural En primer lugar, se tratará brevemente la configuración estructural de la plataforma seleccionada para GLADOSat. El satélite propuesto se basa en el estándar CubeSat, en concreto una plataforma del tipo 6U, que corresponde a unas dimensiones aproximadas de 10x20x34.05 cm y una masa ≈ 10 kg [ 42 ]. Sin embargo, cabe destacar que estas especificaciones no están completamente estandarizadas, ya que existen diversas configuraciones y rangos de masa aceptados en la industria, otorgando una mayor flexibilidad en función de los requisitos de la misión. Figura 3.1 Estructura de un CubeSat 6U [57]. 15 16 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat En este trabajo, se adopta la configuración 6U de 10 × 20 × 34.05 cm, común en misiones reales. Esto es debido a que, tras realizar un análisis preliminar de misiones reales, se estimó que la configuración 6U sería la más adecuada para satisfacer los requisitos que se podían esperar en cuanto a carga útil, generación de potencia, procesamiento de imágenes, etc. Una configuración 3U podía quedarse corta en cuanto a especificaciones, mientras que un 12U podía introducir una complejidad adicional sobre un 6U. Figura 3.2 Sistema de ejes coordenados del CubeSat. Asimismo, en órbita, se prevé que el satélite mantenga una cara de 10 × 20 cm a nadir, albergando por tanto el sensor para la toma de imágenes, y una cara de 10 × 34.05 cm orientada en la dirección del movimiento, con el objetivo de reducir el área de arrastre y conseguir una vida operativa adecuada. En el sistema de ejes coordenados mostrado en la Figura 3.2, situado en el centro geométrico del CubeSat, la normal de la cara donde se ubica el sensor es la correspondiente al eje +Z, es decir, a nadir, mientras que la de dirección de movimiento es el eje +X. 3.2 Sistema de observación. Payload Para toda misión de observación, se puede considerar que el sistema estrella es el que lleva a cabo el objetivo principal de la misión, en este caso, el sistema de observación (conocido como payload), encargado de obtener las distintas imágenes sobre el territorio europeo y, posteriormente, procesar los datos a bordo. En el presente apartado, se definirá el sensor que se encargará de la toma de imágenes, así como del tiempo y número de imágenes que se tienen por órbita. Tras ello, se procede con el procesado de imágenes, definiendo su arquitectura y el tiempo para llevar a cabo su labor. 3.2.1 Selección y cálculo del sensor Dado que el objetivo principal de la misión es la detección de incendios, el diseño comienza con la selección del instrumento óptico adecuado. Se tomó como referencia la misión TUBIN, ya descrita en el apartado 1.3.3, la cual emplea el sensor FLIR Tau 2. En la Tabla 3.1 se muestran algunas características de gran relevancia del sensor FLIR Tau 2 [28] [7]. 3.2 Sistema de observación. Payload 17 Tabla 3.1 Especificaciones técnicas del sensor térmico FLIR Tau 2 64. Parámetro Valor Tecnología del sensor VOx microbolómetro Potencia 4 W Time to Image 5 s Frecuencia de muestreo 30 Hz Formato de imagen 640×512 píxeles Distancia focal 60 mm Profundidad de bits 14 bits Tamaño de píxel 17 µm Como ya se trató en el apartado 3.1, el sensor se encuentra montado en la cara del satélite que apunta a nadir, permitiendo capturar imágenes térmicas del terreno sin la necesidad de un sistema de apuntamiento. En primer lugar, se debe obtener el ángulo de instrumento αinst debido a que este parámetro afecta a los tiempos de visibilidad y, por tanto, al tiempo el cual está activo el sensor. La misión TUBIN ofrece unos parámetros que permiten calcular este ángulo con suma facilidad, ya que expone el swath o ancho de huella del sensor a una altitud de 530 km, siendo el mismo de 96 km [ 7 ]. El ancho de huella de un instrumento a bordo viene dado por [55]: w=2R⊕Γ(3.1) Donde w es el ancho de huella del sensor [km] y Γ está dado en radianes. Combinando la Ec. 3.1 con la Ec. 2.6, se obtiene una relación entre el swath y el ángulo de instrumento. w 2R⊕ =arcsin(R⊕+h R⊕ sinαinst )−αinst (3.2) Resolviendo numéricamente, se obtiene un ángulo de instrumento del sensor FLIR Tau 2 αinst = 0.090288 rad = 5.1731 ◦ . Con este valor, los tiempos prácticamente no varían con respecto a los expuestos en las Tablas 2.1 y 2.2, por lo que se adoptarán los mismos, incluido el porcentaje de visibilidad del 4.09%. Figura 3.3 Sensor FLIR Tau 2 [28]. Una vez se conoce la visibilidad que tiene el satélite, se puede calcular directamente el consumo. El sensor solo trabaja cuando sobrevuela Europa, por lo que estará activo un 4.09% del periodo, siendo el mismo de 5 676.982 s, siendo, por tanto, el tiempo de uso del sensor de 232.19 s. Además, se debe tener en cuenta el 18 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat Time to Image, es decir, el tiempo que tarda el sensor en activarse. Suponiendo que durante el tiempo de activación el sensor ya está consumiendo, se obtiene un consumo de 0.2582 W h. Por último, ante la falta de datos de un modo standby del sensor, se le atribuirá un consumo nulo en standby. 3.2.2 Procesamiento de imágenes En cuanto al procesamiento de imágenes, la frecuencia de muestreo es de 30 Hz, por lo que se obtendrían 30 imágenes por segundo. Aunque el sensor opera con 14 bits, se ha cuantificado el volumen de procesamiento de datos considerando 16 bits (2 B), ya que los sistemas digitales están optimizados para trabajar con múltiplos de 8 bits, simplificando el almacenamiento y lógica de transmisión de datos. Teniendo una imagen 640 × 512 píxeles con una profundidad de 16 bits, se tiene que cada imagen ocupa 0.625 MB. Con la frecuencia de muestreo, se genera un total de 18.75 MB/s, por lo que por órbita se tendrían 4.252 GB. Este volumen de información es demasiado elevado para un satélite CubeSat. En un estudio llevado a cabo para el procesado de datos para la detección hiperespectral de plumas químicas [ 62 ], se demostró que, aun teniendo una tecnología bastante compacta, la transmisión y procesamiento de un gran volumen de imágenes hiperespectrales quedaba muy lejos de las capacidades convencionales de un CubeSat. Para ello, se trabajó con un volumen de datos de ≈ 400 MB, el procesamiento a bordo requería de una computación de varias horas, aproximadamente unas 5 horas, con un hardware típico de CubeSat. Este estudio pone de manifiesto que, en nuestro caso, el trabajar con volúmenes del orden de GigaBytes por órbita hace inasumible el adquirir 30 imágenes por segundo. Siendo la frecuencia de muestreo propia del sensor inviable para la misión, es necesario fijar un intervalo de tiempo para la toma de imágenes. Para ello, se realizará un análisis basado en la velocidad orbital del satélite, obteniéndose de la siguiente manera para una órbita circular geocéntrica [55]: vc=rµ⊕ R⊕+h(3.3) Siendo vc la velocidad del satélite en órbita circular [km/s] y µ⊕ el parámetro gravitacional terrestre, definido como µ⊕ = G (m⊕+m1) , donde G es la constante de gravitación universal ( G=6.67 ×10−11Nm2/kg2 ), m⊕ la masa de la Tierra [kg] y m1 la masa de un cuerpo que complete el sistema estudiado [kg]. Para un estudio de un satélite de masa m1=msc orbitando en torno a la Tierra, con m⊕≫msc , como puede ser el caso de un satélite orbitando alrededor de la Tierra, se tiene que µ⊕ = 398 600.4 km 3 /s 2 . Se obtiene, por tanto, una velocidad vc= 7.613 km/s. A continuación, se calcula el GSD para conocer el tamaño de la imagen y poder obtener la distancia longitudinal [34]. GSD =hSw F IMGw (3.4) Donde Sw es el ancho del sensor [mm], F la distancia focal [mm] y IMGw el ancho de la imagen [píxeles]. La anterior fórmula puede reescribirse como: GSD =hPSize F(3.5) Con PSize siendo el tamaño que tiene cada píxel [ µ m], obteniéndose un GSD = 141.67 m/píxel. Conociendo el formato de imagen de 640 × 512 píxeles, se puede obtener cuánta distancia longitudinal equivale a una imagen, siendo 72.535 km. Dividiendo entre la velocidad del satélite, y teniendo en cuenta que dicha velocidad es en la órbita, por lo que habría que aplicar un factor de (R⊕+h)/R⊕ para escalar sobre la superficie, se obtiene un valor de 10.27 s. Este valor representa cada cuánto se debe obtener una imagen sin que se solape con la anterior. En otras palabras, si se obtiene una imagen cada menos de 10.27 s, estas se solaparán. Se tomará, por tanto, un intervalo de 5 s por cada imagen, para así tener asegurada una superposición entre imágenes aceptable y no saturar el procesamiento a bordo. 3.2 Sistema de observación. Payload 19 Con 5 s, el satélite habrá recorrido 38.064 km en la órbita, traduciéndose a 35.3 km en tierra, por lo que las sucesivas imágenes se solaparán en un 51.33%, lo cual es razonable ya que se está tomando una frecuencia de muestreo menor a la mitad del tiempo en el que habría solape, recorriendo, por tanto, una distancia menor a la mitad de la cual las imágenes dejarían de solaparse. Tomando por tanto una imagen cada 5 s, se generarían unas 46 imágenes por órbita, teniendo un tamaño total de 28.75 MB. Empleando el mismo software que el del estudio de plumas químicas anteriormente mencionado, presentado como un software convencional de CubeSats, y a partir del dato aproximado de que se requería un tiempo de aproximadamente 5 h para procesar un volumen de 400 MB, y suponiendo comportamiento lineal, se tardaría unos 1 293.75 s o 21.56 min, valor asumible para el presente caso en relación al tiempo que se tiene por órbita. Tabla 3.2 Resumen de recursos para procesamiento a bordo y memoria [62]. Parámetro Valor Microcontrolador ARM Cortex-M7 FPGA A3P1000L Ancho del bus 32 bits Frecuencia del reloj 216 MHz Memoria Flash 2 MB Caché de instrucciones/datos 16 kB RAM interna 512 kB SRAM externa 8 MB SDRAM externa 512 MB Almacenamiento externo (Flash) 2-4 GB Para obtener el consumo del procesamiento de datos, es necesario conocer el consumo de los componentes: • Microcontrolador: Se trata del ARM Cortex-M7. Acudiendo a una implementación real del microcontrolador Cortex-M7 con STM32F7 [ 60 ], con un consumo dinámico de 425 µ A/MHz a una frecuencia de 216 MHz se obtiene una intensidad de 91.8 mA. Con una tensión nominal de 3.3 V, se tiene una potencia de 303 mW en modo activo. Para standby, se tiene una intensidad de 2.5 µ A, dando lugar a una potencia de 8.25 µW. • FPGA (Field-Programmable Gate Array): No se tienen datos suficientes del fabricante para poder estimar su potencia. Sin embargo, la misión FORESAIL-1 lo emplea, por lo que se calcula en base a ella. Se indica que la potencia total de PATE (PArticle TElescope) es de unos 2.5 W, estimándose la mitad como parte del FPGA, siendo por tanto su potencia estimada de 1.25 W [ 53 ]. En cuanto al modo standby, este FPGA cuenta con tecnología Flash*Freeze, haciéndolo enormemente eficiente cuando está en reposo. En su datasheet [ 38 ], se especifica una intensidad de 0.88 mA a una tensión de 1.2 V, dando por tanto una potencia de 1.056 mW. • Memoria: Se trata de una SDRAM de 512 MB. No se especifica su modelo, por lo que se tomará una de referencia como la memoria MT48LC32M16A2, un chip comercial ampliamente utilizado. A partir de su datasheet [ 4 ], se observa que este chip tiene una configuración 32 Meg x 16, lo que quiere decir que contiene 32 millones de direcciones (o palabras) de 16 bits cada una. Siendo su capacidad 32 Meg x 16 bits = 512 Mbit = 64 MB, se tendrán 8 chips de este modelo en la memoria SDRAM. Con una tensión nominal de 3.3 V e intensidades de corriente de 100mA en modo activo y 2.5 mA en standby (datos no explícitos, asumidos a partir de sus máximos de 120-125 mA y 3.5 mA respectivamente), se obtienen potencias de 330 mW en modo activo y 8.25 mW en standby. Teniendo en cuenta que eso es para cada chip, escalando a la memoria completa con 8 chips tendríamos una potencia de 2.64 W en modo activo y de 0.066 W en standby. Nota: las intensidades de corriente son datos no explícitos, han sido asumidos a partir de sus máximos de 120-125 mA y 3.5 mA respectivamente 20 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat Finalmente, se muestran en la Tabla 3.4 las distintas potencias y consumos asociados a la toma y procesamiento de imágenes. Tabla 3.3 Resumen de consumo del sistema de observación y procesamiento de imágenes a bordo. Parámetro Valor Potencia media ponderada 1.17 W Potencia pico 8.19 W Potencia mínima 0.067 W Consumo en modo activo 1.765 W h Consumo en standby 0.082 W h Consumo total por órbita 1.85 W h 3.3 Sistema de determinación y control de actitud En órbita, es fundamental que se garantice una correcta orientación del vehículo, ya sea para apuntamiento a la Tierra como en este caso, para maximizar la potencia generada, entre otros. El sistema de determinación y control de actitud (ADCS) se encarga de mantener la orientación del satélite durante la misión, garantizando que el sensor se mantenga apuntando a nadir en todo momento. Dicha orientación es fundamental para asegurar que las imágenes obtenidas tengan la calidad adecuada y, en consecuencia, los datos que se transmiten a tierra. Antes de proceder con el diseño, es adecuado realizar una breve introducción a este sistema. El ADCS, tal y como se describe en el material formativo de UNOOSA [ 65 ], está compuesto por los siguientes componentes: •Sensores: – Magnetómetros: miden el campo magnético terrestre y permiten determinar la actitud del satélite respecto a dicho campo. – Sensores solares: en función del ángulo de incidencia con la luz solar generan energía, la cual se convierte en voltaje usado para medidas. – Sensores terrestres: determinan la dirección de la tierra. En órbitas LEO no son muy usados debido a la cercanía con la Tierra. –Giróscopos: miden las velocidades angulares del satélite en los 3 ejes. – Star trackers: sensores ópticos de alta precisión que obtienen patrones estelares, como constelaciones, y, comparando con catálogos estelares, determinan la actitud del sensor relativa al sistema inercial. –GPS: el uso de antenas puede ser útil para estimar la orientación. •Actuadores: – Magnetopares: generan un momento magnético mediante el uso de una corriente eléctrica. Este momento interacciona con el campo magnético terrestre, resultando en un par de acción sobre el satélite. –Ruedas de acción: la rotación de las ruedas permite controlar la actitud del vehículo. – Propulsión: es posible emplear sistemas de propulsión para el control de actitud. No se consideran en este caso. Para el diseño de este sistema, se toma como referencia el sistema empleado por la misión DEWASAT-2, un CubeSat 6U con una órbita muy similar a la de GLADOSat, así como con requisitos similares de apuntamiento y estabilización. Su arquitectura se basa en la redundancia de sensores y en una combinación adecuada de sensores para mantener una actitud deseada en órbita baja. 3.4 Sistema de comunicaciones 21 Se emplea un conjunto de sensores compuesto por tres magnetómetros, tres giróscopos, una IMU (Inertial Measurement Unit), 6 sensores solares y 2 star trackers, aunque únicamente uno de estos estará activo durante el modo nominal. En cuanto a los actuadores, se dispone de 4 ruedas de acción: tres alineadas con respecto a los ejes principales del satélite y una cuarta orientada a 54.71 ◦ con los ejes coordenados. Además, también se cuenta con seis magnetopares, dos por eje. A continuación, se recogen las principales características de los componentes anteriormente mencionados: Tabla 3.4 Resumen de consumo del sistema de observación y procesamiento de imágenes a bordo. Componente N◦Unidades Potencia total (W) Magnetómetros 3 0.002 Giróscopos 3 0.05 IMU 1 1.58 Sensores solares 6 0.21 Star trackers 2 (1 activo) 2.64 (1.32) Ruedas de reacción 4 0.9 Magnetopares 6 0.54 Los componentes del ADCS se mantendrán activos durante toda la órbita para asegurar una correcta orientación a lo largo de la misma. Sin embargo, esto no ocurre con el star tracker, que estará activo únicamente durante el periodo útil de la observación. Aún siendo el tiempo de observación un 4.09% del periodo orbital, se tendrá que el star tracker estará activo un 7% de la órbita, es decir, toda la duración de sobrevuelo de Europa más un pequeño margen anterior a la llegada a la región, para así asegurar un correcto apuntamiento desde antes de la primera toma. Teniendo esto en cuenta, se calculan las potencias del sistema con y sin star trackers, siendo de 4.602 W y 3.282 W respectivamente, mientras que el consumo por órbita del sistema ADCS es de 5.321 W h. En caso de activarse el modo seguro, el sistema ADCS se mantiene parcialmente operativo, con los star trackers desactivados para reducir el consumo energético, cuya potencia es muy elevada, pudiendo perjudicar enormemente la supervivencia del vehículo. En este estado, el satélite continúa utilizando los sensores y actuadores, permitiendo una estabilidad básica y una orientación favorable para operaciones de emergencia o recuperación. Para finalizar, en la Tabla 3.5 se puede consultar la precisión alcanzada en función del objetivo del sistema descrito con 1 star tracker activo [15]: Tabla 3.5 Resumen del rendimiento del ADCS. Objetivo Estabilidad (1σ) (mdeg/s) Nadir 1.55 Seguimiento solar 1.46 Estación terrestre 1.54 Se concluye, por tanto, que la arquitectura de control planteada garantiza una gran estabilidad y precisión para el cumplimiento de los objetivos de la misión. 3.4 Sistema de comunicaciones El sistema de comunicaciones se encarga de establecer un enlace entre el satélite en órbita y las estaciones en tierra, o entre satélites, permitiendo así la transmisión y recepción de datos de estado del satélite, llamado telemetría, y otros datos como, en este caso, de carácter científico, como imágenes. Dado que la función 22 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat principal de la misión es la detección de incendios, este sistema debe ser capaz de soportar dos tipos de transmisión claramente diferenciados: • Un canal de baja tasa de datos, destinado a funciones de seguimiento, telemetría y telecomando (TT&C) • Un canal de alta tasa de datos, orientado a la descarga a tierra (downlink) de las imágenes de interés procesadas previamente a bordo. A lo largo de este apartado se analizarán ambos enlaces por separado, seleccionando bandas de frecuencia, radios y antenas adecuadas a los distintos requisitos y limitaciones que se tengan, todo basado en el estado del arte. Además, también se evaluará la necesidad de un sistema de comunicación entre satélites (ISL), dada la posibilidad de que existan dificultades de transmisión directa por falta de estaciones en tierra visibles en determinados momentos. 3.4.1 Estado del arte: Comunicaciones Antes de abordar el diseño de los distintos componentes, se realizará un pequeño análisis del estado del arte de comunicaciones en pequeños satélites proporcionado por NASA, centrado en las bandas UHF y S, las cuales se han considerado como las candidatas principales debido a su madurez tecnológica y su idoneidad para la misión [49]. Para comunicaciones con tierra, las bandas más usadas en pequeños satélites son UHF, S, X y Ka; siendo las bandas VHF y UHF las que gozan de una mayor madurez tecnológica en este ámbito. Sin embargo, recientemente se han ido implementando las bandas S y X, con la Ka siendo más una visión a largo plazo. Esta expansión se debe a una creciente demanda en tasas de datos, motivada por el aumento de datos que se desea enviar a tierra. Para este caso, se contemplan las bandas UHF y S, siendo consideradas como las más adecuadas para los requisitos que se tienen. • Banda UHF: Situándose en el rango de 300-1 000 MHz, es una de las bandas más consolidadas y utilizadas en el ámbito de los pequeños satélites, especialmente en CubeSats, para funciones de TT&C. Su gran popularidad se debe a su bajo coste, simplicidad de los equipos en comparación con otras bandas y a la amplia disponibilidad de componentes comerciales. Como se recoge en la Tabla 9-3 del informe de la NASA sobre comunicaciones en pequeños satélites [ 49 ], existe una gran variedad de radios que operan en UHF, respaldando lo anteriormente descrito. En cuanto a sus antenas, como se muestra en la Tabla 9-2 del mismo informe, predominan los diseños whip yturnstile, lo que implica la necesidad de geometrías más grandes o de mecanismos desplegables, ocupando un volumen externo adicional y pudiendo condicionar el diseño estructural del satélite. Sus masas suelen estar comprendidas entre los 30 y 100 g, con tamaños que rondan los 10-20 cm de longitud y anchura. Figura 3.4 Ejemplos de antenas de tipo whip (ANT-100 de AAC Clyde Space) [ 1 ] y de tipo turnstile (Omnidirectional canted turnstile UHF antenna system de GOMSpace) [30]. Sin embargo, este enlace presenta una serie de limitaciones: 3.4 Sistema de comunicaciones 23 – Baja tasa de datos: Normalmente entre 9.6 kbps y 38.4 kbps. Por ello, la banda UHF no es adecuada para una transmisión eficiente de grandes volúmenes de datos como imágenes. –Mayor probabilidad de interferencia local frente a bandas de mayor frecuencia. • Banda S: Operando en frecuencias de 2-4 GHz, ha ganado popularidad recientemente debido a la demanda de una mayor tasa de datos para volúmenes de datos mayores, siendo actualmente la más usada para TT%C. Los vehículos de la NASA, junto con las X y Ka, ya usan fundamentalmente este tipo de banda, confirmando su consolidado uso en misiones actuales y futuras. Aún siendo los equipos más costosos y complejos que los UHF, siguen siendo viables para pequeños satélites. Su tasa de datos es muy superior a la de UHF, situándose normalmente entre 2 000-25 000 kbps, proporcionando una gran y eficiente transmisión de datos. En referencia a las antenas, las más comunes son las del tipo patch, las cuales se integran directamente en una de las caras del satélite. Esto proporciona una ventaja sobre las whip oturnstile al no requerir un diseño externo y simplificándolo. Sin embargo, esta integración implica una correcta orientación del propio satélite, proporcionando, pues, una alineación adecuada durante las ventanas de transmisión, por lo que, para conseguir un enlace más estable y eficiente, el ADCS juega un papel crucial. Figura 3.5 Ejemplo de antena tipo patch (GNSS Patch Antenna de ISISpace) [35]. Tras este análisis comparativo, se procede al estudio de cada enlace por separado, seleccionando la banda, radio y antena adecuadas para satisfacer las necesidades de la misión. 3.4.2 Telemetría y telecomando Es fundamental conocer el estado del satélite en órbita, entre otras cosas para asegurar su correcto funcionamiento y, en caso de fallo, poder resetearlo lo antes posible y así continuar con su labor. El sistema de seguimiento, telemetría y telecomando (TT&C) se encarga de ello, ya que está diseñado para proporcionar datos esenciales sobre el estado del satélite en todo momento. La telemetría constituye un aspecto técnico extenso y de alta complejidad, por lo que se ha optado por una presentación simplificada de este campo. El paquete de telemetría utilizado para el housekeeping del CubeSat se ha organizado en distintos subsistemas, los cuales se presentarán a continuación. Cada paquete incluye parámetros esenciales para garantizar el correcto funcionamiento de cada subsistema, como voltajes y corrientes, temperaturas internas y estado de la carga útil. Los datos se han basado en la misión FORESAIL-1 [ 29 ], salvo la cabecera primaria, que sigue el estándar CCSDS [ 12 ]. A continuación, se exponen algunos de los más importantes: •Cabecera del paquete: –Cabecera primaria: 48 bits –Marca de tiempo (Timestamp): 32 bits 30 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat Tabla 3.7 Contactos con las distintas estaciones en la simulación. Estación Contactos Kourou 0 Malargüe 0 Santa Maria 12 Kiruna 35 Svalbard 37 Trollsat 28 Inuvik 37 Fairbanks 28 Figura 3.11 Contactos con las estaciones por pasada. Como se observa en la Figura 3.11, en todas las pasadas hay al menos 1 estación disponible para el satélite. Adicionalmente, se ha obtenido que el máximo intervalo de contacto se produce en la pasada 10, en la estación de Fairbanks (495.1 s), mientras que el mínimo en la pasada 21 en Santa Maria (99.6 s). Comparando con el tiempo de envío de telemetría (0.2733 s) y de envío de imágenes (43.21 s en el peor supuesto), se concluye que las ventanas de transmisión son suficientes como para poder enviar la información a estas estaciones. Se concluye, por tanto, que el sistema ISL no es necesario para esta misión. 3.5 Sistema de gestión. Ordenador a bordo El ordenador a bordo (OBC) es el elemento central encargado de controlar, monitorizar y gestionar todas las funciones y sistemas del satélite, así como de ejecutar los comandos recibidos desde tierra. En particular, en la misión GLADOSat, el OBC coordina las operaciones realizadas por el sistema de comunicaciones, supervisa el estado de los distintos sistemas y garantiza un correcto funcionamiento del satélite. Dada la gran complejidad que conlleva el desarrollo de un sistema OBC propio, se ha optado por seleccionar un equipo comercial con una amplia validación de vuelo, siguiendo la filosofía de diseño de usar componentes COTS, y así simplificando el diseño, reduciendo riesgos y consiguiendo una alta fiabilidad en órbita. El modelo seleccionado es el Onboard Computer with GNSS de EnduroSat [ 17 ], diseñado específicamente para aplicaciones en CubeSats. Este ordenador incluye módulos de control avanzados y navegación con GNSS (Global Navigation Satellite System), lo cual proporciona información muy precisa sobre posición y tiempo, facilitando y complementando las tareas de control de actitud y sincronización temporal. 3.6 Sistema de control térmico 31 Figura 3.12 Onboard Computer with GNSS de EnduroSat [17]. Entre las características más destacadas del OBC seleccionado se encuentran: •Procesador ARM Cortex-M7, que presenta un bajo consumo y alta fiabilidad. •GNSS integrado compatible con GPS L1 y Galileo E1. •Validación de vuelo en LEO, clave para estimar su fiabilidad. •Potencia nominal de 0.9 W, con bajada a 0.3 W en modo safe. • 2 MB de memoria flash, 1 MB de SRAM y una memoria FRAM de 8 Mbit (1 MB). Cuenta además con 8 GB de almacenamiento seguro a bordo. Aunque existe un sistema específico para el procesamiento de imágenes a bordo, basado también en un procesador ARM Cortex-M7, el OBC estará conectado a ese módulo para proporcionar redundancia funcional básica en el caso de que se produzca un fallo. Aún sin estar diseñado para asumir la carga total del procesamiento, podría realizar algunas tareas mínimas como almacenamiento de datos o ejecución de algoritmos simples, asegurando cierta continuidad en el sistema. Esta elección proporciona un equilibrio entre capacidad de procesamiento y consumo energético, acorde con los requisitos de la misión. 3.6 Sistema de control térmico El asegurar una temperatura adecuada para los distintos subsistemas y componentes que conforman el satélite es un aspecto crucial en toda misión. El espacio exterior es un entorno extremadamente frío, pudiendo reducir a niveles críticos la temperatura del vehículo y sus componentes. A su vez, fuentes de energía como pueden ser estrellas o radiación de otros cuerpos celestes pueden elevarla lo suficiente como para superar los límites operacionales. Para que no suceda esto, se tiene un sistema de control térmico, el cual asegura que el satélite se encuentre en rangos de temperatura adecuados para el correcto funcionamiento del satélite. En este capítulo se definirá y diseñará un sistema de control térmico para la misión GLADOSat. En primer lugar, se expondrán los distintos sistemas y algunas técnicas y dispositivos propios de un sistema de control de temperatura. Tras ello, se realizará un análisis térmico simplificado, para obtener rangos de temperatura a los que se verá sometido el satélite. Finalmente, si es necesario, se definirán dispositivos para calentar o enfriar la nave en función de sus necesidades. 3.6.1 Tipos de sistema de control térmico Como se realizó anteriormente en el apartado 3.4.1, se toma como referencia un informe del estado del arte sobre control térmico realizado por la NASA [ 48 ]. Existen 2 tipos principales de sistemas de control térmico: 32 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat • Sistema pasivo: Se mantiene la temperatura de los componentes y de la estructura sin necesidad de usar equipos que consuman energía, aprovechando las características físicas y materiales del propio satélite. Este tipo de control es especialmente común y útil para pequeños satélites o vehículos como SmallSats y especialmente CubeSats, debido a sus restricciones en coste, volumen o peso. Algunas de las técnicas que se emplean son: – Recubrimientos superficiales: Recubrimientos, como pinturas o sprays, los cuales modifican y regulan la absortividad y emisividad térmica de las superficies exteriores para conseguir un balance y adecuado rendimiento térmico. – Aislamiento multicapa (MLI): Delgadas capas reflectantes que minimizan el intercambio de calor por radiación, especialmente eficaz en entornos con presencia de vacío como el espacio. – Thermal straps:Elementos conductores térmicos que proporcionan un enlace entre la fuente de calor y un sumidero, consiguiendo así una eficaz distribución de calor. Suelen ser usados entre chips u otros componentes con una gran disipación de calor y superficies radiadoras como una pared del chasis (chassis wall). – Intefaces térmicas: Materiales que se insertan entre 2 componentes para incrementar la conductividad térmica entre los mismos. Existen muchos tipos que varían con el material, grosor, compatibilidad con el vacío, entre otros. Es común su uso como almohadillas o adhesivos colocados "a modo de sandwich" entre las superficies, aunque también pueden usarse otros como masillas o pastas térmicas. En la Figura 3.13 se ilustran algunas técnicas comúnmente utilizadas en sistemas térmicos pasivos en CubeSats. Figura 3.13 Ejemplos de thermal straps e intefaces térmicas aplicados [48]. • Sistema activo: Al contrario que el pasivo, este sí usa dispositivos que requieren energía. Suele ser usado cuando el pasivo no es suficiente para garantizar un correcto funcionamiento de los componentes, como por ejemplo, debido a altas cargas térmicas o a mantener un estrecho rango de temperatura debido a sus limitaciones de temperatura. Suele ser un reto implementarlo en CubeSats u otros satélites pequeños debido a las restricciones anteriormente descritas. Sin embargo, el uso de calefactores eléctricos suele ser viable, ya que no ocupan mucho volumen o por su relativa ligereza. Algunas de las tecnologías que usa son: – Calefactores eléctricos: Dispositivos basados en resistencias eléctricas que producen calor al aplicarse una corriente eléctrica, usado sobre todo en fases frías como eclipses. En pequeños satélites el más común es el calefactor Kapton. – Refrigeradores (Cryocoolers): Sistemas refrigeradores miniaturizados diseñados para mantener componentes fríos a muy bajas temperaturas, alrededor de los 100 K o menos. – Refrfigeradores termoeléctricos: Bombas de calor que proporcionan un enfriamiento localizado mediante el uso del Efecto Peltier, basado en el enfriamiento por el flujo de una corriente eléctrica en la unión de 2 materiales diferentes. 3.6 Sistema de control térmico 33 – Bucles de fluidos: Sistema de transferencia de calor en el cual un líquido en movimiento transporta el calor proveniente de una fuente a un sumidero, generalmente un radiador. Una vez se expulsa el calor, el líquido enfriado vuelve a la fuente de calor para proporcionar enfriamiento, teniéndose así un bucle. En la Figura 3.14 se expone un ejemplo de calefactor usado en CubeSats. Figura 3.14 Ejemplo de calefactor del tipo Kapton aplicado en un CubeSat [64]. Aunque actualmente el uso de sistemas de control de temperatura activos en pequeños satélites sea reducido, se está trabajando en miniaturizar y reducir sus requisitos de potencia para poder ser implementados eficazmente. 3.6.2 Análisis térmico Una vez se han expuesto los principales tipos de control térmico que se aplican en la actualidad, se procede a realizar un análisis térmico simplificado empleando la siguiente fórmula, extraída del tema de sistema de control térmico de los apuntes de la asignatura Sistemas de Vehículos Espaciales, impartida en el Máster de Ingeniería Aeronáutica de la Universidad de Sevilla, asumiendo un vehículo esférico [5]: mscc∂Tsc ∂t=Psc +αscSrAU rsc 2 (1+ρalbedoFalbedo)Asun +εsc εEarthσT4 EarthFEarth,sc −σT4 scAsc (3.7) Donde: •msc: masa del satélite [kg]. •c: calor específico efectivo del satélite [J/kg·K]. •Tsc: temperatura del satélite [K]. •Psc: potencia interna disipada por componentes electrónicos [W]. •rAU : 1 unidad astronómica [AU]. •rsc : distancia del satélite al sol [AU]. En este caso, al estar en órbita LEO, se puede aproximar rsc ≈rAU •ρalbedo: albedo terrestre (ρalbedo ≈0.3). •Falbedo : factor de visibilidad que depende del ángulo entre el segmento Tierra-Satélite y el segmento Tierra-Sol. 34 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat Figura 3.15 Geometría para evaluación de factores geométricos para Falbedo y valores en función de altitud y orientación del sol [5]. •εsc: emisividad de la superficie del satélite. •εEarth: emisividad efectiva de la Tierra (εEarth ≈0.6). •σ: constante de Stefan-Boltzmann (σ=5.67 ×10−8W/m2K4). •TEarth: temperatura equivalente de emisión de la Tierra [K] (TEarth ≈288K). •FEarth,sc : factor de forma entre la Tierra y el satélite, que depende del ratio entre la altitud de la órbita y el radio terrestre. Se calcula como: FEarth,sc =1 2 1−s1−RE H+RE2  •Asc: Área del satélite expuesta a radiación, definido como Asun =1 4Asc [m2] Se supone un análisis estacionario, lo que se traduce en: 0=Psc +αscS(1+ρalbedoFalbedo)Asun +εsc εEarthσT4 EarthFEarth,sc −σT4 scAsc (3.8) Se puede apreciar que la Fórmula 3.8 engloba la energía por disipación interna del satélite, Psc ; la radiación solar y el albedo, αscS(1+ρalbedoFalbedo)Asun ; y la radiación terrestre y del vehículo, εsc εEarthσT4 EarthFEarth,sc −σT4 scAsc . En el caso que se quiere estudiar, existe la presencia de eclipses, por lo que sus efectos deben ser considerados a la hora de obtener la temperatura. Debido a que los eclipses solo afectan a la radiación solar y al albedo, se tiene: 0=Psc +αscS(1+ρalbedoFalbedo)Asun (1−fecl)+εsc εEarthσT4 EarthFEarth,sc −σT4 scAsc (3.9) Siendo fecl la fracción de eclipse que se tiene durante la órbita, siendo en esta misión de 0.3684 (36.84%). Para este análisis se tendrán en cuenta 2 modos térmicos a los que será sometido el satélite, siendo los mismos: • Modo caliente: Se considerará el modo nominal, con todos los componentes en funcionamiento y potencia máxima, un albedo con ángulo γ=0◦y la radiación terrestre. • Modo frío: Al contrario que el modo caliente, se tomará el modo safe del CubeSat, con una potencia considerablemente menor, lo que disminuirá la energía interna, y no se considerará albedo. Antes de analizar cada uno de los casos, se obtienen algunas variables que aún no han sido definidas para este análisis térmico. 3.6 Sistema de control térmico 35 En primer lugar, al ser un análisis válido para un modelo de vehículo esférico, se tiene que aproximar el área del CubeSat al de una esfera. Siendo un CubeSat 6U, con dimensiones 10 × 20 × 34.05 cm, se obtiene un área total de 0.244 m2 . Igualando áreas con una esfera 4πR2 = 0.244 m2 , se obtiene un radio de esfera R = 0.139 m. Con el valor del radio, se obtiene Asun =πR2 , debido a que el área expuesta corresponde con un disco, obteniéndose Asun = 0.061 m2. A su vez, al ser Asun =1 4Asc, se tiene que Asc = 0.244 m2. Se desconoce los valores de αsc y εsc , siendo parámetros de diseño del acabado del que disponga el satélite. Como primera aproximación, se supondrá un recubrimiento de Chemglaze Z306, un tipo de pintura negra, con valores αsc = 0.95 y εsc = 0.89 [66]. Para finalizar, aún no se ha discutido, pero el satélite contará con paneles solares para la generación de potencia. Para este análisis se supone la independencia térmica de los paneles con respecto al satélite, tanto en radiación como en conducción. Por ende, no se tendrá en cuenta el efecto que pueda tener la existencia de paneles solares en este análisis. Ya definidas todas las variables, se procede con el cálculo en ambos modos. Análisis en modo caliente Se empleará la Fórmula 3.9 en su totalidad, sin otras simplificaciones. Para la potencia, al considerarse un modo nominal a máxima potencia, es necesario analizar el momento en el que se da, siendo este el procesamiento de imágenes, donde están activos el sistema de procesamiento, el ADCS sin los star trackers, las comunicaciones, el OBC y además suponiendo que se está transmitiendo a tierra tanto telemetría como imágenes. Se presenta un desglose de las potencias a continuación: Tabla 3.8 Resumen de potencias consideradas en modo caliente. Sistema Potencia (W) Payload - Procesado (activo) 4.193 ACDS (No ST) 3.282 Comunicaciones RX 0.231 Telemetría TX 1 Envío de imágenes TX 2.5 OBC (activo) 0.9 Potencia total 12.106 Al considerar un albedo con ángulo γ=0◦ , atendiendo a la gráfica de la Figura 3.15, con un valor de H/RP=h/R⊕= 0.078, se obtiene un Falbedo ≈0.95. Definido el valor de las variables que intervienen en este caso, se obtiene una temperatura en modo caliente de 294.42 K o 21,27◦ C. Se considera, por tanto, que la temperatura máxima a la que se puede ver sometido el satélite es de 21,27◦C. Análisis en modo frío En este caso, no se considera albedo, por lo que Falbedo = 0. A su vez, la potencia se considera la del modo safe, solo se tienen activos los sistemas que se han definido como imprescindibles para la supervivencia del satélite si se entrara en este caso, siendo los mismos, con su respectiva potencia: 36 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat Tabla 3.9 Resumen de potencias consideradas en modo caliente. Sistema Potencia (W) ACDS (No ST) 3.282 Comunicaciones RX 0.231 Telemetría TX 1 OBC (safe) 0.3 Potencia total 4.813 De igual manera, se obtiene una temperatura en modo frío de 280.49 K o 7.34◦ C, considerándose esta temperatura como la mínima a la que se puede encontrar el vehículo. Nota: estos resultados corresponden a un análisis térmico simplificado, adecuado para una fase de diseño conceptual. Para obtener estimaciones y resultados más realistas, sería necesario llevar a cabo un análisis más exhaustivo, mediante herramientas más precisas como un modelo de elementos finitos. El componente más crítico con la temperatura suelen ser las baterías, teniendo un rango operativo térmico muy limitado. Tomando como referencia un artículo sobre el diseño de un sistema de control térmico [ 45 ], se define un rango operacional para las baterías de [0,+40]◦C , y un rango de supervivencia de [−20,+70]◦C . Siendo el rango de la misión [7.34,21.27]◦C , considerando además que se ha calculado para los casos más extremos que se pueden tener, se puede asegurar un correcto funcionamiento de las baterías en relación a su temperatura. En conclusión, los resultados obtenidos ponen de manifiesto que no es necesario el uso de un sistema de control térmico activo, ni siquiera calefactores en las baterías. Por tanto, se considera suficiente la implementación de un sistema pasivo para mantener las temperaturas dentro del rango operativo durante toda la misión. Dado que los sistemas pasivos se basan en la integración de distintas técnicas aplicadas en ubicaciones estratégicas, no se especifica ninguna solución concreta en este trabajo, al quedar fuera del alcance del diseño conceptual planteado. Se concluye así que el CubeSat no dispone de sistemas activos, sino únicamente de control térmico pasivo. 3.7 Sistema de potencia Uno de los elementos claves en el diseño de una misión es el sistema de generación, almacenamiento y distribución de potencia, ya que de él depende el correcto funcionamiento de todos los demás sistemas. En el presente capítulo se definen los componentes encargados de estas funciones, detallando su dimensionado y justificación. A continuación, se muestran una serie de tablas que recogen datos de potencia y consumo por órbita de especial interés para este apartado: 3.7 Sistema de potencia 37 Tabla 3.10 Resumen de consumos de potencia y tiempos de operación por modo.. Sistema Potencia (W) Tiempo (s) Fracción de la órbita (%) Safe Standby Nominal Safe Standby Nominal Payload - Imágenes 4 0 0 232.19 0 0 0.0409 Payload - Procesado (Act.) 4.193 0 0 1293.75 0 0 0.2279 Payload - Procesado (Stby) 0.067 0 4383.23 0 0 0.7721 0 ADCS 4.602 0 0 397.39 0 0 0.0700 ADCS (sin ST) 3.282 5676.98 5279.59 0 1 0.9300 0 RX 0.231 5676.98 4151.04 1525.94 1 0.7312 0.2688 Telemetría TX 1 5.17 18.91 6.95 0.0009 0.0033 0.0012 Imágenes TX 2.5 0 0 3.76 0 0 0.0007 OBC (nominal) 0.9 0 0 1525.94 0 0 0.2688 OBC (standby) 0.9 0 4151.04 0 0 0.7312 0 OBC (safe) 0.3 5676.98 0 0 1 0 0 Tabla 3.11 Consumo energético por sistema y modo operativo (W h). Subsistema Safe Standby Nominal Payload 0 0.082 1.765 ADCS 5.176 4.813 0.508 RX 0.364 0.266 0.098 TX 0.001 0.005 0.005 OBC 0.473 1.034 0.381 Consumo total 6.014 6.204 2.757 3.7.1 Generación La fuente más común de generación de potencia en un satélite es mediante el uso de paneles solares, los cuales generan potencia aprovechando la radiación solar incidente. Para esta misión, se adopta esta solución. Para los siguientes análisis, se ha considerado una órbita polar pura. La órbita que se tiene realmente es muy cercana a la polar, pero no es polar pura. Sin embargo, sin esta simplificación, el análisis se vuelve muy complejo y queda fuera de los límites del trabajo. Adicionalmente, se ha supuesto que el satélite siempre apunta a nadir y no rota sobre su eje Z. La expresión empleada para estimar la potencia generada por un panel es: PPanel =APanel Scosαiη(3.10) Donde PPanel es la potencia generada por el panel [W], APanel el área efectiva del panel [ m2 ], cosαi el ángulo de incidencia sobre el panel y ηla eficiencia del panel solar. Primeramente, se considera un solo panel en la cara +Y del satélite, el cual es no desplegable. En la Figura 3.16, se muestra la situación cuando el satélite cruza el ecuador, de Sur a Norte, correspondiente a una LTAN de 10:30. Aplicando trigonometría con las horas locales, se puede obtener el ángulo que forma el eje Z del satélite con la dirección del sol, ángulo denominado β , calculándose el mismo como β = (12 −10.5)15 = 22.5◦ . El ángulo de incidencia es el complementario a β , dando lugar a un valor de αi = 67.5◦. 38 Capítulo 3. Diseño conceptual del CubeSat Figura 3.16 Representación de la órbita del CubeSat cruzando el Ecuador. Respecto a la eficiencia, según datos del SMAD [ 66 ], se considera una eficiencia en BOL (Beginning of Life) del 30%. Aplicando un factor de degradación global del 72% (que incluye pérdidas debido a diseño, montaje, temperatura y sombreado), se obtiene una eficiencia en EOL (End of Life) de η = 0.3·0.72 = 0.216 (21.6%). Con estos valores, la potencia generada por unidad de área es: Pud_area =1371 ·cos(67.5◦)·0.216 =113.33W/m2 Al tener un panel solar en la cara +Y, de dimensiones 20 ×34.05 cm, se tiene un área de cara de 0.068 m2 . Sin embargo, esto no es realista debido a que no toda la cara puede ser solo de célula solar. Tomando un tamaño estándar de 8×4 cm de célula solar, tomado del fabricante AZUR SPACE [ 6 ], aunque ha sido contrastado con otros fabricantes, y distribuyéndose como se muestra en la Figura 3.17, se consigue un área de panel de APanel =0.08 ·0.04 ·16 = 0.0512 m2. 3.7 Sistema de potencia 39 Figura 3.17 Panel solar para CubeSat 6U de EnduroSat [16]. Se obtiene una potencia de PPanel = 0.0512 ·113.33 = 5.8 W; valor muy inferior a la potencia nominal máxima de 12.106 W, por lo que la generación de potencia es insuficiente en este caso. Ya que tener un panel fijo en una cara no es asumible, es necesario estudiar el tener paneles desplegables. El tamaño efectivo del panel sigue siendo de 0.0512 m2 , pero en este caso, el panel es desplegable sobre la arista que une la cara +Y con la cara +Z, situada a nadir, por lo que antes de desplegarlo, las células solares están en la parte interior del satélite. Además, tiene la capacidad de girar sobre el eje Y, por lo que tiene la capacidad de colocarse en todo momento en la posición que maximiza la generación de potencia, simplificación que se adopta en el siguiente análisis; el panel está en todo momento colocado de tal manera que el ángulo de incidencia es el menor posible. Un dato que no se tuvo en cuenta en el análisis con panel fijo es que la configuración que se planteó corresponde únicamente a los equinoccios de primavera y otoño, instantes del año donde el ángulo que forma el vector Tierra-Sol y el plano del Ecuador es 0. En este caso, se tiene un problema plano, ya que los vectores que intervienen en el cálculo se encuentran en el plano del Ecuador. Sin embargo, al variar este ángulo en función de la época del año debido a la inclinación de la eclíptica, la propiedad plana del problema desaparece, volviéndose un problema tridimensional, obteniendo un ángulo de incidencia menor con respecto al problema plano. En los casos extremos, es decir, los solsticios de verano e invierno, donde el Sol se encuentra a 23.5◦ y −23.5◦ respectivamente. Gracias a que se le da la libertad al panel de rotar sobre el eje Y, la tridimensionalidad del problema desaparece si se coloca en una posición adecuada, específicamente si se gira el mismo ángulo al que se encuentra el Sol con respecto al Ecuador. Por ejemplo, en el solsticio de verano, al estar el Sol situado a 23.5 ◦ , girando el panel la misma cantidad, se maximiza el ángulo de incidencia, siendo en este caso αi=β=22.5◦. Con el valor de αi actualizado, se obtiene una potencia por unidad de área Pud_area = 273.59 W/m2 , muy superior a la que se obtiene con el panel fijo. De la misma manera, se genera una potencia PPanel = 0.0512 ·273.59 = 14 W; pudiendo, por tanto, asegurar los 12.106 W que se requieren de potencia pico. A continuación, se necesita asegurar una suficiente generación de energía por órbita, calculándose a partir de PPanel y teniendo en cuenta la fracción de eclipse. EPanel =14 ·5676.982(1−fecl) 3600 =13.94W h Atendiendo a la Tabla 3.11, sumando los requisitos en modo nominal y modo standby, se necesitarían unos 8.96 W h por órbita. Generando 13.94 W h, se asegura una suficiente generación de energía. Para finalizar, cabe destacar que estos cálculos de generación son correspondientes al final de la vida útil de los paneles. Al inicio de la misión, se tiene una generación aún mayor, la cual disminuirá con el tiempo, llegando finalmente a los valores que se acaban de obtener. 4 Conclusiones y trabajo futuro 4.1 Conclusiones E l desarrollo de este trabajo ha puesto de manifiesto la alta complejidad propia del diseño de una misión espacial, incluso en su fase más preliminar. Aun tratándose de un enfoque conceptual, con múltiples simplificaciones alejadas de la realidad, cada decisión tomada ha necesitado de un análisis detallado de los distintos factores que intervienen en la operación de un satélite, desde la selección de la órbita hasta la estimación del consumo de energía, pasando por el diseño de los distintos sistemas a bordo. Se ha evidenciado cómo múltiples disciplinas — mecánica orbital, comunicaciones, potencia, entre otras — deben integrarse de forma coherente para garantizar la viabilidad de la misión, teniendo en cuenta los requisitos propios de cada campo, así como la dependencia existente con los demás. Además, se ha intentado mantener un equilibrio entre simplicidad analítica y realismo técnico, adecuando el modelado de cada punto a los objetivos del proyecto y a las limitaciones con respecto al conocimiento y tiempo del que se disponía. En cuanto al diseño resultante del CubeSat propuesto, cabe concluir que la configuración y arquitectura elegidas permiten cumplir con los requisitos establecidos para la misión. En concreto, se ha verificado que el sistema de observación es capaz de proporcionar imágenes térmicas con una adecuada resolución para la detección de incendios forestales, y que los resultados en cuanto a comunicaciones, control térmico y potencia son viables dentro del contexto de los CubeSats. Asimismo, se destaca la elección mayoritaria de componentes COTS, lo cual contribuye a una reducción significativa de costes y tiempos de desarrollo, en línea con los objetivos iniciales del proyecto. A pesar de las simplificaciones adoptadas, el diseño cumple con los requisitos que se plantearon y sienta las bases para una futura implementación real. No obstante, y dada la magnitud y complejidad de una misión espacial real, existen numerosas líneas de trabajo, no abordadas en este trabajo, que podrían desarrollarse en fases posteriores para enriquecer y perfeccionar el análisis llevado a cabo. 4.2 Trabajo futuro Dado que el presente trabajo trata sobre un diseño conceptual, además de estar limitado por el tiempo y los recursos disponibles, muchos de los apartados han quedado en una fase superficial, pudiendo ser abordados con mayor profundidad en futuras fases del diseño, ya sea en posteriores trabajos académicos o como parte de un desarrollo real. A continuación, se exponen algunas posibles líneas de trabajo futuro que pueden enriquecer este trabajo: • Realizar un análisis orbital más exhaustivo, incluyendo explícitamente efectos de perturbaciones como el J2, arrastre atmosférico o el efecto que pueda tener la Luna, especialmente en lo relativo a las tareas de apuntamiento del sensor y a la evolución orbital. Además, estas consideraciones podrían contribuir a la selección de una nueva órbita, optimizando las funciones del satélite. 47 48 Capítulo 4. Conclusiones y trabajo futuro • El desarrollo de la constelación, la cual no pudo abordarse, lograría otorgarle mucho más rigor a todo lo planteado. En realidad, aunque se afirme que se cumplen con los requisitos expuestos, el tiempo de revisita no es aceptable para lo crítico que es la detección de incendios. • Asumir un modelo de visibilidad basado en datos meteorológicos reales (cobertura nubosa, condiciones atmosféricas, efecto de la luminosidad), ya que no se ha tenido en cuenta a la hora de desarrollar el sistema de observación. • Estudiar distintos modelos de procesamiento de imágenes, explorando estrategias de procesamiento y compresión o introduciendo algoritmos más avanzados para la selección de las imágenes, con el fin de optimizar su funcionamiento y reducir riesgos como saturación de memoria, cuellos de botella o posible pérdida de datos. En relación a esto, podría considerarse a su vez el uso de inteligencia artificial a bordo, una disciplina en auge estos días, para así mejorar la eficiencia del sistema y otorgarle una cierta capacidad de decisión autónoma. • Validar mediante simulaciones realistas la viabilidad del downlink descrito, teniendo en cuenta factores como tasas efectivas, disponibilidad real de estaciones y limitaciones de tiempo de pasada. Tener en cuenta el efecto del FSPL, que en la realidad afecta a la transmisión de datos. Finalmente, considerar la implementación de un sistema ISL, ya sea como mecanismo de redundancia o para ampliar la flexibilidad y optimizar la operatividad de la misión en caso de cobertura limitada con tierra. • En cuanto al diseño térmico, realizar un análisis empleando un modelo y software más riguroso, como puede ser un estudio nodal basado en elementos finitos. Además, este estudio no solo podría proporcionar una mayor precisión en cuanto a distribución de temperaturas, sino que podría obtener las variaciones de temperatura a lo largo de la vida de la misión, al contrario que un rango de temperaturas como se ha realizado. Adicionalmente, la selección de las técnicas del sistema pasivo, identificando las zonas estratégicas para lograr un equilibrio térmico adecuado. • Asumir modelos más avanzados para el sistema de potencia, incluyendo un modelado explícito del cableado, la estructura de conexión con los distintos sistemas y modelar con mayor exactitud las pérdidas que puedan ocasionarse. Este nivel de detalle permitiría evaluar mejor el comportamiento del sistema ante variaciones de carga o fallos parciales, otorgando robustez al diseño. Índice de Figuras 1.1 CubeSat Ncube-2 del tipo 1U [40] 3 2.1 Región europea considerada 8 2.2 Tiempos de reentrada bajo buenas condiciones iniciales según masa y altitud del satélite [8] 12 2.3 Tiempos de reentrada en el peor escenario según masa y altitud del satélite [8] 13 3.1 Estructura de un CubeSat 6U [57] 15 3.2 Sistema de ejes coordenados del CubeSat 16 3.3 Sensor FLIR Tau 2 [28] 17 3.4 Ejemplos de antenas de tipo whip (ANT-100 de AAC Clyde Space) [ 1 ] y de tipo turnstile (Omnidirectional canted turnstile UHF antenna system de GOMSpace) [30] 22 3.5 Ejemplo de antena tipo patch (GNSS Patch Antenna de ISISpace) [35] 23 3.6 Simplificación del Packet Utilization Standard empleado en la misión FORESAIL-1 [29] 25 3.7 Radio NanoCom AX100 [31] y antena NanoCom ANT430 [30], ambos de GomSpace 26 3.8 Radio TX-2400 de AAC Clyde Space [2] y antena S-band Commercial Patch Antenna de EnduroSat [58] 27 3.9 Integración de la antena S-band Commercial Patch Antenna en un CubeSat 3U [58] 28 3.10 Posición de las distintas estaciones consideradas 29 3.11 Contactos con las estaciones por pasada 30 3.12 Onboard Computer with GNSS de EnduroSat [17] 31 3.13 Ejemplos de thermal straps e intefaces térmicas aplicados [48] 32 3.14 Ejemplo de calefactor del tipo Kapton aplicado en un CubeSat [64] 33 3.15 Geometría para evaluación de factores geométricos para Falbedo y valores en función de altitud y orientación del sol [5] 34 3.16 Representación de la órbita del CubeSat cruzando el Ecuador 38 3.17 Panel solar para CubeSat 6U de EnduroSat [16] 39 3.18 Ilustración de la órbita plana en el equinoccio de primavera 42 3.19 Evolución del decaimiento en vida operativa 43 3.20 Evolución del decaimiento en reentrada 44 3.21 Evolución del número de manchas solares [50] 45 3.22 Evolución del flujo de radio solar F10.7 [50] 45 49 Índice de Tablas 2.1 Tiempos de visibilidad según altitud 11 2.2 Duraciones máximas, mínimas y medias de visibilidad y no visibilidad según altitud 12 2.3 Elementos orbitales en la época de la misión GLADOSat 13 3.1 Especificaciones técnicas del sensor térmico FLIR Tau 2 64 17 3.2 Resumen de recursos para procesamiento a bordo y memoria [62] 19 3.3 Resumen de consumo del sistema de observación y procesamiento de imágenes a bordo 20 3.4 Resumen de consumo del sistema de observación y procesamiento de imágenes a bordo 21 3.5 Resumen del rendimiento del ADCS 21 3.6 Resumen de los tamaños de paquetes de telemetría 25 3.7 Contactos con las distintas estaciones en la simulación 30 3.8 Resumen de potencias consideradas en modo caliente 35 3.9 Resumen de potencias consideradas en modo caliente 36 3.10 Resumen de consumos de potencia y tiempos de operación por modo. 37 3.11 Consumo energético por sistema y modo operativo (W h) 37 51 Bibliografía [1] AAC Clyde Space, Ant-100: S-band antenna, 2024. [2] , Tx-2400 s-band transmitter, 2025. [3] Mario Aguilar and Ricardo Nadalini, Design and on-orbit performance of the electrical power system for the quetzal-1 cubesat, Journal of Small Satellites 12 (2023), no. 1, 1145–1155. [4] Alliance Memory, Inc., 512mb sdram mt48lc32m16a2p: 2m x 16 x 8 banks, Tech. report, Alliance Memory, 2014. [5] Antonio Franco Espín, Apuntes de sistemas de vehículos espaciales, Tech. report, Escuela Técnica Superior de Ingeniería, Universidad de Sevilla, 2025. [6] AZUR SPACE, Space solar cells, 2024. [7] Julian Bartholomäus, Merlin F. Barschke, Philipp Werner, and Enrico Stoll, Initial results of the tubin small satellite mission for wildfire detection, Acta Astronautica 200 (2022), 347–356. [8] Tiago Brito, C. C. Celestino, and R. Vilhena de Moraes, Study of the decay time of a cubesat-type satellite considering perturbations due to the earth’s oblateness and atmospheric drag, Journal of Physics: Conference Series 641 (2015), 012026. [9] Chantal Cappelletti, Simone Battistini, and Benjamin K. Malphrus, Cubesat missions and applications, CubeSat Handbook: From Mission Design to Operations (Chantal Cappelletti, Simone Battistini, and Benjamin K. Malphrus, eds.), Academic Press, 2021. [10] Pablo Casado, Cristian Torres, J.M. Blanes, A. Garrigos, and David Marroquí, Implementation of a 6u cubesat electrical power system digital twin, Aerospace 11 (2024), 688. [11] Ciccolella, Davide, Thermal design of cubesats, Tech. report, Summer School Alpbach, 2010. [12] Consultative Committee for Space Data Systems (CCSDS), Telemetry channel coding (ccsds 102.0-b-5), Tech. report, NASA, 2020. [13] Copernicus Emergency Management Service, Rapid damage assessment. [14] , European forest fire information system (effis), 2025. [15] Ann Eapen, Sidi Ahmed Bendoukha, and Abdulrahman Sulaiman, Retracted: A 6u cubesat platform for low earth remote sensing: Dewasat-2 mission concept and analysis, Aerospace 10 (2023). [16] EnduroSat, 6u solar panel, 2024. [17] , Onboard computer with gnss, 2025. [18] , S-band antenna - commercial, 2025. [19] eoPortal Directory, Phisat-1 (fsscat-a), 2025. [20] , Seahawk-1, 2025. [21] European Space Agency, Cubesats. 53 54 Bibliografía [22] , Introducing sentinel-2. [23] , Sentinel-2: Instrument. [24] , Inter-satellite laser links, 2016. [25] , Estrack: Esa’s global ground station network, 2024. [26] European Space Agency (ESA), Ghgsat mission description, 2025. [27] , Planetscope mission description, 2025. [28] FLIR Systems, Flir tau®2 datasheet, Tech. report, FLIR Systems, 2020. [29] FORESAIL-1 Mission Team, Fs1 space-ground interface control sheet, Tech. report, FORESAIL-1 Mission, 2022. [30] GomSpace, Nanocom ant430, 2024. [31] , Nanocom ax100, 2025. [32] Gunter’s Space Page, Kitsune (kyutech satellite), 2025. [33] Hawaii Space Flight Laboratory, Hyperspectral thermal imager (hyti), 2025. [34] Inertial Labs, How to calculate ground sampling distance (gsd), 2023. [35] ISISpace, Gnss patch antenna, 2024. [36] Kongsberg Satellite Services (KSAT), The ksat global ground station network, 2024. [37] Justin Lai, Thermal analysis of a cubesat in low earth orbit, Tech. report, San José State University, Department of Aerospace Engineering, 2015. [38] Microchip Technology Inc., Proasic3l low power flash fpgas with flashfreeze technology, Tech. report, Microchip Technology Inc., 2021. [39] Ministerio para la Transición Ecológica y el Reto Demográfico (MITECO), Incendios forestales en españa. año 2015, Tech. report, Ministerio para la Transición Ecológica y el Reto Demográfico (MITECO), 2015. [40] Nanosats Database, Ncube-2. [41] , Ororatech. [42] , Cubesat overview, 2025. [43] , Isara, 2025. [44] NASA, What are smallsats and cubesats? [45] , Thermal balance testing of spacecraft, Tech. report, NASA, 2016. [46] ,Cubesat 101: Basic concepts and processes for first-time cubesat developers, Tech. report, NASA, 2017. [47] , Tracking and data relay satellites (tdrs), 2024. [48] , Thermal control – small spacecraft technology state-of-the-art, 2025. [49] NASA Small Spacecraft Systems Virtual Institute, State-of-the-art communications subsystems, 2024. [50] NOAA Space Weather Prediction Center, Solar cycle progression, 2025. [51] OroraTech, Technology. [52] , Ororatech accelerates deployment of its multipurpose thermal satellite constellation, 2025. [53] M. Palmroth, J. Praks, R. Vainio, P. Janhunen, E.K.J. Kilpua, N.Y. Ganushkina, ..., and T. Westerlund, Foresail - 1 cubesat mission to measure radiation belt losses and demonstrate deorbiting, Journal of Geophysical Research: Space Physics 124 (2019), no. 7, 5783–5799. [54] PhiSat-2 Project Team, Phisat-2 mission overview, Tech. report, AI4EO, 2023. Bibliografía 55 [55] Rafael Vázquez Valenzuela, Apuntes de mecánica orbital, Tech. report, Escuela Técnica Superior de Ingeniería, Universidad de Sevilla, 2025. [56] SatCatalog, Cubesat launch costs: How much does it cost to launch a cubesat?, 2024. [57] , 6u cubesat structure, 2025. [58] Satsearch, Endurosat s-band antenna (commercial), 2025. [59] SpaceQuest, Tx-2400 s-band transmitter - datasheet, 2025. [60] STMicroelectronics, Stm32f7 system power overview, Tech. report, STMicroelectronics, 2016. [61] Mohammad Sutarto, Muazam Nugroho, Mohammad Mukhayadi, Rommy Hartono, A Hadi Syafrudin, Tri Meidiansyah, Sartika Salaswati, Kamirul, Suraduita Mupasanta, and Dede Ardianto, Design of a cubesat constellation for monitoring hot spots in indonesian forest areas, 2023 IEEE International Conference on Aerospace Electronics and Remote Sensing Technology (ICARES), 2023, pp. 1–6. [62] James Theiler, Bernard R. Foy, Claira Safi, and Steven P. Love, Onboard CubeSat data processing for hyperspectral detection of chemical plumes, Algorithms and Technologies for Multispectral, Hyperspectral, and Ultraspectral Imagery XXIV (Miguel Velez-Reyes and David W. Messinger, eds.), vol. 10644, International Society for Optics and Photonics, SPIE, 2018, p. 1064405. [63] United Nations Office for Outer Space Affairs (UNOOSA), European code of conduct for space debris mitigation, Tech. report, United Nations Office for Outer Space Affairs (UNOOSA), 2004. [64] University of Hawaii, Thermal control: Demonstration and control of a heater (lab), 2025. [65] UNOOSA and JAXA, Kibocube academy 2021 – opl14: Onboard data handling and processing, Tech. report, United Nations Office for Outer Space Affairs (UNOOSA) and Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA), 2021. [66] James Richard Wertz, David F. Everett, and Jeffery John Puschell, Space mission engineering : the new smad, Microcosm Press, 2011.