Ingeniero Civil Eléctrico / El avance científico y tecnológico en materia aeroespacial, más la experiencia acumulada a lo largo de los años por centros de investigación, ha permitido que se mejoren las téc- nicas de diseño e integración de satélites y los experimentos de diversa índole que estos transportan al espacio. El paradigma clásico consiste en diseñar la carga útil del satélite y luego el vehículo que la transportará. Esto provoca que cada nuevo satélite tiene una forma personalizada, lo cual implica en mayores costos para el cohete que lo va a enviar al espacio. Los CubeSat rompen ese esquema al establecer un peso, volumen y forma bien definidos, de tal manera que la carga o payload del satélite debe ajustarse a esa especifica- ción. Esto implica una drástica disminución del costo de misiones espaciales, ya que se ha transformado en un estándar adoptado por decenas de universidades, centros tecnológi- cos y organizaciones en el mundo lo que conlleva a que el sistema de acoplado al cohete sea también estándar. Una de las partes esenciales de un CubeSat es su sistema de comunicación, el cuál a pesar de tener una tendencia a dismuir su costo, sigue teniendo un precio elevado, trans- formándose en una barrera de entrada para establecimientos educacionales que ven en los nanosatélites una herramienta no sólo de investigación sino que también educativa. Un transceptor de bajo costo permite no solo reducir el impacto económico del nanosatélite, sino que también agregar redundancia al sistema, teniendo la posibilidad de transportar más de uno en un mismo CubeSat. Esta memoria se enmarca en el SUCHAI 2 y 3, los cuales son la continuación del primer nanosatélite de la Universidad de Chile, el SUCHAI. Se implementó y evaluó un sistema de comunicación que pueda ser utilizado en satélites de diverso tamaño, desde femto a nano- satélites, basado en el módulo RFM22B. Se implementó un protocolo de comunicación, se realizaron múltiples pruebas en terreno y utilizando un globo sonda. Las pruebas en terreno permitieron demostrar que la mejor modulación y tasa de transferencia de datos disponibles considerando la cantidad de paquetes enviados exitosamente es FSK a 2 kb/s. Con radiosonda se probó esta configuración y se recibieron paquetes a 38,9 km con una antena omnidireccional de 3 dBi de ganancia y a 477 km con la antena Yagi de la estación terrena del proyecto SUCHAI que posee 18,9 dBiC de ganancia. Estos resultados demuestran que el RFM22B es una opción viable para nanosatélites en la órbita de la estación espacial internacional (416 km en apogeo) y para constelaciones de femtosatélites.

Memoria para optar al título de Ingeniero Civil Eléctrico / En el vuelo espacial, una maniobra orbital corresponde al uso de sistemas de propulsión para cambiar la órbita de un vehículo espacial. Es actualmente casi la única manera de desplazarse a través del espacio exterior y por lo tanto su aplicación resulta de gran importancia para el diseño físico como para el diseño de misiones de satélites. En el caso particular de nanosatélites, los sistemas de propulsión presentan grandes restricciones tanto de capacidad como tamaño, por lo cual normalmente se hace necesario utilizar sistemas de propulsión eléctrica, los cuales poseen un nivel de empuje bajo, resultando comúnmente en tiempos de propulsión de larga duración, del orden de cientos de órbitas. El presente trabajo pretende calcular los propulsivos, energéticos y temporales de llevar a cabo maniobras orbitales de bajo empuje predeterminadas. Es decir, la cantidad de propelente, potencia, energía y tiempo necesarios para ejecutar una maniobra sub-óptima definida manualmente en base a resultados de la literatura. En la primera parte del presente trabajo se presenta el marco teórico donde se describen los conceptos necesarios para poder comprender y analizar el modelo realizado. Se mencionan principalmente conceptos relacionados con la astrodinámica, los principios de propulsión y la ejecución de maniobras orbitales. Se construyó un modelo en python basado en las ecuaciones de variación de parámetros incorporando perturbaciones gravitacionales de la Tierra, el Sol, la Luna, el arrastre atmósférico y la presión solar. Este modelo además incorporó la capacidad de perfilado del empuje a lo largo de su órbita y finalmente la fijación de órbitas objetivo basado en leyes de control derivadas analíticamente. Además se validó la dinámica básica y perturbada del modelo mediante comparaciones con el software comercial de simulación de satélites Systems Toolkit STK. Una vez completado el modelo se procedió a realizar las simulaciones de intéres, incluyendo desorbitación, mantenimiento orbital y movimiento relativo. A partir de los escenarios estudiados se estima, en primer lugar, que el satélite SUCHAI tendrá un tiempo de desorbitación de 7 años, cayendo entre 2024 y 2025. Éste tiempo puede ser reducido entre un 20% y 30% utilizando propulsión basada en componentes comerciales. Las maniobras probadas, a nivel general, no poseen mayor problema energético. En el caso de mantenimiento orbital en órbita baja, la perturbación que genera mayor efecto es el arrastre atmosférico, por lo cual sólo resulta conveniente modificar el semieje-mayor. Finalmente se observa para el escenario de movimiento relativo, que en ausencia de perturbaciones es imposible que un chipsat expulsado de un cubesat en órbita quede orbitándolo.