Ingeniero Civil Eléctrico / Los satélites artificiales actualmente han mostrado ser de gran relevancia en diferentes ámbitos. Esto se puede ver en el uso que hacen de ellos tecnologías como el GPS, las telecomunicaciones entre teléfonos móviles y televisión satelital, informes meteorológicos, y diversos temas de investigación científica tanto terrestre como espacial. En el contexto de fomentar el desarrollo de proyectos aeroespaciales destaca el estándar CubeSat, que facilita el diseño y manufactura de satélites a bajo costo, generando particular interés por parte de Universidades y Centros de Investigación en ésta área. Parte del estándar es que el satélite se desarrolla para estar contenido en cubos de 10x10x10cm y con un peso no mayor a 1.33Kg. Además se clasifican de acuerdo al número de cubos o unidades que componen el satélite, siendo configuraciones usuales los CubeSat 1U, 2U, 3U y 6U}. En Chile algunas iniciativas en este ámbito han sido los satélites FASat-Bravo, desarrollado por la Universidad británica de Surrey en conjunto con la Fuerza Aérea de Chile, y el FASat-Charlie desarrollado por la división Astrium del grupo europeo EADS. En Junio de 2017 se lanzó el satélite SUCHAI 1, primer CubeSat desarrollado en Chile, por el laboratorio SPEL de la Universidad de Chile, gracias a la colaboración de sus alumnos, profesores e ingenieros. El satélite SUCHAI 1 cuenta además de los sistemas de computador a bordo, sistema de comunicaciones y sistema de energía, con cuatro payloads de carácter científico. Sin embargo carece de los sensores y actuadores necesarios para poder orientar el satélite en una determinada dirección. En este contexto surge el desarrollo de este trabajo con la finalidad de incorporar un sistema de control de orientación para las versiones 2 y 3 del satélite que serán de tres unidades y se estima serán lanzados en 2018. Este sistema otorga la capacidad de realizar movimientos precisos de alineación mediante el satélite, tales como apuntar antenas hacia estaciones terrenas para un mejor enlace de comunicación, u otros instrumentos de medición del mismo hacia algún objeto o región específica del espacio, como por ejemplo las cámaras. También sería posible mediante este sistema lograr una comunicación entre satélites, alineando sus respectivas antenas, y otras maniobras de coordinación. En este trabajo se implementó un algoritmo de control de orientación en 3 ejes mediante cuaterniones usando ruedas de reacción, con un correcto desempeño en las pruebas de software. Sin embargo una restricción importante para este proyecto es el presupuesto, por lo cual se desarrolló un prototipo de bajo costo que logró un correcto desempeño para el control en un eje en la plataforma Air bearing, quedando como parte del trabajo futuro las pruebas de control en los 3 ejes y su integración en las próximas versiones del satélite SUCHAI.

Ingeniero Civil Eléctrico / Las misiones de satélites tipo CubeSat actualmente no tienen planificado el periodo posterior a la vida operacional del satélite. Al ser lanzados cada vez en mayor cantidad, estas naves tienen el potencial de congestionar el espacio en órbita terrestre baja y presentar un peligro creciente de colisiones. Dentro de las estrategias para remover a estas naves de la órbita es la de descenso controlado o deorbitación realizado con propulsores eléctricos. Dentro de las tecnologías existentes de propulsores eléctricos se encuentra el electrospray que presenta una alternativa atractiva para su uso en satélites tipo CubeSat. En el presente trabajo se evalúa esta tecnología y su uso en la deorbitación de CubeSats de tres unidades, para considerar su desarrollo para misiones futuras. En la primera parte del presente trabajo se presenta un marco teórico que permite entender las problemáticas que presenta el diseño y construcción de sistemas para CubeSats. Luego se explora la propulsión espacial eléctrica para estudiar su impacto los cambios orbitales de una órbita terrestre baja. Finalmente se presenta el fenómeno basal de la tecnología electrospray para luego comprenderlo en términos de su desempeño como sistema de propulsión espacial eléctrica. Se construyó un experimento en base a un capilar para estudiar las variables de importancia expuestas en la primera parte de este trabajo. En primer lugar se determinó la región de operación del experimento donde se producía de forma estable el fenómeno basal del electrospray, cuantificando las variables de importancia. De esta región de estabilidad se calcularon los parámetros de desempeño propulsivo de empuje e impulso específico en base un modelo físico. Luego se realizan pruebas para estudiar el comportamiento del experimento ante el vacío presente fuera de la atmósfera terrestre. Una vez determinados los parámetros de desempeño propulsivo, se realizan cálculos para determinar el desempeño total de un propulsor práctico utilizando esta tecnología en los puntos de operación que maximizan cada parámetro respectivamente. Junto al desempeño, se estima el volumen utilizado y la cantidad de propelente factible. Finalmente se evaluó el desempeño del propulsor propuesto en términos de vida orbital mediante la simulación en el software STK. Estas simulaciones incluyen dos maniobras cuyos resultados son comparados a los resultados de una caída sin la asistencia de propulsión. Mediante las simulaciones se obtuvieron reducciones significativas a la vida orbital del satélite lo que el propulsor posee el desempeño suficiente para su uso en deorbitación de CubeSats de tres unidades.

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.