Introducción a las Estructuras Espaciales. Guía de Estudio 2010-2011

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Introducción a las Estructuras Espaciales.


Esta documentación pretende ser una simple guía de estudio, mostrando los principales puntos tratados en el temario de forma más o menos condensada, sin sustituir de ninguna manera las explicaciones impartidas durante las clases de la asignatura.

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Bibliografía

Spacecraft Structures and Mechanism, From Concept to Launch (Thomas P. Sarafin):

Chapters: 1, 2, 3, 11, 12, 14 & 15

Launchers´ Manuals:

Arianespace, Ariane V User's Manual

Arianespace, Soyuz User's Manual

Arianespace, Vega User's Manual

Boeing, Delta IV User's Manual

NASA-HDBK-7005

MIL- HDBK- 340A (USAF)

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Introducción

Sistema Espacial:

Conjunto de elementos que interaccionan y a los que se les asigna un objetivo global.

Lanzador

Red de Puesta en Órbita

Sistema de Separación

Satélite

Segmento Espacio

Segmento Tierra

Plataforma

Carga Útil

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Introducción

Fases de un Programa Espacial:

Fase Conceptual.

Definición de la Misión (Objetivos)

Estudio de conceptos → Elección de un concepto

Demostración/Validación

Diseño Preliminar → Lanzamiento del Programa

Requerimientos de los Subsistemas

Desarrollo

Test

Diseño de detalle → Lanzamiento de la producción

Producción y Ensayos

Fabricación de Especimenes de Ensayo

Fabricación y Verificación → Despliegue (IOC)

Despliegue y Operación

Operación y Retiro

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Introducción

Subsistemas que forman parte de un ingenio espacial:

Subsistema de Control de Actitud: Determina y controla la actitud del satélite y su posición orbital. Se compone de sensores y actuadores .

Subsistema de Propulsión: Cambia la órbita del satélite. Se compone de depósitos, combustibles, conductos y motores.

Subsistema de Comunicaciones: Comunica con la estación en tierra y permite su seguimiento. Se compone de receptor, transmisor y antena.

Subsistema de comando y gestión de datos: Procesa y distribuye los comandos y almacena encripta, desencripta y almacena datos. Se compone de computadores y almacén de datos.

Subsistema de Generación Eléctrica: Genera, almacena y distribuye la energía eléctrica. Se compone de paneles solares, baterías, cables y e lectrónica.

Subsistema de Control Térmico: monitoriza y controla la temperatura en el satélite . Se compone de radiadores, calentadores, conductos, ais lantes,...

Subsistema de Estructura y Mecanismos: Soporta físicamente los componentes del satélite (los componentes de los subsistemas anteri ores), los mueve, según se requiera, y los protege de las cargas dinámicas. Se compone de la estructuras primaria, secundaria, terciaria y mecanismos.

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Introducción

De todos los subsistemas que forman parte de un vehículo espacial, nosotros nos centraremos en los siguientes subsistemas:

Estructura

El esqueleto del satélite

Garantiza la seguridad del vehículo en todas las condiciones y el cumplimiento de todos los requerimientos operativos.

Mecanismos

Sistemas que deben actuar durante todas las fases operativas delsatélite, para reposicionar algunos elementos

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Estructuras

Clasificación (satélites):

Estructura Primaria

Estructura Secundaria

Estructura Terciaria.

Tipología

Estructuras reticulares (barras)

Paneles y marcos

Monocasco

Semimonocasco

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Estructuras

Filosofía de Diseño

El diseño de una estructura espacial es un proceso iterativo.

Depende de los requerimientos impuestos por otros subsistemas

El objetivo de del diseño de la estructura es conseguir la “eficiencia másica” de la estructura y su funcionalidad e integridad

La ausencia de atmósfera en el espacio otorga un elevado grado de libertad a la forma geométrica que puede adopta un satélite

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Lanzadores

Introducción

Los hay de muchos tipos, aunque todos son bastantes parecidos. Su origen son las bombas de largo alcance V2 alemanas que se produjeron durante la II guerra mundial. Su artífice principal fue Von Braun, quien posteriormente fue una de las piezas claves en el programa espacial americano.

Los lanzadores pueden ser:

Reutilizables (Lanzadera Espacial Americana, Shuttle)

No reutilizables

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Lanzadores

Misión

La misión de los lanzadores es transportar los satélites desde la superficie terrestre hasta el exterior de la atmósfera, e inyectar el satélite en la orbita inicial.

Tipología

La forma típica de los lanzadores es cilíndrica, porque el principal estado de cargas es una carga longitudinal, la de los motores. Se suele preferir aligerar la estructura con tubos de pared delgada y rigidizadores.

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Lanzadores

Composición:

Etapas propulsivas:

Alojamientos donde van los motores que proporcionan la energía suficiente para pasar de la superficie terrestre a la orbita final. Para no llevar un único motor, que lo haría muy pesado, se montan diversas etapas con motores y depósitos de combustible independientes, que una vez desarrollada toda la energía para la que están diseñados, se desprenden. Son estructuras semimonocasco, cilindros con rigidizadores, tanto longitudinales como transversales.

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Lanzadores

Composición:

Etapas propulsivas:

En general suelen ser estructuras semimonocasco, y por lo tanto requieren de rigidizadores:

Longitudinales: Soportan compresión y estabilizan los paneles

Largueros

Larguerillos

Transversales: soportan torsión, presión (cargas radiales) y estabilizan los largueros/lasguerillos

Cuadernas

Cuadernas Maestras

Fallos:

Revestimiento: deja de transmitir la carga aplicada, no suele ser un fallo grave. Es local, y al pasar el estado de carga que ha ocasionado esta inestabilidad local, vuelve a su estado normal.

Panel: Se produce un fallo global en el panel entre dos cuadernas y afecta a 2 o más larguerillos

Fallo total de la estructura por pandeo, como si fuese una viga. Se deforman todas las secciones. Es un fallo global y catastrófico.

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Lanzadores

Composición:

Etapas propulsivas. Depósitos:

Suelen ser estructuras monocasco, pues las cargas que dominan son las presiones internas que se soportan como una membrana. Aún así hay que rigidizar la membrana ligeramente con rigidizadores longitudinales y transversales. Para cerrar los depósitos se usan mamparos de presión.

Se introduce un esfuerzo normal a la membrana que hay que soportarlo con una cuaderna de rigidización.

También hay que situar cuadernas en las zonas de unión de los depósitos de combustible con el lanzador.

En este tipo de estructura es muy importante tener en cuenta que determinados combustibles se almacenan a temperaturas muy bajas, lo que afectará al material escogido (depósitos criogénicos).

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Lanzadores

Composición:

Estructura de adaptación entre etapas:

Similares a los rigidizadores transversales, y longitudinales, chapa delgada y cilindros. Debe permitir la separación entre etapas. Además de buscar que una etapa se una a la siguiente (interfase mecánica) dando continuidad geométrica, debe permitir soltar la etapa propulsiva consumida (etapa de separación). Para poderse separar se suele producir algún tipo de liberación de energía instantánea, que genera una grieta que al propagarse provoca la rotura. Se producen ondas de choque que se propagan por la estructura.

Etapa Superior

Entalla

Sistema Pirotécnico (Gas)

ISA, material compuesto

Etapa Inferior

Aluminio

Ondas de Choque viajando

Aro de Separación

Detonador 1

Detonador 2

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Lanzadores

Composición:

Estructura de adaptación entre etapas:

Para la separación final se pueden usar muelles, que en un principio se encuentran comprimidos, y que al romper el ISSS recupera la forma introduciendo una cargas entre la etapa superior e inferior, lo que facilita la separación. En otros casos son los propios gases de la estructura superior los que hacen efectiva la separación

Los inconvenientes de este sistema son:

La carga liberada se transmite a la etapa superior, pudiendo hacer fallar a determinados equipos

Es una carga muy difícil de caracterizar (a no ser con ensayos)

El desfase entre los dos iniciadores es un parámetro muy importante.

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Lanzadores

Composición:

Sistema de Adaptación (lanzador/carga de pago):

Consta de tres funciones:

Sistema de separación

Atenuador de vibraciones

Adaptador de carga útil

Pueden ser tres sistemas independientes (mecánicamente tres elementos) o un único elemento que cumpla las tres misiones.

La misión del atenuador de vibraciones es reducir el nivel de vibraciones que “llegan” al satélite originadas durante la operación del lanzador (en particular los niveles producidos durante la carga de choque).

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Lanzadores

Composición:

Sistema de Adaptación

Adaptador de carga de pago (ACUs):

Tiene como misión la adaptación del satélite a la última etapa del lanzador y cumple con las res misiones:

Adaptación geométrica: suele ser un cilindro o un cono (+tradicionales) dependiendo de la relación entre el diámetro del satélite y el diámetro de la última etapa del lanzador.


Sistema atenuador de carga transmitida

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Lanzadores

Composición:



Adaptación geométrica: La adaptación geométrica se busca que sea suave. Suelen ser de aluminio (monocasco) o de material compuesto. También están los adaptadores de barra, que son muy simples y ligeros, aunque su alineamiento es complicado. Las barras son de fibra de carbono monolíticos y el muñón metálico.

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Lanzadores

Composición:



Sistema de separación: El sistema de separación permite la liberación del satélite del ACU. Tiene que ser lo suficientemente rígido para transmitir cargas durante el lanzamiento. Además tiene que liberar el satélite en el momento, actitud, estado y velocidad adecuados. Tiene que indicar al satélite cuando se produce la separación (para activar los mecanismos del mismo).

Se basa en el uso de una banda de diámetro inferior a la de los anillos que se quieren unir. La banda está al principio dividida en dos mitades que ocupan sectores menores de 180º (unos 12º menores). Estos dos sectores se van a unir por medio de tornillos pirotécnicos

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Lanzadores

Sistema de separación:

Satélite

ACUGuillotinaVástago

Muelles

Sistema de “vástago”

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Lanzadores

Composición:



Sistemas Atenuadores de Choques:

Espectro de choques: Cargas en función de frecuencia. Carga muy alta para frecuencias elevadas. Es típica de los eventos pirotécnicos que se producen durante la separación de elementos (fases del lanzador o el satélite del lanzador).

Los sistemas atenuadores pueden ser activos o pasivos.

Disminuyendo la rigidez entre lanzador y satélite, la base alcanza aceleraciones menores.

El objetivo del sistema es disminuir los niveles de carga transitoria que debe soportar la carga de pago.

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Lanzadores

Sistemas Atenuadores de Choques (II):

Sistemas Activos

Son mecanismos que se accionan en el momento de producirse la carga. Tienen como misión producir carga complementaria o aislar al satélite momentáneamente

Carga complementaria:

Sensor de carga (se mide carga y se produce vibración). Se genera una carga en contrafase para anular la producida. Se suelen utilizar actuadores pirotécnicos. El inconveniente es que como se necesitan sistemas de actuación para generar la carga en contrafase, se obtiene un peso adicional que se suma al del propio sistema que tiene que soportar la carga.

Aislamiento temporal de carga:

Sistema sobre mecanismo que se mantiene bloqueado (unión rígida) durante la trayectoria aeroespacial. Se libera justo antes de aparecer el choque. Normalmente son flejes cuya carga de pandeo se produce próxima al peso del satélite con su factor de carga. El inconveniente es que es necesario introducir un mecanismo de bloqueo y suelta y es poco fiable.

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Lanzadores

Sistemas Atenuadores de Choques (III):

Sistemas Pasivos

El mecanismo permanece siempre. Se basa en hacer un montaje flexible o en alterar el camino de carga. También se pueden producir efectos no lineales que aparezcan cuando se produzcan efectos (cargas) no lineales y tengan un efecto disipador.

Montaje Flexible:

La ventaja es que es muy eficaz y fiable. El inconveniente es la dificultad del montaje y la necesidad de disminuir la frecuencia natural, que podría interferir en las prestaciones del lanzador.

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Lanzadores


Sistemas Pasivos

Montaje Flexible:

Curva de transmisibilidad

Montaje rígido: factor de transmisión cercano a la unidad.

Montaje resonante: cerca de la frecuencia natural, las cargas se amplifican mucho

Montaje elástico: muy lejos de la frecuencia natural, factor de transmisión muy pequeño.

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Lanzadores


Sistemas Pasivos

Alterando el camino de Carga:

El sistema está integrado en el propio ACU.

En este caso el ACU es una pieza monolítica de fibra de carbono

Se ranura el sistema a dos alturas distintas, con ranuras alternativas. La carga no se puede transmitir a tracción-compresión, se tiene que transmitir a flexión.

Los tornillos se colocan para que nunca haya una línea recta que transmita la carga desde la base a la parte superior.

Es mucho más eficaz y es una sola pieza, no incrementa el peso, pero es de más difícil fabricación.

Se pueden rellenar las ranuras de material viscoelástico para mejorar mucho la transmisión de energía (Q) ⇒ ↑γ ⇒ se baja la altura de la curva de transmisibilidad

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Lanzadores


Sistemas Pasivos

Efecto disipador:

El sistema se componen de dos paredes (también cilíndricas), con paredes de componente monolítico de material viscoelástico, que disipan las cargas dinámicas: cuando aparecen cargas, el material se deforma y entra en funcionamiento el material viscoelástico.

Queda bien integrado en el ACU, y no representa incremento de peso (la rigidez la da el propio material), no disminuye la fiabilidad, y se incrementa un poco el precio.

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Lanzadores

Composición:

Bodega de carga:

Es cónica. Tiene como misión proteger el satélite y vencer la resistencia aerodinámica. Debe poder abrirse; un sistema de apertura típico es el basado en pirotecnia.

Debe proveer:

1. Protección aerodinámica

2. Protección térmica

3. Apertura final

La última etapa de propulsión es ya sin carena. En el caso del Ariane se abre por medio de un cordón que es un meridiano que pasa por la ojiva. Hay otro cordón por debajo que lo abre radialmente. El sistema de apertura es como el que ya se explicó anteriormente (pirotécnico).

En ocasiones se le añade un sistema de muelles para lograr una determinada velocidad de apertura

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Lanzadores

Composición:

Bodega de carga:

En la cofia también se alojan algunos sistemas.

Venting Holes: son orificios que se distribuyen convenientemente por la carena para evacuar aire, y que las presiones dentro y fuera de la cofia se vayan estabilizando a lo largo de la subida (evacuación y despresurización). El aire debe de salir a la misma velocidad con la que cae la presión en el exterior

Apertura: este sistema ya se ha comentado anteriormente, pero aquí se repite: debe de haber dos, uno que permita la apertura circunferencial, y otro que permita la apertura radial.

El tipo de construcción que se usa para estos elementos es de fibra de carbono tipo monocasco, y en algunos casos son estructuras isogrid de aluminio.

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Satélites

Introducción. Requisitos Estructurales

La estructura del satélite debe cumplir con varios requisitos estructurales.

Primero debe resistir el entorno de cargas

Segundo, debe cumplir con todos los requerimientos funcionales en orbita (estabilidad dimensional,...).

Tercero, debe interactuar con el resto de subsistemas

La estructura además es el esqueleto al que se le van añadiendo el resto de subsistemas durante el proceso de integración, por lo que debe de ofrecer interfases limpias para facilitar el proceso de integración.

El diseño además debe de ser compatible con los diferentes procesos estándarde fabricación (reticular, semi-monocasco,...)

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Satélites


Todos estas limitaciones hay que tenerlas en cuenta durante el diseño preliminar de la estructura de un satélite, al comienzo del diseño del satélite, que es cuando se toman las decisiones más importantes y que más afectarán a la configuración del satélite.

Por último, y debido a los elevados costes de inserción en el espacio, la mayor preocupación a la hora de dimensionar la estructura debe ser la de minimizar la masa, siempre manteniendo la funcionalidad de la misión.

Definición del proyecto

Capacidad para introducir cambios100%

0%Tiempo

•Coste de las modificaciones

•Importancia de las modificaciones

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Satélites


Geométricos: son fáciles de imponer

Configuración del vehículo: datos geométricos de todo lo que hay que ubicar (volúmenes). Es importante la limitación que establece la bodega de carga del lanzador

Operativos: también el vehiculo lanzador impondrá importantes requerimientos en lo referente a la masa total, posición del centro de gravedad y % de la MME que asociada a determinadas frecuencias (acoplamientos)

Masa

Accesibilidad

Cargas de pago

Fronteras: interfases. También impuestas por el vehículo lanzador

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Satélites


Cargas que debe soportar: según las fases. Es importante el tipo de lanzador que se vaya a utilizar

Montaje

Ensayos

Transporte

Operación

Lanzamiento

Intermedia

Operación

Final

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Satélites


Sistema de control (estabilidad) que tenga

3 ejes: forma de prisma con elementos desplegables unidos al cuerpo principal. Durante el lanzamiento permanecen plegados para ocupar menos volumen y entrar en la envolvente de la bodega de carga y para poder resistir mejor las cargas durante el lanzamiento

Spin: forma cilíndrica

Orbita final y/o inyección: Sistema de propulsión, cuando el lanzador no deja al satélite en la órbita final si no que deja al satélite en una órbita de aparcamiento, se necesita una órbita de transferencia. Implicará un sistema de propulsión Dependerá de la misión

Potencia eléctrica: Sobre todo la disposición y tamaño de los paneles solares y baterías. Dependerá de la carga de pago y la misión

Sistema de Comunicaciones: Sobre todo la disposición y tamaños de las antenas y el tamaño peso y consumo de los amplificadores y transmisores. Dependerá de la carga de pago y misión

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Satélites


Uno de los elementos que mayor impacto tiene en la definición de la estructura primaria del satélite es el vehículo lanzador que se empleará en su puesta en órbita.

Envolvente de la bodega de carga (cofia)

Peso (del satélite)

Cargas (del lanzador)

También se verá fuertemente influenciado por la carga de pago y la misión

El tipo de misión será el que determine muchos de estos sistemas:

Sistema de control y estabilización

Propulsión

Potencia eléctrica

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Satélites


La forma de la estructura primaria toma su disposición partiendo de la envolvente del satélite, con todos sus elementos plegados y que debe ser compatible con la bodega de carga

Los factores de cargas que se dan en los manuales del usuario del vehículo lanzador, es suficiente para el diseño preliminar de la estructura principal. Para satélites de mayores dimensiones son suficientes para el diseño conceptual.

En los primeros análisis es común modelizar el satélite como una viga.

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Satélites

Introducción. Clasificación

Clasificación

Estructuras primarias

Estructuras secundarias

Estructuras terciarias

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Satélites

Objetivo de la Estructura:

Garantizar la integridad del vehículo en todas las fases de la misma, y permitir el desarrollo delas mismas. (integridad + funcionalidad)

Clasificación (satélites):

Estructura primaria:

Compuesta por aquellos elementos que garantizan la integridad total del sistema, y el fallo de uno de ellos provoca la pérdida total del vehículo.

Soporta todos los subsistemas del satélite (esqueleto del satélite)

Provee camino a las cargas hacia la base del satélite (reacción)

Protege contra las cargas del entorno

Proporcionar estabilidad

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Satélites

Objetivo de la Estructura:

Clasificación:

Estructura secundaria:

Asegurar la protección de los equipos. Si se rompen no producen un fallo catastrófico, pero si se impide el correcto seguimiento de la misión

Se soportan sólo a ellas mismas y a los equipos que soportan.

Se unen a elementos de la estructura primaria

Acomoda equipos, sensores y actuadores

Elementos desplegables

Estructura terciaria.

Otros elementos estructurales.

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Satélites

Tipología

Básicamente son cuatro:

Reticular: barras trabajando a tracción-compresión + marcos (cuadernas).

Paneles planos y marcos

Monocasco

Semimonocasco

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Satélites

Tipología

Reticular

Se compone de barras que sólo están cargadas axialmente, sin momentos flectores ni cortantes

Si los extremos no están articulados se podrían introducir flectores y cortantes lo que aumentaría el estado de tensiones.

Las barras pueden ser de aleaciones metálicas o materiales compuestos.

Las uniones pueden hacerse remachadas, soldadas o pegadas, dependiendo del tipo de material.

Los subsistemas pueden ir soportados internamente o en el exterior

El interior es fácilmente accesible para la instalación de equipos y el rutado de mazos

Puede ser difícil la transferencia de cargas a una estructura cilíndrica

Económicamente es más óptimo la mecanización en una sola pieza que la unión de piezas ensambladas

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Satélites

Tipología

Paneles y Marcos

Son estructuras que se componen por paneles soportados por marcos o cuadernas.

Los paneles están sometidos a tensión diagonal

Los marcos interiores sirven para soportar los subsistemas y reducen la inestabilidad de los paneles

Los extremos de la estructura en su dirección longitudinal deben estar cerrados para estabilizar la estructura, bien completamente con paneles o con marcos rígidos.

Los paneles pueden ser metálicos, o sándwich, tanto de panel de material compuesto como metálico

Las uniones suelen ser mecánicas

El acceso suele ser restringido

Los paneles tipo sándwich se pueden usar para soportar elementos

Se pueden conseguir multitud de formas

Los paneles de cierre requieren de remaches ciegos

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Satélites

Tipología

Monocasco

Un cilindro monocasco consiste en un cilindro sin ningún tipo de cuaderna o larguero.

Para que la estructura monocasco sea efectiva toda la carga debe ser introducida de manera uniforme en su sección. Las cargas concentradas pueden causar fallo local de la estructura. Para que la estructura monocasco sea efectiva el elemento que transmita cargas debe ser otras estructura monocasco o bien poner una interfase de adaptación rígida

Suelen usarse paneles tipo sándwich o isogrid

La estructura suele estar formada por segmentos (2 ó 3)

Los materiales que se suelen usar son el Aluminio, el magnesio y la fibra de carbono

Las uniones suelen ser mecánicas o soldadas

Tienen la desventaja de ser difícil el soportado de elementos por las cargas que introducen (puntuales), por lo que se pueden añadir cuadernas e intercostales.

Se requieren paneles de acceso (la estructura está cerrada)

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Satélites

Tipología

Semimonocasco

A la estructura cilíndrica se le añaden elementos rigidizadores que añaden más resistencia a pandeo a los paneles.

La accesibilidad interior puede ser deficiente,por lo que hay que abrir accesos

Es fácil introducir cargas en la estructura desde otros elementos (a diferencia de la estructura monocasco)

Tienen la desventaja de ser más caras por el coste de la mano de obra que precisa su construcción

Se usa principalmente el aluminio con uniones mecánicas

Precisa de paneles de acceso (es una estructura cerrada sin acceso al interior)

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Cargas


Fases de la misión:

las cargas dimensionantes deben ser las de la misión, no las de montaje o transporte. Para las cargas de montaje o transporte se diseña un embalaje para soportarlas.

Cargas. Lanzador

Cargas en tierra

1. Transporte

2. Seísmos

3. Carga sinusoidal de baja frecuencia

4. Encendido de los motores

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Cargas


Cargas. Lanzador

Cargas en tierra

1. Transporte

Durante el transporte se pueden introducir cargas al lanzador como consecuencia de su manejo o transmitidas por el medio de transporte en el que se desplaza

2. Seísmos

Algunas bases de lanzamiento están situadas en lugares dónde hay una cierta probabilidad de sufrir seísmos

Movimientos horizontales en la base del PAD de lanzamiento.

Se representa por medio de un SRS (Sock Response Spectra).

La duración puede ser de unos 30 segundos y la frecuencia suele estar por debajo de los 20 Hz, aunque depende de las características geológicas del terreno

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Cargas


Cargas. Lanzador

Cargas en tierra (III)

4. Encendido de los motores

Depende del tipo de motor y del mecanismo de encendido.

Son excitaciones típicas en el arranque de motores de combustible sólido como consecuencia de la formación de ondas de choque en las toberas de salidas de gases y que se traducen en sobre-presiones en las inmediaciones de la estructura del lanzador.

Suelen ser excitaciones transitorias, por debajo de los 20-40 Hz para motores de combustible sólido.

Se mide en densidad espectral de energía en dB.

3. Carga senosoidal de baja frecuencia:

Se produce por desprendimiento de los torbellinos

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Cargas


Cargas. Lanzador

Cargas en vuelo

1. Cargas durante la suelta

2. Cargas acústicas durante el despegue

3. Vibración de los motores

4. Cargas aerodinámicas (capa turbulenta y ondas de choque)

5. Inercia

6. Sustentación

7. Encendido y Apagado de Motores

8. Cargas de Maniobra

9. Efecto Pogo

10. Oscilaciones en la cámara de combustión

11. Oscilaciones del combustible en tanques

12. Cargas Pirotécnicas

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Cargas


Cargas. Lanzador

1. Cargas durante la suelta

Son las que se producen en el despegue del cohete.

Dependen del tipo de cohete y del mecanismo de suelta:

Los lanzadores que utilizan en su primera etapa cohetes de combustible líquido, permanecen amarrados a la estructura de lanzamiento hasta que estos han alcanzado su potencia nominal, y entonces se produce la suelta, en este tiempo se están introduciendo cargas desde la estructura de lanzamiento.

Cuando la primera etapa es un cohete de combustible sólido, entonces se puede dejar suelto en el momento del despegue y acelera libremente.

Como consecuencia del mecanismo de suelta y de la rápida aceleración en el despegue, se producen excitaciones transitorias, por debajo de los 50 Hz para motores de combustible sólido.

Se mide en densidad espectral de energía en dB. Dependen del tipo de cohete y del mecanismo de suelta.

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Cargas


Cargas. Lanzador

2. Cargas de Ruido Durante el Despegue

Es el entorno dinámico más severo.

Se produce cuando se mezclan los gases de salida de los motores con la atmósfera.

Depende fuertemente de las características de los cohetes y del Pad de lanzamiento.

Se pueden disminuir inyectando agua sobre los gases de salida.

Son vibraciones aleatorias por encima de los 50 Hz. Llegan hasta los 10 KHz y a valores de hasta 160 dB medidos como densidad espectral de energía.

Disminuye con la velocidad del cohete y desaparecen cuando el vuelo se hace supersónico.

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Cargas


Cargas. Lanzador

2. Carga Acústica. Análisis del PSD (I)

Ruido del encendido de motores SPL(f) (Sound Pressure Level)

Se mide la presión sonora para cada tercio de octava (1 octava es la distancia que hay entre f y 2f)

Cuando el motor principal se pone en marcha la presión aumenta rápidamente en la tobera de escape del motor y en todo el aire que la rodea, causando ondas de sobrepresión. Estas fuerzas son muy importantes porque no son uniformes al rededor del lanzador, por lo que si las ondas de presión afectan principalmente a un lateral del lanzador la diferencia de presión sacude al lanzador. La forma del Pad de lanzamiento afecta significantemente a como se producen estas ondas. Por esta razón se tiene especial cuidado en el diseño de estos elementos:

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Cargas


Cargas. Lanzador

2. Carga Acústica. Análisis del PSD (II)

Ruido del encendido de motores SPL(f) (Sound Pressure Level)

Lo que se hace es que se filtra la señal sonora para una frecuencia dada con un ancho de banda de 1/3 de octava

refP

fPLogfSPL

)(20)( 10=

• P(t)

t

ff+∆f

f-∆fSe filtra la señal

t

∆f= ancho de banda

Y obtenemos ∫=T

dttfPT

fP0

2 ),(1

)(

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Cargas


Cargas. Lanzador

3. Vibración de los Motores

Además del ruido acústico que generan los motores, también son fuente de una excitación mecánica, que se transmite al resto de la estructura a través de su interfase con el resto del lanzador, y que consecuencia del proceso de combustión que se produce en su interior.

La vibración de los motores se puede propagar al resto de la estructura siendo más intensas en las proximidades de los motores, haciéndose más tenue conforme nos alejamos de ellos: no suelen representar una preocupación para la integridad estructural de la carga de pago, en comparación la excitación acústica durante el despegue.

No disminuye con la velocidad del cohete.

La excitación varía de los 20 Hz a los 2 KHz..

2. Carga Acústica. Análisis del PSD (III)

En las estructuras muy flexibles del satélite (antena, paneles solares,...) la carga acústica mantenida durante el lanzamiento es muy crítica. Es una carga aleatoria y tiene que ver con el valor medio de la tensión soportada en un determinado ancho de banda

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Cargas


Cargas. Lanzador

4. Cargas aerodinámicas (capa turbulenta y ondas de choque)

La capa turbulenta crea una variación de presiones de naturaleza aleatoria.

Depende de la velocidad y la presión dinámica.

Abarca un amplio rango de frecuencias, hasta los 10 KHz.

Alcanza un máximo cuando la presión dinámica alcanza un máximo, luego desciende conforme el cohete continúa acelerando.

En el transónico, M>0,85 se pueden producir ondas de choque que superen los valores de presión creados por la capa turbulenta.

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Cargas


Cargas. Lanzador

5. Sustentación del cuerpo

El vehículo lanzador está sometido a las fuerzas aerodinámicas, como cualquier otro cuerpo que se mueva en el seno de un fluido, con un determinado ángulo de ataque.

Un vehículo lanzador se comporta como una viga ante estas cargas.

Normalmente estas cargas no se transfieren de ninguna manera al satélite que va en el interior de la bodega de carga, salvo que éste se encuentre en contacto directo con el carenado de la bodega. Lo que si se puede producir es que las cargas aerodinámicas hagan vibrar lateralmente el vehículo, debido a los momentos flectores, con un movimiento de baja frecuencia, que induciría cargas laterales en la carga de pago.

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Cargas


Cargas. Lanzador

6. Inercia

Consideramos las maniobras que hace el lanzador durante las fases donde tienen que inclinar la trayectoria. No son determinantes.

o Cuasiestáticas: fases de trayectoria uniforme

o Transitorias: maniobras

Las cargas de inercia se dan como factores de cargas medidos en g´s

W

F

a

x ( ) ∫ +=x

gdxnxmxN0

)1)((

WxmF

xmWF

+==−&&

&&

Sección crítica)(

)(

xA

xN

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Cargas


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7. Encendido y Apagado de los Motores (I)

Los motores no sólo se encienden en el despegue si no que durante el vuelo se apagan y encienden sucesivas etapas, creándose cargas análogas a las que se producen en el encendido inicial.

Si los motores disponen de varios motores, la diferencia en tiempo y forma en e encendido de los diferentes motores pueden inducir cargas laterales.

En el apagado de los motores de combustible líquido, si no está comandado, se puede producir el “chugging” que son los impulsos esporádicos que se producen en el apagado de un motor al producirse combustiones erráticas.

Frecuencias por debajo de los 50Hz

La ignición de los cohetes sólidos se estabiliza muy rápido y enseguida alcanza unos valores altos de empuje

Por el contrario la de los cohetes de combustible líquido la velocidad de salida de los gases en la tobera varían mucho en un corto periodo de tiempo

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Cargas


Cargas. Lanzador

8. Cargas de Maniobra

Son excitaciones que como consecuencia de la variación que se produce en las componentes del empuje para realizar determinadas maniobras.

Son excitaciones por debajo de los 5-10Hz, y transitorias.

9. Efecto Pogo

Efecto que se produce al acoplarse en frecuencia el movimiento de vibración del motor con el de las tuberías de combustible.

El acoplamiento suele producirse en la primera frecuencia propia longitudinal del lanzador.

En las primeras fases se han detectado sus efectos entre los 5-20 Hz y en las segundas fases entre 17 y 125 Hz.

Es una excitación de naturaleza armónica.

Puede producir el apagado de los motores.

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Cargas


Cargas. Lanzador

10. Oscilaciones en la Cámara de Combustión

Los motores de combustible sólido experimentan vibraciones de naturaleza amónica, de frecuencia igual a la del primer modo acústico de la cámara de combustión.

Por lo tanto esta frecuencia dependerá tanto de la velocidad del sonido en los gases de salida como de la longitud de la cámara de combustión.

11. Oscilaciones del Combustible en los Depósitos

El combustible líquido almacenado en los depósitos puede moverse como consecuencia de las excitaciones al las que está sometido el depósito, como son las variaciones de presión que origina la capa turbulenta o la vibración acústica de los motores.

Este movimiento se traduce en cargas de naturaleza aleatoria, en general con frecuencias por debajo de los 5 Hz.

La importancia de estas cargas viene dada porque en los primeros momentos del lanzamiento, el combustible puede representar la mitad de la masa del lanzador, por lo que estas excitaciones pueden afectar tanto a la estructura de los depósitos como a la estructura que los soporta dentro de las etapas propulsivas.

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Cargas


Cargas. Lanzador

12. Cargas Pirotécnicas

La producen los dispositivos pirotécnicos. Son de naturaleza aleatoria y alcanzan un rango muy alto en frecuencia (100 KHz). Se miden como SRS.

Se da respuesta al choque en una sección dada.

Cuando el motor se ha apagado un sistema pirotécnico separa la etapa propulsiva agotada, pudiendo ayudarse de cohetes auxiliares.

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Cargas


Cargas. Lanzador

12. Cargas Pirotécnicas. Análisis (II)

ACU

Shock que genera una aceleración

t

F

0,5 msF

0,5 msF

0,5 ms

Los choques se caracterizan por ser de mucha intensidad y poca duración. A su vez la forma del impulso puede tener formas diferentes:

Se puede medir la aceleración que se produce en la base tras aplicar los diferentes tipos de choque:

X´´(t)

t

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Cargas


Cargas. Lanzador

mu

kucu

X1``(t)

X``(t)

Obtenemos X1´´, y calculamosX1 y se dibuja en el diagrama.

Sucesivamente se va realizando lo mismo para diversas frecuencias: f=200Hz,...

X1

f

=⇒=⇒==⇒

==

uuC

c

u

u

u

mkFC

CQAmplifFact

fm

kHznatfrec

gdl

22

110.

2

1100..

1

γγ

π

12. Cargas Pirotécnicas. Análisis (III)

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Cargas


Cargas. Satélite

Recibe muchas cargas de la interfase con el lanzador

Tiene las mismas cargas de inercia del lanzador (maniobras y trayectoria).

En las cargas que coinciden con las del lanzador se conocen las condiciones de contorno (Mechanical Enviroment).

Las fuerzas propulsivas pueden ser:

Globales (empuje)

Locales: motores que mantienen al satélite en órbita (son cargas pequeñas)

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Cargas. Satélite

Durante el vuelo la carga de pago (satélite) está sujeta a tanto a cargas estáticas como a cargas dinámicas inducidas por el lanzador.

Estas excitaciones pueden ser de origen aerodinámico (viento, ráfagas, flutter...) o pueden ser debidas a cargas inducidas por el sistema de propulsión (aceleración longitudinal, encendido de motores, control de actitud,...),

Los datos que se suelen dar del entorno mecánico experimentado por la carga de pago son los dados por los entornos quasi-estáticos, sinusoidales, aleatorios y choque.

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Cargas


Cargas. Satélite

Mechanical Enviroment

1. Caída de presión dentro de la bodega de carga:

2. Cargas estáticas

3. Aceleraciones cuasiestáticas

4. Vibraciones de Baja Frecuencia (Sine-Equivalent Excitation)

5. Ruido Acústico

6. Vibración Aleatoria (Random Vibration)

7. Choques

8. Otras Cargas: cargas durante el manejo y transporte

9. Carga Térmica

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Cargas


Cargas. Satélite


1. Caída de presión dentro de la bodega de carga:

Puede ser importante la rapidez con la que se despresuriza la bodega de carga, si bien no desde un punto estructural si desde un punto de vista de integridad de los equipos.

Interesa que la despresurización no sea excesivamente rápida, lo que se asegura diseñando adecuadamente los orificios de ventilación:

2. Cargas estáticas:

Son las cargas axiales que experimenta el lanzador debidas al empuje, sin tener en cuenta la componente oscilatoria.

3. Aceleraciones cuasiestáticas:

Durante el ascenso el satélite sufrirá una aceleración longitudinal variable con el tiempo (Cargas estáticas), y excitaciones dinámicas actuando simultáneamente, que dependerán de las características dinámicas de la carga de pago.

Estos valores iniciales están sujetos a modificaciones conforme al resultado de los análisis de acoplamiento (sólo valen para el análisis preliminar o conceptual).

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Cargas. Satélite


3. Aceleraciones cuasiestáticas:

Son los datos que se usan para el diseño preliminar de la estructura primaria

Factores de cargas que tratan de representar el entorno completo del lanzamiento,

Tratan de representa tanto las cargas estáticas como las dinámicas.

Suponiendo que las frecuencias naturales del satélite están por encima de las que especifica el fabricante del lanzador. Depende del comportamiento dinámico del satélite y se debe confirmar con un análisis de acoplamiento

En algunos casos también se dan valores mínimos de frecuencias naturales. Además hay que tener en cuenta que:

Estos factores de carga no incluyen los efectos vibroacústicos y choques, sólo cubren las aceleraciones constantes y las cargas dinámicas principalmente durante el despegue y el vuelo en el transónico (baja frecuencia).

Los factores de carga a veces no son suficientemente altos como para dimensionar los elementos de las estructuras secundarias y terciarias debidas a los efectos de baja frecuencia, pues sus modos están por debajo de lo especificado.

Los factores de cargas pueden no tener en cuenta todos los efectos (asimetrías en el encendido de motores laterales)

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Cargas. Satélite



El espectro de vibraciones de baja frecuencia tanto laterales como longitudinales que experimenta la carga de pago en su interfase con el lanzador (plano de separación). Es otro de los datos que aporta el fabricante del lanzador. Son vibraciones que se asemejan a una sinusoidal.

Ocurren principalmente durante las fases del vuelo atmosférico, debido a las cargas oscilatorias y apagado y encendido de etapas propulsivas.

El proveedor da una envolvente general que agrupa:

Los efectos debidos al encendido de motores en el despegue,

Oscilaciones en el vuelo transónico,

Encendido y apagado de las diferentes etapas.

Estas cargas no se usan para el dimensionado de la estructura primaria, si no que se emplean para el diseño de la estructura secundaria.

Se dan en tablas o gráficos de g´s Vs frecuencia

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Cargas. Satélite



La frecuencia natural del satélite no puede alcanzar a la del lanzador, si no se produciría un acoplamiento peligroso entre ambas estructuras, potencialmente destructivo.

En general es aconsejable que la frecuencia natural del satélite esté por encima de 30Hz (para evitar el efecto pogo) en sentido longitudinal, y 10 Hz en el lateral.

El diseño más ligero se obtiene al acercarse a la frecuencia mínima permitida.

Se puede considerar que el satélite está desacoplando del lanzador cuando la primera frecuencia del satélite es mayor que la primera frecuencia del lanzador multiplicada por 1,141.

Por todas esta consideraciones se hace necesario hacer un análisis de acoplamiento tras el diseño preliminar del satélite

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5. Ruido acústico. Generalidades (I)

En general se conoce de manera aleatoria. No se conoce la presión del aire que genera el ruido.

Nuestra variable es la presión, que como es aleatoria, se define en valores estadísticos.

En unas frecuencias concretas, se conoce la media cuadrática de la presión (rms, rootmean square):

Se mide en un ancho de banda de frecuencias (desde fi hasta fs)

Nivel de presión sonora:

Especificamos la carga en un ancho de banda que viene dado en octavas:

[ ]∫=T

PadttfPT

fP0

222 ))((1

)(

PaPP

fPfSPL ref

ref

5

10 102)(

log20)( ⋅==

ff/2

Octava Inferior

2f

Octava Superior

fI1/6 Octava

fS1/6 Octava

1/3 de Octava

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Cargas. Satélite


5. Ruido acústico. Generalidades (II)

Buscamos fs y fi (ancho de banda para un f dado).

Octava: lo que necesito para duplicar la frecuencia. Utilizamos una escala de logaritmo en base 2.

De igual forma

Para una 1/3 de octava asociado a f

( ) ( )fffffffs 22222222 loglog2log6

1loglog2log

6

1loglog −++=−+=

fffff ss61

61

261

222 22log2logloglog =⇒⋅=+=

ff I61

2−=

⇒

−=∆⇒

−fff f

61

61

22

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5. Ruido acústico

El satélite está expuesto a un entorno de ruido acústico durante la fase de vuelo hasta que el lanzador se encuentra fuera de la atmósfera.

El ruido acústico se encuentra generado por:

El ruido del motor, motivado por la velocidad de salida de los gases.

Ondas de choque

La fricción de la capa límite.

Los niveles más altos se alcanzan durante el encendido de motores en el despegue (142 dB, Rockot) y durante la fase de vuelo transónico (135 dB, Rockot) con una presión de referencia de 2*10-5 Pa. El ruido durante el despegue dura 5 segundos aproximadamente (Rockot) y la duración del ruido durante la fase de vuelo transónico dura unos 40 segundos (Rockot).

Fuera de estas fases de vuelo el ruido es apreciablemente menor.

Los espectros que da el fabricante reflejan los límites superiores que el fabricante garantiza que no se superarán.

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5. Ruido acústico

La excitación debida al ruido acústico en un satélite durante su vuelo en el seno de un lanzador, es función de:

La configuración del lanzador,

De la carena,

Del aislamiento acústico de la carena,

De la carga de pago.

Los niveles de ruido se dan para un tercio de octava.

Normalmente los datos que da el proveedor son para la zona bajo la bodega de carga, y con el volumen de la bodega de carga ocupada por un satélite tipo.

Las estructuras que están más expuestas a este tipo de vibraciones son aquellas que tienen una gran superficie y son ligeras (paneles solares, antenas,..) por lo general se trata se estructuras secundarias. Las estructuras que son relativamente pesadas (las estructuras primarias lo son) por lo general tienen una escasa respuesta directa a estas excitaciones (respuesta Vibroacústica), pero están expuestas a éstas como consecuencia de sus interfases con estructuras secundarias que si lo están.

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5. Ruido acústico

OASPL:

Trata de dar una idea de la intensidad de todo el espectro.

Siempre será mayor que los SPL individuales

Octava SPL (dB) fi (Hz) fs (Hz) ∆f (Hz) P (Pa) P^2 (Pa^2)31,5 124 35,4 28,1 7,3 31,7 1004,863 129 70,7 56,1 14,6 56,4 3177,3

125 135 140,3 111,4 28,9 112,5 12649,1250 132 280,6 222,7 57,9 79,6 6339,6500 131 561,2 445,4 115,8 71,0 5035,71000 120 1122,5 890,9 231,6 20,0 400,02000 100 2244,9 1781,8 463,1 2,0 4,0

169,1 28610,5a1 1,12a2 0,89Pref 2,00E-05

OASPL (dB) 138,5RSS (Pa) 169,1

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6. Vibración Aleatoria (Random Vibration). Generalidades

Las vibraciones aleatorias vienen caracterizadas por la densidad espectral de potencia, PSD (Power Spectral Density).

No hay que dejarse engañar por el término Power, puede perfectamente significar aceleración, velocidad, desplazamiento,... dependiendo del parámetro que queramos describir.

PSD de una aceleración a una frecuencia f, que designaremos como W(f), es la aceleración media cuadrática en una banda determinada, cuya frecuencia central es f dividida por el ancho de frecuencia. Su magnitud es g2/Hz.

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Se transmite al satélite a través de su interfase con el lanzador

Se origina como la respuesta vibroacústica de los elementos adyacentes al satélite y por el sistema de propulsión. Para frecuencias superiores a las que especifica el proveedor del lanzador se considera ya cubierto por la respuesta al ruido acústico.

La vibración aleatoria que afecta a los equipos se genera principalmente debido al ruido acústico bajo la carena de la bodega de carga o transmitido vía la estructura del lanzador.

Esta vibración aleatoria suele ser la carga dimensionante para los pequeños componentes.

Los niveles de vibración dependen de de las propiedades dinámicas del adaptador de la carga de pago. Por esta razón los test acústicos deben llevarse a cabo con el satélite unido a la carga de pago y no de forma rígida. En caso de satélites pequeños y compactos puede ser más conveniente llevar a cabo un test de vibraciones aleatorias (es más importante la inducida por la base que la inducida por respuesta al ruido).

En algunos casos (como Vega o Ariane) el proveedor no considera este tipo de excitación considerando que están incluidos o bien en la excitación de baja frecuencia, para las frecuencias inferiores, o que queda cubierto por la respuesta del satélite al ruido acústico para las frecuencias superiores.

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Para pequeños satélites, la carga vibroacústica se transfiere principalmente a través de la interfase con el vehículo lanzador.

No siempre se da el PSD para las vibraciones que se transfieren a través de esta interfase que por lo general es suma de las vibraciones del motor y la respuesta acústica de la estructura del lanzador.

En grandes satélites, la carga vibroacústica será transmitida principalmente a través de los grandes elementos de pequeño peso que lleva asociados, la mayoría de las veces se tratará de estructuras secundarias.

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Mechanical Enviroment.

7. Choques. Generalidades

Carga de gran intensidad y poca duración se introduce en la base de un sistema de un grado de libertad de una determinada frecuencia natural (Ω0).

, frecuencia a la que oscila el sistema sin amortiguamiento, vibrando libremente

, frecuencia a la que vibra el sistema con amortiguamiento

m

k=Ω0

CF

F=γ

mkFC ⋅= 2

M q´´

x´´

γ21

)/( =ampliffactorQ

21 γ−⋅m

k

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7. Choques

Los satélites están sometidos a cargas de choque durante la separación de la carena de la bodega de carga, y la separación de las diferentes etapas del lanzador, y la propia separación del satélite de su adaptador.

La principal carga de choque es la de separación del satélite de la etapa superior del lanzador (adaptador). La carga de choque está asociada al con el sistema de separación que se haya seleccionado.

Los proveedores normalmente dan el espectro de choques para todo el vuelo, excepto para el desprendimiento del satélite, que dependerá del sistema de separación que se emplee (del ACU) y se da específicamente para cada uno.

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7. Choques

Atenuación

Una vez que se conoce el SRS en una sección, es interesante conocer como esa respuesta se va a reproducir dentro de una estructura para ver como afecta a los diferentes sistemas soportados por esta.

Hay una serie de reglas que ayudan a estimar este efecto:

Una unión remachada reduce el pico del SRS un 40%

Este efecto se puede reproducir hasta en tres uniones consecutivas

Además se produce una atenuación tanto en el pico de la SRS como una atenuación de su pendiente al propagarse por una estructura

Estos datos están extraídos de las experiencias con diferentes tipos y niveles de SRS endiferentes tipos de estructuras.

Son datos que se pueden considerar como conservativos

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9. Carga térmica

Las temperaturas a las que se ve sometido el satélite depende de la generación de calor en el propio satélite, el calor emitido por éste, y el calor absorbido.

Las fuentes externas de calor son:

Radiación solar

Radiación por Albedo

Emisiones de planetas

Emisiones de calor del satélite

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9. Carga térmica

Si α es el coeficiente de dilatación térmica. Buscamos materiales con este valor lo más bajo posible, para que no aparezcan deformaciones térmicas no deseadas.

Buscamos también distribuciones de temperatura moderadas

Análisis de detalle: zona de unión entre 2 materiales con distinto coeficiente de dilatación son las más críticas.

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Otras Consideraciones

Protección contra micro-meteoritos

Los satélites y sondas espaciales están sometidos al impacto de micro-meteoritos y restos de basura espacial, estos deben de estar protegidos contra estos impactos.

Siempre tendemos proteger al satélite frente a cualquier tipo de impacto, la penalización en peso sería inaceptable.

La protección está basada en la asumir que el tamaño del objeto a impactar no será mayor de un determinado tamaño predeterminado. (1gr y 1,56 cm de diámetro)

Hay dos métodos de protección

Barrera de sacrificio: consiste en un barrera que se vaporizará junto con el micro-meteorito frente a un impacto de este.

Aislamiento multicapa: consiste en usar las matar térmicas de aislamiento como escudo, situando entre ellas unas capas que son capaces de absorber los impactos.

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Otras Consideraciones

Distribución de masa

Uno de los primeros resultados que se van a obtener del pre-dimensionamiento de la estructura del satélite es la distribución de masas, con la que podremos dar tanto en centro de gravedad del satélite (existen limitaciones en el lanzador) como los momentos de inercia, que deben ser lo menor posible para facilitar el control de actitud.

Estimación de masa

Otro de los resultados que se pueden obtener tras el pre-dimensionamiento del satélite es la estimación de masa

Existen fórmulas empíricas (aproximación de datos históricos de satélites por interpolación) que predicen aproximadamente la masa de la estructura. Suele estar entre un 7% y un 10% de la masa total del satélite

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Verificación Estructural


Al aplicar las cargas, como es un valor estadístico, se tiene:

1 valor medio (µµµµ)

y una desviación típica (σσσσ) (suponiendo una distribución normal).

Podemos, por tanto, llegar a aplicar una carga mayor que la esperada. Se establece un margen de seguridad para absorber todas las posibles fuentes de incertidumbre.

Este factor es función de la carga aplicada y de la resistencia del material:

Otro concepto asociado a la indeterminación de las cargas es la confianza .

Este concepto está asociado al hecho de que la distribución de probabilidades se conoce basada en un numero finito de datos, de tal forma que ésta variará conforme vamos añadiendo puntos a la distribución.

La confianza será mayor conforme se va aumentando el número de datos que se conocen de la distribución de probabilidades.

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Probabilidad de fallo: P(L>S)

Fiabilidad: R=1-P(L>S)

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Antes de comenzar el diseño de una estructura espacial, hay que tomar un nivel de riesgo aceptable.

Normalmente este valor oscila entre un 99% y un 99,9%.

Para un subsistema estructura, normalmente no serán aceptable fiabilidades por debajo del 99% (la estructura es sólo un subsistema más de la estructura).

Se pueden aceptar valores inferiores para constelaciones de satélites o misiones de escaso valor.



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Margen de seguridad de la estructura:

Admisible: la estructura puede soportar (aguantar)

Admitida: carga aplicada

Si el MS aumenta quiere decir que la zona de intersección entre ambas probabilidades disminuye, con lo que aumenta la fiabilidad.

1)arg(

)arg( −−−−−=admitidaacEsfuerzo

admisibleacEsfuerzoMS



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Ensayos

Objetivo


Los objetivos fundamentales de un programa de ensayos son:

Simular el entorno del lanzamiento

Validar los diseños para las condiciones de lanzamiento y operación

Chequear los montajes con implicación de la mano de obra humana

En ocasiones no se puede recurrir a ensayos y sólo es posible de acudir a análisis.

En estos casos los márgenes en el diseño deben de ser superiores a los utilizados en elementos sometidos a test

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Ensayos

Categorías


Tenemos tres diferentes aproximaciones a los ensayos.1. Cualificación2. Calificación3. Protovuelo

Luego estos ensayos pueden hacerse a tres diferentes niveles:1. Unidades2. Sistemas3. Elemento Completo

A su vez hay diferentes tipos de ensayos1. Funcionales2. Térmicos3. Vacio4. Entorno

Sólo en el subsistema estructura se aplican los ensayos estructurales.

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Ensayos

Categorías


Existen diferentes categorías de Test:

Test de condiciones medioambientales: se somete al elemento en cuestión al entorno de operación y lanzamiento para evaluar su respuesta. Estos test se aplicanprincipalmente a las estructuras secundarias y terciarias, para comprobar los requisitos estructurales de componentes no estructurales.

Test funcionales: Se comprueba que los sistemas funcionan antes durante y después de aplicarle un entorno de operación, tanto de cargas como medioambientales (temperatura, vacío, vibraciones). Se hace durante el test de condiciones ambientales o el de cargas

Test de cargas (estructural): Se aplican cargas para verificar la resistencia estructural y la vida a fatiga de grandes estructuras (estructura primaria) bajo cargas estáticas o cuasiestáticas, más que frente a las cargas aleatorias.

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Ensayos

Secuenciación


Para simular de forma acertada el entorno de trabajo de un satélite, se deben de secuenciar los test ambientales de igual forma:

1. Test de vibraciones de baja frecuencia, aleatorias, ruido y choque

2. Test de vacío y temperatura

Debe de ser así porque:

Este es la secuencia del condiciones en la operación real

La experiencia demuestra que hasta que no se efectúan los test de temperatura y vacío hay determinados fallos que no se detectan, debido a la corta duración de los test dinámicos.

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Ensayos

Ensayos estáticos


El objetivo es comprobar la integridad del diseño de la estructura principal.

Normalmente el proveedor del lanzador requiere que estos ensayos se realicen con el ACU, para así asegurar que la distribución de cargas en la interfase no sobrepasará los esfuerzos que pude transmitir.

Las cargas que se usan para el test son las quasi-estáticas (las que se han usado para dimensionar la estructura primaria, aumentadas con los factores correspondientes).

El test consiste en aplicar cargas de una manera lenta a través de actuadores hidráulicos o con masas muertas. Otro método es usar centrifugadoras.

En el test de cualificación se incluyen dos partes diferenciadas, una en la que se testa hasta la carga de deformación y una segunda en la que se testa hasta la carga última. En la primera se demuestra que no hay deformaciones y en la segunda que no hay rotura.

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Carga Límite: la carga que la estructura puede soportar sin que se produzca deformación permanente

Estado último: estado que la estructura puede soportar sin romperse.

Comprobada en ensayo: en el modelo de ensayo o en los materiales

Protovuelo: ensayos más suaves porque la estructura a ensayas es la de vuelo. Es más exigente que el ensayo de aceptación pero menos exigente que el de calificación.


Los factores de seguridad que se suelen admitir en estructuras espaciales es el siguiente:

Ensayos

Ensayos estáticos

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Ensayos

Ensayos Estáticos. Selección de la Opción


No hace falta que usar la misma opción para todo el satélite, si no que se puede variar el criterio de unas partes a otras.

Se puede usar la opción de “no test” para aquellas partes que son difíciles de ensayar.

Se testarán con ensayos muy detallados aquellas partes que son sensibles avariaciones en los procesos de fabricación.

Las partes estructurales y no estructurales que son sensibles al ruido acústico, las choques, o la vibración aleatoria se testarán directamente frente a estos entornos porque el análisis por si solo no es suficientemente fiable.

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Se precisa de unos criterios para elegir el tipo de test porque cada uno conlleva diferente coste y valores.

El criterio de decisión debe evitar:

a) Que falle en su objetivo de descubrir deficiencias en el diseño

b) Que cueste más de lo necesario

c) Cara y sin ningún beneficio

Ensayos

Ensayos Estáticos. Selección de la Opción

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Ensayos

Ensayos Estáticos. Criterios. Ventajas e Inconvenie ntes


Test de Cualificación:

Ventajas:

Menores factores de seguridad y mayor optimización del peso

Se pueden hacer test estructurales mientras se construye el satélite

Menor impacto en caso de fallo del test.

Inconvenientes:

Requiere un artículo dedicado al test

Mayor probabilidad de que se produzca un fallo estructural (el ensayo se lleva hasta la carga última)

Se pueden producir deformaciones antes de que se lleguen a las cargas últimas, pudiendo invalidar los casos de cargas posteriores.

No se recomienda cuando sólo se tienen proyectados uno o dos satélites por el costo que conlleva fabricar el espécimen de ensayo

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Test de Aceptación:

Ventajas:

Menores factores de seguridad y mayor optimización del peso

Es el único test que asegura que los procesos de fabricación se han seguido adecuadamente.

Inconvenientes:

Mayor impacto en caso de fallo

Causa fatiga

Se pueden dañar la estructura por las operaciones adicionales de manejo que conlleva el realizar un test

Hay que ensayar todos los elementos

Es el tipo de test más adecuado cuando se va a fabricar una serie muy pequeña

Es la única opción cuando los procesos de fabricación pueden variar mucho de un elemento a otro (pobre repetitividad en los procesos)

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Test de un único artículo:

Ventajas:

No requiere un espécimen especifico para el ensayo (menor coste)

Sólo hay que testar un elemento

Inconvenientes:

Mayor impacto en caso de fallo

Causa fatiga a la estructura del artículo ensayado (hay que inspeccionar el espécimen tras el ensayo)

Mayores factores de seguridad

Se puede dañar el satélite durante el manejo en las instalaciones de ensayo

Se usa cuando la serie va a ser larga y la planificación del primer elemento volable se puede absorber en la planificación del test.

Ensayos


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No Test:

Ventajas:

Ahorra tiempo y coste

Inconvenientes:

Elevados factores de seguridad

La fiabilidad se basa únicamente en el cálculo analítico

Se reserva para estructuras muy sencillas o de poca responsabilidad estructural

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Ensayos

Ensayos dinámicos


Los ensayos dinámicos vienen caracterizados por tres variables

Nivel:

o PSD

o SPL

o SRS

Duración: Tiempo al que se somete al artículo al entorno de ensayo. Define el número de ciclos. La duración de un test de aceptación será más corta que la de un test de cualificación, para dejar resistencia a fatiga remanente. En el caso de choque en vez de duración en tiempo se especifica el número de impactos a los que se somete al espécimen.

Tolerancia: en entorno de cargas no se puede reproducir a un 100%, por lo que se establece una cierta tolerancia.

Estos tres parámetros deben ser lo suficientemente severos como para detectar un fallo en el diseño o construcción del elemento y lo suficientemente realista como para no sobrecargar en exceso a la estructura con requerimientos innecesarios

Página nº 101

Ensayos

Ensayos dinámicos


Ensayo de Cargas Sinusoidales de Baja Frecuencia

Cada proveedor de lanzadores establece el entorno de cargas al que se debe de someter al satélite debido a este tipo de cargas, siempre partiendo del entorno suministrado y aplicando los factores y duración que especifique según la aproximación que se escoja:

Delta IV:

3 dB Protoflight y Cualificación (o factor 1,4)

4 Oct/min seg protoflight & 2 Oct/min para cualificación

Ariane V:

Factor 1,25 para protoflight y cualificación

4 Oct/min seg protoflight & 2 Oct/min para cualificación

Los ensayos se suelen realizar con excitadores electrodinámicos

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Ensayos

Ensayos dinámicos


Ensayo de Ruido

Por un lado se prueba que funcionalmente el sistema sigue funcionando tras el test, y por otro lado con las medidas que se han tomado en diferentes puntos del satélite se confirma que los equipos están cualificados para unos niveles de excitación suficientemente altos.

Normalmente no se hacen test de cualificación, porque el espécimen sería demasiado costoso. Se suele elegir un test de aceptación o protovuelo

Delta IV:

3 dB Protoflight y Cualificación

60 seg protoflight & 120 seg para cualificación

Ariane V:

3 dB (o, factor 1,4) Protoflight y Cualificación

60 seg protoflight & 120 seg. cualificación

Página nº 103

Ensayos

Ensayos dinámicos


Shock Test

El test de choques se realiza situando el satélite en uno de los sistemas de separación y actuándolo. Para el ensayo se colocan sensores en aquellos puntos más sensibles del satélite para tomar medidas. El ensayo se realiza en dos partes:

Una primera práctica en la que se mide el choque tanto en la interfase con el sistema de suelta como en las bandejas de lo equipos y elementos sensibles

Una segunda analítica en la que se compara los niveles de cualificación de los equipos con la obtenida de las curvas de los diferentes sistemas, incrementadas en 3 dB para cualificación y aplicada la curva de transferencia extraída de la primera fase

Delta IV:


2 lanzamientos para protoflight & para cualificación, sólo 1 para aceptación

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Ensayos

Ensayos dinámicos


Shock Test

Los fallos que se suelen producir durante este tipo de test se puede clasificar en cuatro grupos:

Fallos asociados a los elevados esfuerzos: pandeo, deformación plástica fractura frágil

Fallos asociados a las elevadas aceleraciones: rotura y desajuste de potenciómetros, relés,...

Fallos asociados a los elevados desplazamientos: rotura de tarjetas, guías de onda,...

Fallos puntuales durante la aplicación del choque.

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Ensayos

Ensayos dinámicos


Shock Test

Medios:

Una de las principales dificultades que presentan este entorno de cargas es su reproducción en un test.

Para poder reproducirlo se han desarrollado diversas técnicas:

Excitadores electrodinámicos : adolecen del problema de transmitir demasiada energía a bajas frecuencias e insuficiente a altas frecuencias, resultando un espécimen sobre-testado a bajas frecuencias y sub-testado a altas frecuencias

Elementos pirotécnicos : consiste en reproducir el choque pirotécnico con los propios elementos pirotécnicos

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Ensayos

Ensayos dinámicos


Shock Test

Medios:

Para poder reproducirlo se han desarrollado diversas técnicas:

Placa resonantes : se basa en el hecho de que una placa rígida tiene altas frecuencias de resonancia. Un martillo o péndulo incide sobre la placa transmitiendo la vibración aleatoria.

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Ensayos

Ensayos dinámicos


Ensayo de vibración aleatoria

Es un test que se suele realizar a nivel de equipos.

El entorno de vibraciones se especifica en término de PSD (g2/Hz) en un rango de frecuencias que va de 20 a 2000 Hz. La PSD que se prueba es la de la base del espécimen, por lo que hay que colocar acelerómetros lo más próximos posible a la base .

También aquí suele haber normas que establecen los niveles a los que se deben testar los elementos según el tipo de test

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Ensayos

Ensayos dinámicos


Ensayo de vibración aleatoria

Normalmente la vibración aleatoria que puede llegar a los equipos estáconsiderada en los test de ruido, sin embrago en algunos proveedores de lanzadores se puede estimar que es necesario realizar un test de vibración aleatoria para tener en cuenta la respuesta vibroacústica del lanzador que se transfiere al satélite a través de su interfase.

En ocasiones se pueden extrapolar los resultados del test de vibración sinusoidal

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Frecuencias

Diseño Preliminar


Fórmulas Básicas

Sistema masa-muelle (1gdl)

Sistema de masas unidas por un muelle

M

m

k=ω

M1 M2

21

21

mm

mmk

⋅+=ω

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Frecuencias

Diseño Preliminar


Fórmulas Básicas

Aislamiento barra-apoyo

Sistema de 2 gdl

m

k

L

b=ωM

L

b

M1

M2

k2

k1

21

21

21

2

1

2

2

2

1

1

1

2

2

2

1

12 411

2

1

⋅⋅−

++±

++=

mm

kk

m

m

m

k

m

k

m

m

m

k

m

kω

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Frecuencias

Diseño Preliminar


Fórmulas Básicas

Vigas

Viga en Voladizo:

Viga Simplemente Apoyada

Viga Empotrada-Apoyada

452,3

mL

EI=ω

487,9

mL

EI=ω

44,15

mL

EI=ω

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Frecuencias

Diseño Preliminar


Fórmulas Básicas

Vigas

Viga soportando masas:

Viga con masa distribuida y con masa concentrada en el extremo

3

3

mL

EI=ω

( )mLML

EI

23,0

33 +

=ω

M

M3

34

mL

EI=ω

M

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Frecuencias

Limitaciones


El lanzador impone al satélite una limitación en la frecuencia natural (frecuencia natural mínima)

Limitación lateral (se supone asimetría axial)

Limitación longitudinal

Limitación por acoplamiento con el sistema de control

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Frecuencias

Acoplamiento de sistemas elásticos


Se conoce la frecuencia fundamental de “n” sistemas y se desea conocer una aproximación a la frecuencia fundamental del conjunto de esos “n” sistemas

Fórmula de Dumbury

Satélite: tiene un requisito de ωmin de conjunto, compuesto por tres cuerpos principales:

o Adaptador (ka, ma ⇒ ωa)

o Bus (ks, ms ⇒ ωs)

o Carga útil (kL, mL ⇒ ωL)

, es la fórmula que se usa durante la fase de diseño2221

22

11111

plbusad

n

i isat ωωωωω++==∑

=

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Mecanismos

Grandes Estructuras Desplegables


De las múltiples estructuras que se despliegan en un satélite, de las más complejas son las antenas de gran apertura.

Este tipo de antenas surgen de la creciente demanda que de los sistemas de satélite se hacen en campos como

Detección remota

Observación de la tierra,

Comunicaciones móviles y sistemas de retrasmisión

Misiones de tipo científico.

Estos sistemas dependen de la apertura de las estructuras que recogen la señal y la concentran en un detector, donde la radiación y el espectro de esa radiación puede ser medidos.

El tamaño de la apertura determina la resolución con la que una imagen puede ser tomada, o el tamaño con que un objeto puede ser detectado.

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Mecanismos



Para hacer compatible las dimensiones de la antena con la envolvente del lanzador se han desarrollado una serie de complejos mecanismos que despliegan en el espacio un reflector de malla y lo tensionan hasta darle la forma deseada.

Las estructuras desplegables más clásicas usan un sistema de apertura de tipo “paraguas”, lo que limita la apertura de los reflectores. El problema principal de este tipo de sistema es como pre-tensar los diferentes elementos de manera uniforme.

Sus principales aplicaciones son el uso de reflectores de malla. Estos presentan dos problemas fundamentales,

El despliegue del reflector

La caracterización de los ensayos en tierra.

Página nº 117

Mecanismos



Las principales dificultades que debe afrontar este tipo de estructuras es, por un lado conseguir una alta precisión en la forma alcanzada por el reflector una vez este ha sido desplegado, y por otro lado que sea capaz de desarrollar el proceso de despliegue (asegurar que este se produce conforme a lo planificado).

La fuerza de despliegue debe ser superior a la fuerza de resistencia al despliegue. Normalmente la fuerza de resistencia al despliegue se mide en ensayos en tierra.

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Mecanismos



Los diferentes sistemas que componen una antena de este tipo son:

Guías de Onda

Booms de extensión: debido a las grandes dimensiones de este tipo de entenas, la unión al cuerpo del satélite debe realizarse por medio de un de un boom. Además este elemento suele tener una longitud apreciable, por lo que a su vez suele estar articulado en dos tramos para poder alcanzar una configuración lo suficientemente compacta durante el lanzamiento. La conexión al satélite suele estar a su vez abisagrada.

Mecanismos de despliegue (hold down): El reflector está rígidamente unido al mecanismo de despliegue.

Mecanismos de apuntamiento de la antena: suelen estar implementados en el boom, y su misión es corregir los posible errores de apuntamiento que resultasen tras el despliegue de la antena.

Reflector

Introducción a las Estructuras Espaciales. Guía de Estudio 2010-2011

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