MINERVA PFC MEMO

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SFP- S- 1 Proyecto Fin de Carrera David Guzmán Vegas Memoria I-1-1 MEMORIA DEL PROYECTO Esta primera parte del proyecto viene a servir por un lado de justificación del propio proyecto, así como un resumen del mismo. Del mismo modo, se pretende dar una visión de los aspectos más importantes del sistema planetario de Saturno, así como de las características más relevantes e intrigantes del mismo, así como las incógnitas que se han planteado desde las misiones Voyager. Estos hechos justifican propiamente la elaboración de un Proyecto de Sonda Interplanetaria a Saturno. Junto con esos aspectos del sistema, se hará una primera evaluación de los posibles objetivos científicos de la misión, objetivos que quedarán determinados tras los trabajos de los equipos científicos (“Science Working Group”) que serán los que establezcan los objetivos primordiales y los requerimientos básicos, para que después la comunidad científica proponga los experimentos que considere oportunos (“Announcement of Opportunity”). Es claro que estas operaciones quedan fuera del objetivo de este proyecto, que no es más que el diseño preliminar de una plataforma válida (vehículo) y una misión adecuada (trayectoria) para poder llevar a cabo con las mejores garantías los objetivos primarios antes determinados. En el segundo capítulo de esta Memoria, se repasarán los conceptos y métodos utilizados para ese diseño, que se encuentran en las siguientes partes de este proyecto, y se expondrán los resultados más significativos de los mismos.

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Memoria del PFC de sonda interplanetaria a Saturno

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    David Guzmn Vegas

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    I-1-1

    MEMORIA DEL PROYECTOEsta primera parte del proyecto viene a servir por un lado de justificacin

    del propio proyecto, as como un resumen del mismo.

    Del mismo modo, se pretende dar una visin de los aspectos ms

    importantes del sistema planetario de Saturno, as como de las caractersticas ms

    relevantes e intrigantes del mismo, as como las incgnitas que se han planteado

    desde las misiones Voyager. Estos hechos justifican propiamente la elaboracin de

    un Proyecto de Sonda Interplanetaria a Saturno.

    Junto con esos aspectos del sistema, se har una primera evaluacin de los

    posibles objetivos cientficos de la misin, objetivos que quedarn determinados

    tras los trabajos de los equipos cientficos (Science Working Group) que sern

    los que establezcan los objetivos primordiales y los requerimientos bsicos, para

    que despus la comunidad cientfica proponga los experimentos que considere

    oportunos (Announcement of Opportunity).

    Es claro que estas operaciones quedan fuera del objetivo de este proyecto,

    que no es ms que el diseo preliminar de una plataforma vlida (vehculo) y una

    misin adecuada (trayectoria) para poder llevar a cabo con las mejores garantas

    los objetivos primarios antes determinados. En el segundo captulo de esta

    Memoria, se repasarn los conceptos y mtodos utilizados para ese diseo, que se

    encuentran en las siguientes partes de este proyecto, y se expondrn los resultados

    ms significativos de los mismos.

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    1 JUSTIFICACIN DEL PROYECTO

    1.1 EL SISTEMA DE SATURNO

    Los objetivos de una misin interplanetaria, como la que se va a disear a

    continuacin, abarcan un amplio abanico de investigaciones cientficas, dentro del

    campo de la astronoma planetaria. En este caso, el sistema planetario a estudiar es

    el de Saturno. Este planeta, ha constituido, desde que Galileo Galilei apuntase su

    telescopio hacia l, una verdadera fuente de incgnitas. El mismo Galileo ya

    qued sorprendido por la presencia de lo que l llam asas alrededor del disco

    del planeta, y que ms tarde, en 1695, el astrnomo holands Christian Huygens,

    que tambin descubri la luna ms importante de Saturno (Titn), constat que era

    un anillo, y no protuberancias del disco planetario. La presencia de este anillo,

    nico hasta la fecha conocido, supuso un gran revuelo en la comunidad

    astronmica, que sirvi para confirmar o desmentir diversas teoras sobre el origen

    del Sistema Solar. Aos ms tarde, Cassini, descubri que ms que un anillo, era

    una serie de ellos, separados por espacios sin materia, denominados divisiones.

    A partir de entonces, y hasta casi los aos 50 (1948) que se descubri la ltima

    luna con el telescopio, Hyperion, por parte de Bond y Lassell, los estudios de

    Saturno tuvieron gran inters dentro de la comunidad astronmica.

    Pero es a partir del nacimiento de la Era Espacial cuando las

    investigaciones cientficas sobre este planeta y sus sistema de anillos y lunas,

    adquiere una importancia capital. Los datos recogidos por las Sondas PIONEER

    IX y VOYAGER I y II, revelaron, especialmente las ltimas un panorama mucho

    ms complejo del que se poda esperar en un principio, mostrando interacciones

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    mutuas y extremadamente complejas entre los anillos, las lunas, el plasma

    planetario y el campo magntico del planeta. As mismo, revelaron importantes

    diferencias entre la estructura interna de la atmsfera de Saturno y la de Jpiter.

    Todo ello, apunta a la necesidad de dedicar una misin interplanetaria para

    estudiar en profundidad el sistema de Saturno, con el fin de desentraar sus

    misterios. Es en esta lnea en la que se encuadra la misin diseada en este

    Proyecto, dedicada al estudio de Saturno, sus anillos, satlites, etc.

    Qu es lo que puede estudiarse?. A continuacin se exponen algunos de

    los aspectos del sistema de Saturno ms interesantes, obtenidos de las referencias

    [i, [ii, [iii, [iv y [v:

    a) SATURNO

    Similar a los dems planetas gaseosos, como Urano, Neptuno y Jpiter,

    siendo slo menor en tamao que este ltimo, presenta caractersticas atmosfricas

    que lo hacen muy diferente a Jpiter. Como caracterstica peculiar, indicar que su

    densidad es 0.7 kg/m3, y su periodo de rotacin es sumamente rpido: 10 horas 39

    minutos y 24 segundos.

    Al igual que Jpiter, la atmsfera de Saturno est compuesto

    principalmente por Hidrgeno (H2), Helio (He), Metano (CH4) y Amoniaco

    (NH3). Otros compuestos, como son el Acetileno, el Fosfeno, y el Propano, han

    sido detectados en la atmsfera de Saturno por las Sondas Voyager. Adems, se ha

    descubierto que a medida que se desciende desde las capas ltimas, la temperatura

    y la densidad de la nubes aumenta.

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    Un aspecto interesante son los colores de las bandas nubosas de la

    atmsfera. Este color, depende en parte de la distancia del planeta al Sol, as como

    su temperatura. En el caso de Jpiter, los colores son rojizos y marrones, y los de

    Urano y Neptuno de azul plido. En cambio, Saturno tiene bandas de color

    amarillento y grisceo, indicativo de una temperatura superior a la que debera

    tener por su tamao y distancia al Sol. Dado que ese exceso de temperatura no

    puede ser asociado a la produccin interna de calor, como en el caso de Jpiter, es

    preciso elaborar una nueva teora. Parece que la explicacin est ntimamente

    relacionada con una falta de Helio en las capas altas de la atmsfera, cuya

    proporcin con respecto al Hidrgeno es del 2%, frente al 7% de Jpiter, puesto

    que el Helio faltante pudo precipitar en forma de gotas hacia el interior,

    convirtiendo en calor la energa gravitatoria a medida que se iban frenando. Esto

    explica que Saturno emita un 80 % ms de energa al espacio que recibe del Sol.

    Otro tema de inters es el comportamiento y dinmica de la atmsfera de

    Saturno, que presenta numerosas particularidades con respecto a la de Jpiter:

    presenta como en este, tormentas de forma oval, aunque presenta tambin figuras

    inclinadas en las zonas este-oeste. En general son de menor tamao que en Jpiter.

    Otro aspecto caracterstico es la alta velocidad de los vientos, la mayor parte de

    ellos soplando en direccin este, sobre todo las corrientes de chorro, hecho que

    indica que no se restringen los vientos a las capas altas de la atmsfera. Los

    vientos tienen una velocidad creciente a medida que se acercan al ecuador, donde

    alcanzan hasta 500 m/s. A medida que la latitud crece, la velocidad disminuye

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    uniformemente, y a partir de los 35 , se alternan vientos en direccin este y oeste

    (formando bandas).

    Tambin se ha detectado la presencia de auroras, con emisiones

    ultravioleta procedentes del Hidrgeno en las latitudes altas. Estas pueden estar

    relacionados con la formacin de molculas complejas de hidrocarburos, que son

    transportadas por los vientos hacia el ecuador. Aparecen tambin auroras en las

    zonas cercanas al ecuador, slo si estn iluminadas por el Sol. Su presencia es un

    misterio, ya que la precipitacin de partculas, que genera las auroras terrestres, se

    da en altas latitudes. Estas sugieren una importante interaccin entre el viento

    solar, la ionosfera, la magnetosfera y probablemente los satlites y anillos.

    b) LOS ANILLOS

    Sin lugar a dudas es la caracterstica de Saturno que ms ha llamado la

    atencin desde su descubrimiento por parte de Galileo. Es una compleja estructura

    compuesta por infinidad de partculas y icebergs, desde el tamao del polvo fino,

    hasta cuerpos del tamao de una casa. Se cree que la mayor parte de estos estn

    formados por agua en estado slido, pero las diferentes coloraciones encontradas

    indican la presencia de elementos distintos, materiales rocosos, etc. La

    distribucin de estos distintos materiales vara localmente. Aparecen adems

    ondas de densidad de carcter variable o estacionario, relacionadas con las

    interacciones gravitatorias con los satlites cercanos, que provocan variaciones en

    los movimientos relativos de las partculas de los anillos.

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    El espesor del anillo en toda su extensin est entre los 10 y los 30 m, pero

    forma ondulaciones que se elevan varios kilmetros por encima y debajo de la

    lnea media. Estas ondas se denominan corrugaciones.

    Existen unos pocos vacos (gaps), concentrados en los bordes de los

    anillos, donde adems aparecen estrechos anillos excntricos, unas veces

    enroscndose unos sobre otros, otras veces agrupndose en uno slo. Se cree que

    la presencia de estas estructuras cercanas a los vacos, se deben la presencia de

    pequeas lunas cercanas, cuyo efecto gravitatorio producira la estructura. Estas

    lunas no se han detectado todava.

    Asociadas a dos lunas situadas en el extremo del anillo F, llamadas de

    pastoreo, aparece la torsin de las hebras que constituyen el lmite del anillo F,

    debidas a la interaccin gravitatoria de estas con las partculas del anillo.

    Otras estructuras, como son los radios, cuya distribucin es radial, estn

    ntimamente asociados al campo magntico de Saturno, ya que giran de modo

    coordinado con l.

    Sin lugar a dudas, deben existir ms estructuras y pequeas lunas que

    puedan explicar la compleja coreografa del movimiento de los anillos. Tambin

    se especula con la influencia de la ionosfera y plasma de Saturno, en la dinmica

    del anillo.

    Otra incgnita es su procedencia, ya que se especula con diversidad de

    teoras. En principio puede parecer que el conjunto de los anillos provine de la

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    desintegracin de un satlite de Saturno, pero el anlisis de las lunas cercanas y

    del material de los anillos, parece sugerir que proviene ms bien de eyecciones de

    material de estos satlites.

    c) TITN

    Un poco menor que Ganmedes, satlite de Jpiter, es el segundo satlite

    ms grande del Sistema Solar (mayor incluso que Mercurio) y el ms importante

    del sistema de Saturno. Su importancia estriba en que es el nico del que se

    conoce que tenga atmsfera densa. Su inters est en que se supone que en tal

    atmsfera debe ser similar a la que se tuvo inicialmente en la Tierra, lo cual hace

    que su conocimiento sea de vital importancia para entender la evolucin de la

    atmsfera en la Tierra, as como la generacin de la vida en ella.

    La Atmsfera de Titn cubre de una densa y opaca neblina la superficie, de

    modo que fue imposible su visin con las Voyager. Esa neblina presenta

    estructuras de diferente brillo, segn se est en el polo norte o sur, probablemente

    relacionadas con la qumica de la atmsfera y diferencias estacionales, as como

    vientos. Esas neblinas, de colores anaranjados y marrones, se suponen compuestas

    de materiales orgnicos, producidos a partir del Nitrgeno de la atmsfera (muy

    abundante) y la presencia de metano, bombardeado por partculas de alta energa y

    radiacin ultravioleta, dando lugar a compuestos como el metileno, el acetileno, el

    ciangeno, la cianida higrogenada, etc. Se especula tambin con la presencia de

    lagos u ocanos de etano lquido, bajo una capa helada de metano y amoniaco. La

    presencia de ocanos libres, queda ms en entredicho con las ltimas

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    observaciones de radar desde Tierra, que parecen indicar que no existen, o al

    menos, no cubren todo el satlite.

    d) OTROS SATLITES

    Aparte de Titn, Saturno posee varias pequeas lunas, cada una con sus

    misterios. La mayor parte de ellas, son pequeos cuerpos formados, casi en su

    totalidad por hielo, los denominados satlites helados o icy sats.

    Por ejemplo, Encelado presenta una superficie limpia de crteres, cuando

    sus vecinos tienen infinidad de ellos. Esto puede ser un indicio de que su

    superficie est formada por hielo, que se regenera por calentamiento en las zonas

    de los impactos, absorbiendo el crter.

    Por otro lado Japeto presenta un aspecto curioso, por un lado, el que

    avanza en su rbita es oscuro como el asfalto, mientras que por el otro lado es

    brillante como la nieve. Esto puede ser explicado por efecto de barrido de

    material a medida que avanzaba el satlite en las primeras pocas, o ms bien

    procede del interior, y slo ha salido por la cara que avanza. La solucin est an

    por determinar.

    Otros satlites presentan grandes crteres de impacto, como Mimas y

    Thetis, largas hendiduras en la superficie (como Thetis), etc., aunque su forma es

    aproximadamente esfrica.

    Algunos de estos pequeos satlites, como Atlas, cercano al borde interno

    del anillo A, Prometeo y Pandora, satlites pastores del anillo F, estn

    ntimamente relacionados con los anillos.

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    Otros satlites, presentan la curiosidad de compartir rbita, Epimeteo y

    Janos, que intercambian sus posiciones en la rbita, como son Helene y Dione,

    Telesto, Calixto y Thetis, etc. Estos satlites coorbitantes estn situados en las

    posiciones de los Troyanos (60 por delante y 60 por detrs).

    e) MAGNETOSFERA

    El Campo magntico de Saturno es aproximadamente un dipolo cuyo

    momento magntico es 0.21 Gauss-R3 (el radio de Saturno es aproximadamente

    60400 km.) pero tiene importantes contribuciones de los momentos cuadripolares

    y octopolares. Es nico entre los campos magnticos planetarios, ya que es casi

    axilsimtrico con el eje de rotacin del planeta, y gira al unsono con l. Presenta,

    sin embargo, fuertes modulaciones en las emisiones peridicas de radio, lo cual

    subraya la existencia de una desviacin de la axilsimetra, sobre todo en el campo

    superficial.

    La magnetosfera creada por el campo magntico y el viento solar, se

    extiende a tan slo 19 radios de Saturno. La estructura del plasma interno,

    presenta diversas regiones. Un anillo toroidal interno, formado por iones de

    Hidrgeno (H+) y Oxgeno (O+), originados probablemente de eyecciones de hielo

    de agua proveniente de los satlites cercanos: Dione y Thetis. Asociado con ese

    toroide, aparecen fuertes emisiones de ondas de plasma hacia el exterior.

    El plasma que rodea este toro interior, est compuestos por iones altamente

    acelerados, con temperaturas asociadas de 400 @ 500 millones de grados Kelvin.

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    Exterior a estas estructuras, hay una lmina de plasma que se extiende

    hasta 1 milln de km., con material procedente de la ionosfera de Saturno,

    material proveniente de la atmsfera de Titn y de Saturno, as como el toroide de

    partculas neutras que rodea el satlite, los anillos y los satlites helados.

    Existen fuertes interacciones entre la magnetosfera y los satlites helados y

    los anillos, hacen a la primera nica dentro del Sistema Solar. En este sentido,

    actan como sumideros la absorcin de partculas por parte de los satlites, los

    anillos A y E, las prdidas de cargas en la interaccin con el toroide de Titn, la

    absorcin atmosfrica de Titn, y la precipitacin en la de Saturno, y posibles

    flujos exteriores de viento planetario.

    Las emisiones de radio, denominadas radiacin kilomtrica de Saturno

    (SKR), presentan diferentes modelos de variacin y de emisin,

    significativamente diferentes a las correspondientes radiaciones kilomtricas de la

    Tierra y decamtricas de Jpiter, lo cual sugiere modelos diferentes de

    precipitacin de partculas dentro de la magnetosfera.

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    1.2 OBJETIVOS CIENTFICOS

    Una vez expuestos los elementos de inters dentro del Sistema de Saturno,

    se pasa ha realizar un breve listado de los posibles objetivos cientficos de

    investigacin en el sistema de Saturno que llevara a cabo la carga de pago de la

    Sonda1:

    a) SATURNO

    Determinacin de la composicin de la atmsfera, as como de las propiedades

    de las nubes de la misma.

    Determinar las caractersticas de los vientos presentes, as como la distribucin

    de temperaturas en la atmsfera.

    Determinar la estructura interna de la atmsfera, as como su dinmica de

    rotacin.

    Estudiar la ionosfera de Saturno.

    Estudiar el origen y evolucin del planeta.

    b) ANILLOS

    Determinar la estructura y composicin de los mismos.

    Estudiar los procesos dinmicos que explican su configuracin y forma.

    Estudiar las interelaciones entre los anillos y los satlites helados, as como con

    la magnetosfera.

    1 - Los objetivos que aqu se exponen, se desarrollan convenientemente en el captulo dedicado a laCarga de Pago, en la tercera parte del Proyecto, dado que un mismo instrumento es til para

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    Estudiar el entorno de polvo y de micrometeoritos que rodea la estructura

    principal de los anillos

    c) TITN

    Estudiar la composicin y abundancia de los constituyentes en la atmsfera de

    Titn.

    Estudiar la distribucin y las trazas de los gases y aerosoles presentes en la

    atmsfera de Titn.

    Determinar las caractersticas de los vientos, as como la distribucin de

    temperaturas.

    Determinar el estado y composicin de la superficie de Titn.

    d) SATLITES HELADOS

    Determinar sus caractersticas e historias geolgicas

    Determinar los mecanismos de la modificacin de sus superficies, as como

    explicar sus caractersticas.

    Determinar la composicin de su superficie, as como la distribucin de

    compuestos de la misma.

    Determinar su composicin global, as como su estructura interna.

    Estudiar sus interacciones con los anillos y la magnetosfera de Saturno.

    determinar varios de los objetivos listados. Lo que se expone, est basado en la referencia [iii, yno es ms que un resumen de los objetivos globales.

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    e) MAGNETOSFERA

    Determinar su configuracin, as como los diversos sistemas de corrientes

    presentes.

    Composicin de las partculas, as como de las fuentes y sumideros de plasma.

    Estudiar la dinmica de la magnetosfera.

    Interaccin con los satlites, anillos y el viento solar.

    Interaccin de Titn con el viento solar y la magnetosfera.

    f) OTROS OBJETIVOS

    Estos objetivos, no son primordiales para la misin, pero tienen cierto

    inters:

    Durante el Fly-By de Jpiter, estudiar la dinmica atmosfrica, as como

    fenmenos variables de satlites, como el vulcanismo en Io. Del mismo modo,

    estudiar la cola magnetosfrica de Jpiter.

    Durante el crucero, estudiar la composicin y densidad de iones del espacio

    interestelar, as como del polvo. Estudiar la heliosfera a gran escala, y continuar

    con la bsqueda de ondas gravitatorias.

    La forma de llevar a cabo estas investigaciones requiere de disponer de

    diversidad de instrumentos, como cmaras de imagen, fotopolarmetros,

    radimetros, detectores de polvo y partculas neutras y cargadas, magnetmetros,

    radares, as como el uso de seales de radio. El nmero, tipo, caractersticas y

    funciones de estos elementos, depende exclusivamente de las decisiones acerca de

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    la misin que lleve a cabo el equipo cientfico de la misin, y hasta que esta est

    perfectamente determinada, no puede ms que conjeturarse acerca de cuales sern

    los que se lleven en esta misin. A ttulo meramente indicativo, ya que no es

    objetivo de este Proyecto determinar completamente la misin cientfica, sino ms

    bien disear las lneas bsicas de misma, se han expuesto anteriormente unos

    objetivos bsicos dentro del Sistema de Saturno, objetivos que justifican

    plenamente la dedicacin exclusiva de una misin a estudiar este planeta.

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    2 RESUMEN DEL PROYECTO

    El Proyecto se articula alrededor de tres partes bien diferenciadas:

    1. MEMORIA: esta primera parte, en la cual estn incluidas estas lneas,

    pretende resumir en pocas palabras, los contenidos de todo el Proyecto, as

    como dar una justificacin razonable del planteamiento de la misin, y una

    primera aproximacin a los objetivos globales que pueden cubrirse con ella.

    2. DISEO DE LA MISIN: esta segunda parte, est dedicada al completo al

    diseo de la misin: clculo de trayectorias y optimizacin de las mismas,

    determinacin de las condiciones del lanzamiento, anlisis de los errores en la

    trayectoria y se su correccin, anlisis de la maniobras de ayuda gravitatoria,

    anlisis de la insercin en rbita de Saturno y de la misin orbital, y por ltimo,

    un anlisis del vehculo lanzador.

    3. DISEO DEL VEHCULO: esta tercera y ltima parte del Proyecto, est

    plenamente dedicada al diseo de la Sonda Interplanetaria. En l, se hace un

    anlisis de todos y cada uno de los subsistemas de la nave, realizando adems

    un dimensionado previo de los mismos, as como algunos estudios ms

    profundos acerca de su comportamiento.

    A continuacin se resumir el contenido de cada parte del Proyecto:

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    2.1 DISEO DE LA MISIN

    A la hora de analizar la misin de una sonda interplanetaria, uno de los

    puntos ms importantes a tratar es la trayectoria que se va a seguir, dado que esto

    va a definir las caracteraticas bsicas de la misin en cuanto a necesidades

    propulsivas, tiempo de vuelo, momentos de parida y llegada, etc. Adems el

    clculo de la trayectoria viene muy influenciado por los fines de la misin, puesto

    que debe permitir a la sonda alcanzar su destino en las mejores condiciones para

    realizar su misin.

    Para poder calcular, analizar y seleccionar la trayectoria adecuada, se va ha

    seguir un mtodo mpliamente recomendado en la literatura2: el Mtodo de Ajuste

    de Cnicas, consistente en dividir la trayectoria en tramos, siendo cada uno de

    ellos una trayectoria Kepleriana (esto es, una parte de una cnica) engarzados unos

    con otros en los lmites de las Esferas de Influencia. As tenemos en toda

    trayectoria interplanetaria los siguientes tramos:

    1. - Hiprbola de Salida. Esta trayectoria tiene como cuerpo central el planeta

    del que parte la sonda, en este caso la Tierra, y dado que saldr de su campo

    gravitatorio, ha de ser una Hiprbola. Determina el momento de lanzamiento,

    as como el impulso y direccin de la inyeccin. Este tema se estudiar en el

    captulo dedicado al Lanzamiento.

    2 - **** REFERENCIAS A MTODO AJUSTE DE CNICAS *****

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    2. - Trayectoria Heliocntrica. En esta el cuerpo central el se Sol, y es el tramo

    ms largo de la trayectoria. Tambin se denomina Trayectoria Nominal. Su

    importancia es tal que se le dedica el captulo ms extenso.

    3. - Hiprbola de Llegada. Aqu el cuerpo central es el planeta de destino, y

    tiene fundamental importancia porque determina el impulso de frenado

    requerido para poner en rbita del planeta la sonda, as como la gran influencia

    que tiene en las caractersticas de la misin planetaria posterior. Este tema se

    tratar en el ltimo captulo de esta parte del Proyecto.

    a) TRAYECTORIA NOMINAL

    Como antes se ha indicado, la trayectoria nominal3, es el tramo ms

    importante de la misin, y es dnde se determina la trayectoria que seguir la

    Sonda en su camino a Saturno.

    En este primer captulo de la parte dedicada al diseo de la misin, se hace

    la seleccin de la trayectoria nominal entre las diversas opciones que se pueden

    tener, como son: Trayectoria Directa, Trayectoria con Fly-By en Jpiter,

    Trayectoria con maniobra de espacio profundo y Fly-Bys en la Tierra y Jpiter,

    etc.

    En este captulo, se realiza un planteamiento terico de las ecuaciones que

    permiten determinar las caractersticas de estas trayectorias, para poder as

    3 - Se denomina trayectoria nominal a la trayectoria terica calculada que determina el caminopor el que ir la Sonda de un planeta a otro.

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    compararlas, siendo el criterio que determina la decisin el buscar aquella que

    permita lanzar la mxima masa til, lo cual implica que el parmetro denominado

    C3 4 sea mnimo, pero por otro lado, la presencia de maniobras durante la

    trayectoria, hace que la masa tras la insercin en rbita de Saturno sea otro

    parmetro determinante, para lo cual, se elabora una insercin tipo (ficticia) para

    comparar los distintos tipos de trayectorias. Se realiz adems un programa

    calculador de trayectorias, capaz, en funcin de datos suministrados por el usuario,

    de calcular una trayectoria vlida de cualquiera de los tipos antes citados.

    La decisin final se inclina hacia la ms compleja, pero con mejores

    prestaciones: la denominada VEJGA5 o, con palabras, trayectoria con maniobra

    de espacio profundo y Fly-By en la Tierra y Jpiter. Esta trayectoria presenta los

    mximos valores de masa til en el lanzamiento e insercin en rbita de Saturno,

    dado su amplio uso de maniobras de ayuda gravitatoria que aceleran la Sonda sin

    gasto energtico por su parte. Variantes de este tipo de maniobra, se han utilizado

    en la misin GALILEO a Jpiter, y se utilizar en la CASSINI a Saturno.

    Algunos datos caractersticos de esta trayectoria se exponen a

    continuacin:

    Lanzamiento: 20/2/2016. Valor del C3 = 26.1 km2/s2. Valor del Flight Path

    =0.

    4 - Este parmetro est ntimamente relacionado con la masa til lanzable y las caractersticas delvehculo lanzador. Determina la capacidad del mismo para obtener una cierta velocidad a lasalida de la Esfera de Influencia de la Tierra, determinando as una masa mxima lanzable enesas condiciones.

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    I-2-19

    Maniobra de espacio profundo: 21/2/2017. Distancia al Sol: 2.2 UA. Magnitud

    del impulso: -0.75 km/s.

    Fly-By en la Tierra: 25/12/2017. Relacin radio del perigeo/ radio de la Tierra:

    r rP =1.20. Incremento de velocidad: 4.24 km/s.

    Fly-By en Jpiter: 17/1/2020. Relacin de radios del perijovio/ radio de Jpiter:

    r rP J = 44.8. Incremento de velocidad: 6.32 km/s.

    Llegada a Saturno: 17/8/2023.6.

    A continuacin se delinea la trayectoria nominal seguida por la Sonda:

    5 - Las siglas VEJGA significan V (maniobra de espacio profundo) Earth Jupiter GravityAssist.

    6 - Las caractersticas aqu dependen de las condiciones y el tipo de maniobra de insercin orbitalque se aplique.

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    I-2-20

    Figura 2-1: Trayectoria Nominal de la Sonda.

    b) VEHCULO LANZADOR

    En este captulo se hace un anlisis y seleccin del vehculo lanzador que

    utilizar la Sonda para ponerla en rbita primero, y luego darla el impulso

    necesario para que escape de la atraccin terrestre.

    El vehculo lanzador seleccionado es el TITAN IV- CENTAUR, que es el

    ms poderoso de los construidos y probados hasta ahora. En este mismo captulo

    se hace un amplio estudio de sus caractersticas tcnicas y de operacin.

    Adems, se realiza un anlisis comparativo entre este lanzador y el ptimo

    terico, para comprobar lo ajustado que el real est del lanzador terico.

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    I-2-21

    c) LANZAMIENTO

    En este captulo, se analizan las condiciones del lanzamiento para poder

    poner en la trayectoria adecuada y en la mejores condiciones a la Sonda.

    Se hace una extensa exposicin terica de las condiciones del lanzamiento,

    y se hace la correspondiente aplicacin a las bases de lanzamiento disponible en la

    Tierra, seleccionando la ms adecuada, que en este caso es la estacin de Cabo

    Caaveral (Florida, EE.UU.) denominada CCAFS.

    Conocidas las caractersticas de la rbita de aparcamiento, determinadas

    por la actuacin del lanzador, puede determinarse el instante local del lanzamiento

    y de ignicin de la etapa superior CENTAUR, que ser la que de el ltimo

    impulso a la Sonda, obtenindose los siguientes resultados, dependiendo de las

    dos rbitas de aparcamiento posibles:

    rbita de Aparcamiento Tipo 1 Tipo 2

    Hora local delLanzamiento (CCAFS)

    10 h 02 m (19/2/2016)[15 h 02 m UT

    03 h 10m (19/2/2016)[08 h 50 m UT

    Hora de encendido(Tiempo Universal)

    16 h 29.5 m (19/2/2016) 09 h 11 m 40 s (19/2/2016)

    Tabla 2-1: Horario del Lanzamiento y Encendido del CENTAUR.

    Adems, se realiza un anlisis de la visibilidad desde las estaciones de

    seguimiento en Tierra, mostrndose que slo el primer punto de encendido de la

    rbita de Aparcamiento Tipo 1, tiene correcto seguimiento desde la estacin de

    Las Cruces (EE.UU.), siendo adems la que menor tiempo de espera requiere, por

    lo que es la seleccionada.

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    I-2-22

    Por ltimo, se muestran las trazas de las rbitas de aparcamiento y de las

    hiprbolas de escape sobre un mapamundi.

    d) GUIADO INTERMEDIO

    En este captulo se aborda el problema del anlisis y correccin de los

    errores en la Trayectoria Nominal. Para ello se desarrolla un modelo terico de

    correccin de los errores, que permite obtener una primera aproximacin de los

    impulsos requeridos para corregirlos.

    Como aplicacin del desarrollo terico, se determinan, en primera

    aproximacin, los errores en velocidad y posicin en la inyeccin, y se hace un

    estudio de su propagacin a lo largo del tiempo. Adems se aplica el modelo de

    correccin y se establecen dos impulsos puntuales capaces de corregir la

    trayectoria, de modo que en el punto de la maniobra de espacio profundo7, se

    tenga la posicin y vector velocidad predicha por la trayectoria nominal, para que

    esta ltima maniobra se realiza correctamente. A continuacin se exponen los

    valores en magnitud de estos impulsos, aplicado el primero unos 10 das tras el

    lanzamiento:

    V1 (m/s) V2 (m/s) VT (m/s)

    rbita de Aparcamiento Tipo 1 77.8 2.8 80.6

    rbita de Aparcamiento Tipo 2 74.9 9.7 84.6

    Tabla 2-2: Valores tpicos de las maniobras de correccin de trayectoria.

    7 - En este apartado slo se analiza la trayectoria entre el lanzamiento y el punto de aplicacin de lamaniobra de espacio profundo.

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    David Guzmn Vegas

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    I-2-23

    Como puede verse, el valor no llega a los 100 m/s, valor que es tpico en

    las misiones interplanetarias.

    Adems de estos errores, hay que tener en cuenta las maniobras de

    adquisicin de los puntos adecuados de entrada en los Fly-By (Aiming Point),

    que requieren la aplicacin de ms impulsos. En suma, y considerando los datos

    ofrecidos por la misin CASSINI, el VT referido al guiado, se establece en 217

    m/s, valor corroborado por las estimaciones realizadas a partir de otras misiones

    como las Voyager, Mariner y Pioneer.

    e) ANLISIS DE LOS FLY-BYs

    En este apartado se realiza un anlisis preliminar de las maniobras de

    ayuda gravitatoria o Fly-By tanto en la Tierra como en Jpiter, para determinar los

    puntos de impacto en el denominado plano B. Este plano se utiliza como

    referencia en los anlisis de los Fly-By y se explica convenientemente en el

    captulo correspondiente.

    Para ello, se hace primero un anlisis terico que expone la formulacin de

    ambos problemas, con sus caractersticas propias, y como aplicacin de los datos

    obtenidos en el primer captulo, se hallan los puntos de impacto (Aiming Point)

    requeridos para obtener los resultados tras los Fly-By deseados. Esos puntos son:

    (km.) ()

    Aiming Point en el Fly-By en la Tierra 10434 -9.33

    Aiming Point en el Fly-By en Jpiter 4.6106 -4.65

    Tabla 2-3: Valores caractersticos de los Aiming Point (ambos Fly-Bys)

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    David Guzmn Vegas

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    I-2-24

    Adems, se hace una pequea discusin acerca de la validez de los

    resultados obtenidos, as como unas posibles vas de refinamiento en los mismos.

    f) INSERCIN EN RBITA DE SATURNO Y MISIN ORBITAL

    En este ltimo captulo, se hace un anlisis de la Maniobra de Insercin en

    rbita de Saturno (SOI) y de la Misin orbital.

    Inicialmente se realiza un anlisis terico que plantea las ecuaciones que

    permiten obtener tanto las caractersticas de la maniobra SOI como de sus

    actuaciones (requerimientos de impulso, etc.). Se plantean diversas opciones

    para poder realizar la maniobra en funcin de un requerimiento bsico de la

    misin: poner a orbitar a la Sonda en el plano de los satlites de Saturno (plano

    ecuatorial). Para poder hacerlo, ya que dada la inclinacin del plano ecuatorial de

    Saturno sobre la Eclptica, la inclinacin mnima en la insercin est fijada en

    23.81 , como se demuestra en el anlisis terico, se plantean diversas estrategias,

    que van desde el uso de un impulso de cambio de plano (que supone impulsos de

    cambio de plano y de insercin en rbita que suman no menos de 4 km/s, valor tan

    elevado que lo hace inviable), hasta el uso de Titn, mediante varios Fly-By para

    poder reducir el valor de la inclinacin. Esta ltima estrategia puede realizarse de

    dos modos bsicos: con intercepatacin de Titn en el primer nodo de la

    trayectoria de la Sonda8 o en el segundo nodo. Esta ltima estrategia es la ms

    viable, en el concepto de mnimo impulso total, pues aunque requiere de un

    impulso en el SOI y otro en el pericronio para poder interceptar Titn, maniobra

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    David Guzmn Vegas

    Memoria

    I-2-25

    PRM9, como puede verse en la siguiente figura, la primera requiere una maniobra

    en el SOI demasiado elevada para poder modificar lo suficiente la trayectoria. Es

    por tanto la estrategia de interceptacin de Titn en el segundo nodo la

    seleccionada.

    Figura 2-2: Esquema de la estrategia SOI seleccionada.

    Para poder determinar los impulsos requeridos en el SOI y PRM, se hace

    un anlisis terico adecuado, obteniendo la formulacin que luego se

    implementar en el programa de ordenador que permite el clculo de dichos

    valores y los datos caractersticos de las rbitas.

    8 - Dado que la rbita de Titn puede suponerse en el plano ecuatorial de Saturno, por ser pequeasu inclinacin, la interceptacin slo puede darse en un nodo, esto es, cuando la rbita de laSonda cruce el plano ecuatorial.

    9 - PRM son siglas de Periapsis Raise Maneuver: Maniobra de incremento [de la distancia delpericronio en este caso. Esta maniobra es utilizada por la Sonda CASSINI en su estrategia SOI.

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    I-2-26

    Tras este primer Fly-By, mediante la tcnica de resonancia, se aprovechan

    diversos Fly-Bys sucesivos en Titn para poder reducir a cero la inclinacin de la

    rbita de la Sonda sobre el plano ecuatorial de Saturno. Del mismo modo, se hace

    un anlisis terico que permite analizar este mtodo.

    A continuacin se hace un anlisis de los datos obtenidos con el programa

    de ordenador construido, analizando diversas estrategias de insercin, basadas en

    diversos valores de la mxima aproximacin al planeta. La seleccin se realiza

    eligiendo la estrategia que requiera menores impulsos.

    Como resumen de los datos expuestos en el captulo, se indican los

    siguientes datos:

    Insercin en rbita a 2.051 Radios de Saturno (la precisin est basada en

    tcnicas depuradas de navegacin Doppler y ptica).

    Maniobra SOI: V = - 0.5995 km/s.

    Maniobra PRM: V = + 0.4781 km/s. Distancia a Saturno: 163.86 Radios de

    Saturno.

    Tiempo de llegada a Titn: 138.03 das [terrestres.

    Maniobra total: V = 1.0775 km/s (valor absoluto).

    Estrategia seleccionada de reduccin de la inclinacin:

    Nmero de Fly-By en Titn: 4.

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    David Guzmn Vegas

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    I-2-27

    Nmero de rbitas de Titn entre cada Fly-By: 3 (47.85 das

    [terrestres).

    Altura de los Fly-Bys sobre la superficie de Titn: >1000 km (1001 km.

    mnimo, 1987.20 mximo).

    Tiempo total invertido: 191.4 das.

    La seleccin de la estrategia, dentro de las posibilidades dadas por la

    insercin en rbita, se realiz atendiendo al mnimo gasto de tiempo (329.4 das

    total) para la realizacin completa de la maniobra.

    Por ltimo, se hace un pequeo esbozo de lo sera la Misin (o Tour)

    orbital, ya que el desconocimiento de los objetivos concretos de la misin

    cientfica impide una planificacin detallada.

    2.2 DISEO DEL VEHCULO

    a) DISEO PRELIMINAR

    En este captulo se hace el primer diseo bsico de la Sonda, realizndose

    las adecuadas selecciones en cuanto a la forma, disposicin de elementos, etc.

    La siguiente figura, muestra en perspectiva axonomtrica el aspecto de la

    Sonda (sin adaptador, ni Boom del magnetmetro desplegado):

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    Memoria

    I-2-28

    Figura 2-3: Imagen esquemtica de la Sonda.

    En este mismo captulo del proyecto se establecen los presupuestos bsicos

    del dimensionado de la Sonda: el presupuesto de propulsin, el de potencia y el

    msico. Cada uno de ellos determinan los requerimientos de impulso total de la

    misin (a partir de datos del Diseo de la Misin), y a partir de ah la proporcin

  • SFP- S- 1 Proyecto Fin de Carrera

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    Memoria

    I-2-29

    propulsante - masa seca de la Sonda, los requerimientos de potencia elctrica de la

    misin, que permitir el dimensionado de las fuentes de energa, y los

    requerimientos de masa de cada uno de los subsistemas de la nave, para poder

    establecer por fin la masa disponible para carga de pago. Como resumen de los

    anlisis y datos expuestos en el captulos se ofrecen los siguientes datos.

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    I-2-30

    PRESUPUESTO PROPULSIVO

    Los datos correspondientes a los impulsos de las distintas maniobras:

    MANIOBRAS 10 V (m/s)

    DSM 750.00

    SOI 599.50

    PRM 478.04

    GUINT 217.00 (11)

    TOUR 275.00 (12)

    TOTAL: 2319.54

    Tabla 2-4: Impulsos de las maniobras de la misin.

    De este modo la relacin entre la masa de propulsante y la masa inyectada

    se puede calcular, aplicando la ecuacin del cohete (impulso especfico 312 s):

    M M

    M

    M

    M

    DRY FUEL ACS

    INY

    FUEL V

    INY

    , ,. .0 4687 05313

    Dado que la masa inyectada se estima en 3351.1 kg. la masa de

    propulsante requerida es 1780.5 kg.

    Considerando adems el propulsante dedicado a control de actitud, con sus

    mrgenes correspondientes se tiene:

    10 - Las maniobras a lo largo de la misin son: DSM, maniobra de espacio profundo, realizada paraposibilitar el Fly-By en la Tierra, SOI, maniobra de insercin en rbita de Saturno, PRM,maniobra de elevacin del pericronio (maniobra en rbita de Saturno para posibilitar el Fly-Byen Titn), GUINT, maniobras totales de Guiado intermedio (correccin de la Trayectoria) yTOUR, maniobras para posibilitar el Tour orbital en Saturno. Vanse los correspondientescaptulos de la 2 parte del proyecto para ms informacin.

    11 - Dato admitido por la analoga de la misin CASSINI con la del Proyecto Fin de Carrera.

    12 - Dato tomado como valor tpico de una misin orbital en Saturno de unos cuatro aos deduracin.

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    David Guzmn Vegas

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    I-2-31

    MFUEL,V: 1976.4 kg.13

    MFUEL,ACS: 50.5 kg.14

    MFUEL: 2026.9 kg.

    En resumen: la masa de propulsante (2026.9 kg.) supone el 60.5 % de la

    masa total inyectada y la masa seca (MDRY = 1324 kg.) de la Sonda queda

    reducida al 39.5 % de la masa total inyectada.

    PRESUPUESTO DE POTENCIA

    La estimacin inicial del presupuesto de potencia, basado en diversas

    referencias, expuestas en el correspondiente apartado queda expuesta en la

    siguiente tabla. Para poderlo mantener durante todo el tiempo de duracin de la

    misin (unos 11 aos), se requiere disponer de tres generadores de radioistopos,

    que producen, cada uno unos 198 W.

    13 - Este valor contiene tanto la masa de propulsante debida a los V, como la debida a losmrgenes establecidos.

    14 - Este valor contiene el margen establecido en el 1%.

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    I-2-32

    Subsistema Pot. (W)

    CARGA DE PAGO 180

    Control de Actitud 85

    Datos y Comandos 40

    Comunicaciones 20

    Control Trmico 60

    Propulsin 20

    TOTAL: 405

    Instalacin Elctrica 94

    Margen 38

    TOTAL: 537

    Tabla 2-5: Presupuesto de Potencia.

    PRESUPUESTO MSICO

    A continuacin se detalla el presupuesto msico por partidas final:

    Masa Comentarios

    MCDH = 65 kg. Comandos y Datos y Grabadora digital (CASSINI)

    MTH = 84 kg. Subsistema trmico de la CASSINI.

    MCOM = 64 kg. Radiofrecuencia y Antenas (CASSINI)

    MGNC = 177 kg. Control de Actitud y Articulacin (CASSINI)

    MPOW = 321 kg. Subs. Potencia, pirotcnico y cableado (CASSINI)

    MSAM = 151.8 kg. Estructura de la Sonda (clculo)

    MPROP = 200.5 kg. Subsistema de Propulsin (clculo)

    MPL = 185.3 kg. Carga de Pago (masa mxima calculada)

    Tabla 2-6: Presupuesto msico.

    En definitiva, y para corroborar esta estimacin, la relacin entre la masa

    dedicada a la carga de pago y la masa inyectada est en un 14 %, cercano al 14.5%

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    I-2-33

    de la CASSINI y al de otras Sondas, como la VOYAGER (14%) y GALILEO

    (9.1%).

    b) GEOMETRA DE MASAS

    En este captulo se analiza una configuracin bsica simplificada para el

    clculo de las propiedades msicas de la Sonda, que se utilizarn en captulos

    posteriores. Como resumen, baste indicar que la posicin del centro de masas es15:

    X m Y m Z mCG CG CG 0 000 0 001 2174. . .

    Y los momentos de inercia, tambin respecto a una referencia centrada en

    el centro de gravedad y con ejes paralelos a los que sirvieron para determinar la

    posicin del centro de gravedad son:

    I I kg m I kg mX Y Z 6704 16342 2

    c) CLCULO ESTRUCTURAL

    En este apartado se realiza el dimensionado de todos los elementos

    estructurales de la Sonda, para poder soportar todas las cargas a las que se someta

    la Sonda, especialmente las del lanzamiento, especificadas por el vehculo

    lanzador, y unos mrgenes establecidos de seguridad para asegurar el buen

    comportamiento de las mismas ante las solicitaciones. Adems de las cargas

    estticas, es preciso tener en cuenta las frecuencias propias de vibracin de la

    Sonda, que deben estar por encima de los valores especificados por el lanzador.

    15 - Respecto a una referencia con el eje Z en la direccin longitudinal de la Sonda, y el origen enla base del mdulo inferior de equipos (LEM).

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    I-2-34

    Para esto ltimo, se realiz un anlisis utilizando un modelo de muelles y masas

    puntuales.

    Los elementos concretos en los que se ha realizado el dimensionado han

    sido:

    Barras soporte entre los elementos.

    Anillos de unin entre los elementos de la estructura y las barras de unin.

    Depsitos de propulsante.

    Bus de equipos electrnicos y mdulo inferior de equipos (LEM).

    Barras soporte de los motores principales, los Thrusters y la LGA.

    Adaptador a la etapa superior del lanzador.

    d) CARGA DE PAGO

    En este captulo se hace una revisin de los posibles elementos de carga de

    pago que puede transportar la nave para cumplir su misin.

    Dado el desconocimiento de los objetivos concretos de esta misin, se ha

    optado por mostrar y detallar los instrumentos cientficos presentes en la misin

    CASSINI.

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    I-2-35

    e) SUBSISTEMA DE PROPULSIN

    En este apartado se hace una seleccin del sistema de propulsin a utilizar,

    as como de los propulsantes seleccionados (monometil hidracina (MMH) y

    tetrxido de nitrgeno (NTO), para el sistema principal, e hidracina (N2H4) para el

    control de actitud). Del mismo modo, se seleccionan los motores cohete

    utilizados, ambos proporcionados por la empresa alemana MBB, de 490 N

    nominales los dos principales y de 0.65 N nominales los impulsores.

    Las misiones tpicas de este subsistema se analizan verificando las

    interelaciones con otros subsistemas; estas funciones pueden resumirse en

    posibilitar las maniobras de control orbital, as como colaborar en el control de

    actitud, desaturando las ruedas de reaccin, y proporcionando la suficiente

    maniobrabilidad para cambios de orientacin.

    Por otra parte, se analiza la arquitectura del subsistema, indicando sus

    componentes principales (depsitos, vlvulas, etc.) y sus caractersticas ms

    relevantes.

    Adems se realiza un dimensionado de los tanques necesarios, en funcin

    de las presiones requeridas de los propulsantes, y del sistema de presurizacin,

    basado en el Helio, que se dimensiona tambin en este captulo, calculando la

    masa requerida de Helio para asegurar el mantenimiento de la presin durante toda

    la vida til de la Sonda, y se aplican criterios de resistencia estructural en el

    dimensionado de los depsitos.

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    I-2-36

    f) SUBSISTEMA DE POTENCIA

    En este captulo se hace una revisin general de los sistemas productores

    de potencia elctrica ms utilizados, haciendo hincapi en sus caractersticas y

    actuaciones, para poder seleccionar el ms adecuado a la Sonda.

    Conocidos estos datos, y de acuerdo con los datos establecidos en el

    presupuestos de potencia, se selecciona la fuente primaria, que en este caso sern

    los generadores de radioistopos (RTGs), de los cuales se hace un estudio ms

    detallado de sus caractersticas constructivas.

    Por otra parte, se seleccionan los dispositivos de distribucin y control de

    la potencia elctrica, seleccionndose, de acuerdo con el modelo de la CASSINI,

    un bus dual regulado a 300 V de corriente continua. Tambin se hace referencia a

    otros dispositivos presentes, como son las unidades de conmutacin, dispositivos

    de seguridad, convertidores AC/ DC, etc.

    g) SUBSISTEMA DE CONTROL DE ACTITUD

    La misin primordial de este sistema es la de adquirir y mantener la actitud

    de la Sonda dentro de unos mrgenes de precisin aceptables, especificados por

    los diversos equipos de la nave. De l se requieren alta precisin de apuntamiento

    2.4 mrad para la HGA y 2.0 mrad para la Carga de Pago, alta estabilidad, facilidad

    de reapuntamiento, capacidad de maniobra, y capacidad para operar sin fallos en

    los 11 aos que dura la misin.

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    David Guzmn Vegas

    Memoria

    I-2-37

    Se inicia el captulo con un anlisis general de los sistemas de control de

    actitud, haciendo otra vez hincapi en sus caractersticas de actuacin, para poder

    seleccionar el ms adecuado.

    La seleccin recae en un sistema estabilizado en tres ejes con momento

    nulo, que es el que permite ms precisin con mayor maniobrabilidad.

    Tras esto, se pasa al dimensionado de los elementos que constituyen el

    subsistema, utilizando para ello las estimaciones de los pares perturbadores. Se

    disean as las ruedas de reaccin, calculando el mximo par absorbido en una

    maniobra crtica, como es el Fly-By en la Tierra. El resultado indica que deben

    usarse ruedas capaces de absorber ms de 7.5 Nms. Los thrusters se dimensionan

    con las necesidades de maniobrabilidad, resultando necesarios ms de 0.43 N,

    siendo suficientes los thrusters seleccionados, ya que ofrecen 0.65 N nominales.

    Otros elementos, como los sensores, se dimensionan de acuerdo con los requisitos

    de precisin establecidos en la misin, que, a falta de ms informacin, se

    utilizaron los de la Sonda CASSINI.

    Adems del anlisis de los modos de operacin y la arquitectura bsica, se

    hace una primera estimacin de las constantes del mtodo de control seleccionado,

    verificando su validez con la maniobra crtica antes indicada, el Fly-By en la

    Tierra.

    h) SUBSISTEMA DE CONTROL TRMICO

    La principal misin de este subsistema es mantener la temperatura de las

    diversas partes del vehculo dentro de los mrgenes establecidos para su adecuado

  • SFP- S- 1 Proyecto Fin de Carrera

    David Guzmn Vegas

    Memoria

    I-2-38

    funcionamiento y su plena operatividad. Dado que el nico medio de disipar o

    recibir calor que tiene la Sonda en el espacio es mediante la radiacin, el medio

    por el que se mantienen esas temperaturas es el ajuste entre el balance trmico

    entre la radiacin incidente, proveniente del Sol, Planetas y otras partes de la

    Sonda, la radiacin que emite el citado elemento por su superficie, el calor

    disipado internamente, y lo que pueda dispar o recibir por otros medios de otros

    elementos de la Sonda.

    En primera aproximacin, puede considerarse exclusivamente el balance

    trmico por radiacin, de modo que los dispositivos inicialmente sern destinados

    a absorber energa radiante o a disiparla.

    Para poder evaluar el comportamiento se realizaron dos modelos, de uno y

    tres nodos, basados en la propiedades termopticas de sus recubrimientos. Los

    resultados son poco significativos, dado que son muy dispares. De hecho, y

    considerando que la situacin en la que ms tiempo se va ha encontrar la Sonda es

    la de rbita de Saturno, correspondiente a la condicin fra, esta puede usarse

    como aproximacin en el caso de usar recubrimientos.

    Los problemas entre las diversas situaciones, obligan a usar estrategias

    distintas, como son la aplicacin de mantas trmicas, que aslan el elemento del

    exterior, no dejando escapar su calor, salvo una pequea parte, que se compensa

    con el uso de resistencias elctricas. En ese sentido, se realiza un anlisis detallado

    del recubrimiento de los depsitos de propulsante. En cuanto a otros elementos, se

    hace hincapi en las persianas (louvres), utilizadas para disipar cantidades de

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    I-2-39

    calor variables all donde se requiera, especialmente en el Bus de equipos

    electrnicos.

    Por ltimo, y como ejercicio, se realiza el dimensionado preliminar de las

    aletas disipadoras de los generadores de radioistopos.

    i) SUBSISTEMA DE COMUNICACIONES

    Este subsistema es el responsable de mantener el enlace de

    comunicaciones con las estaciones en Tierra. Ha de ser capaz de emitir y recibir

    seales de radio en distintas frecuencias, permitiendo la recepcin de comandos

    por parte de la Sonda (uplink) o el envo de datos de la carga de pago o de

    estado de la Sonda (downlink).

    En este captulo, se hace un anlisis general de este subsistema, de modo

    que permita una adecuada comparacin y seleccin de los elementos involucrados.

    Para esto, se establece adems la denominada ecuacin de enlace, que determina

    la relacin seal-ruido aceptable. Por otro lado, se selecciona el mtodo de

    codificacin BPSK REED-SOLOMON (255, 223) con un codificacin adicional

    VITERBI (k=7,r=1/2) (k=15,r=1/6), que ofrece las mejores prestaciones BER,

    requiriendo mnimos valores de la relacin seal-ruido.

    Las frecuencias de comunicacin en la banda X, son de 8.4 GHz para la

    emisin y 7.2 GHz para la recepcin, aunque el sistema es capaz de proporcionar

    otras frecuencias, destinadas a otros usos.

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    I-2-40

    La antena de alta ganancia, es parablica de tipo Cassegrain, de cuatro

    metros de dimetro mximo. En el soporte del reflector secundario, est montada

    la antena de baja ganancia.

    Tambin en este captulo, se hace un revisin de la arquitectura del

    sistema, as como de los componentes bsicos del mismo, Traspondedores y

    Codificadores/ Descodificadores de seal.

    j) SUBSISTEMA DE CONTROL Y MANEJO DE DATOS

    Asociado al subsistema de comunicaciones, es el encargado de gestionar

    toda la informacin de telemetra (datos de carga de pago y/ o datos de estado),

    formatearla adecuadamente, y servirla al subsistema de comunicaciones, y por otro

    lado, recibir los comandos que este ltimo recibi por la comunicacin de Tierra,

    interpretarlos y ejecutarlos (enviar las rdenes a los equipos que las ejecutan).

    En el captulo, como en anteriores, se revisan aspectos generales de este

    subsistema, as como la arquitectura bsica del mismo y algunas unidades

    importantes, como es la de gestin de datos y la de descodificacin de comandos.

    Tambin se hace referencia a elementos fundamentales, como son el reloj,

    que es el que secuencia las aciones a realizar, la unidad de almacenamiento de

    datos, necesaria para conservar los datos cientficos obtenidos durante periodos en

    que no pueden ser enviados a Tierra, el computador, etc.

    Otro punto que se tiene en cuenta, son los modos de operacin ante fallos,

    destinados a incrementar la seguridad durante la operacin autnoma del vehculo.

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    I-2-41

    k) MECANISMOS

    En este captulo se hace un estudio genrico acerca de los aspectos ms

    relevante involucrados con los mecanismos de la nave: tribologa, duracin,

    seleccin de componentes y lubricantes, etc.

    Se hace un pequeo estudio del nico mecanismo que lleva la Sonda, el

    Boom del Magnetmetro, ya que, siguiendo de nuevo el modelo de la CASSINI,

    las plataformas articuladas de carga de pago, han sido eliminadas, y las RTGs se

    han dispuesto en el mdulo inferior, de modo que tampoco requieren dispositivos

    que las separen del vehculo.

    l) DIBUJO A TRES VISTAS

    Este ltimo captulo muestra el dibujo a tres vistas (Alzado, Vista lateral y

    Planta) de la Sonda.

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    David Guzmn Vegas

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    I-2-42

    1.1 BIBLIOGRAFA

    i - Lebreton, J-P. CASSINI - A Mision to Saturn and Titan. ESA SP-315. ESA. 1990.

    ii - Lebreton, J-P. The Cassini Mission to Saturn and Titan. An Overview. ESA SP-241. ESA.1985.

    iii - Varios. Pginas de Internet de la Misin CASSINI. http://www.jpl.nasa.gov/cassini

    iv - Kolhlhase, Charley. Meeting with a Magestic Giant: The Cassini Mission to Saturn. ThePlanetary Report. Vol. XIII, No 4. The Planetary Society. 1993.

    v - Annimo. Voyager Saturn Science Summary Fact Sheet. JPL. 1990.