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.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:UCHILE/oai:repositorio.uchile.cl:2250/170714 |
| Date | January 2019 |
| Creators | Ramos Yáñez, Ricardo Javier |
| Contributors | Díaz Quezada, Marcos, Fuentes González, César, Caba Rutte, Andrés |
| Publisher | Universidad de Chile |
| Source Sets | Universidad de Chile |
| Language | Spanish |
| Detected Language | Spanish |
| Type | Tesis |
| Rights | Attribution-NonCommercial-NoDerivs 3.0 Chile, http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/3.0/cl/ |
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