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CLASIFICACION DE SATELITES: criterio + adecuado es f(definicion de su mision): 1)COMERCIALES: meteorología, comunicaciones, recursos naturales, navegacion. 2)CIENTIFICOS: estudio de la Tierra y su entorno, astronomía, sistema solar. 3)MILITARES: reconocimiento, alerta temprana, inteligencia electronica, sistema antisatelites EL ENTORNO ESPACIAL: EFECTOS SOBRE EL VEHICULO: modifica el mov kepleriano, en el vacio se subliman los metales y semiconductores, radiacion ultravioleta aumenta la conductividad de los aislantes y modifica los coeficientes de absortividad y de emisividad de los revestimientos termo-opticos. Las particulas de alta energia(atrapadas en cinturones de radiacion o rayos cosmicos) riesgo por impacto en sistemas electronicos. Necesidad de apantallamiento de aparatos electronicos ya que fallarian por las altas dosis de radiacion electromagnetica EFECTOS SOBRE EL HOMBRE: todos los problemas derivados del medio hostil se resuelven por medio del subsistema "soporte de vida" o por los trajes espaciales (composicion soporte de vida: atmosfera, temperatura y humedad, alimentos y agua, instalacion sanitario-higienica, ejercicios fisicos, control y ayuda medica). Problemas derivados condiciones de ingravidez: sindrome de adaptacion, alteraciones cardiovasculares, descalcificacion osea, atrofia muscular SISTEMAS DE COORDENADAS: SISTEMA HELIOCENTRICO (INERCIAL): O=sol, PF=eclipitica, DF=1er pto de aries(linea tierra-sol en el equinocio invernal) SISTEMA GEO OCENTRICO ECLIPITICO (INERCIAL): O= Tierra , PF=eclipitica, DF=1er pto de aries SISTEMA GEO CENTRICO ECUATORIAL (INERCIAL): O= Tierra , PF=ec uatorial , DF=1er pto de aries SISTEMA GEOGRAFICO ( NO INERCIAL): O= Tierra , PF=ec uador , DF =interseccion meridiano de Greenwich con ecuador SISTEMA TOPO CENTRICO ( NO INERCIAL): O= pto del observador E , PF= tangente al elipsoide internacional , DF= segun paralelo local y + hacia el este DEFINICION 1ER PTO DE ARIES: al considerar el viaje anual de la Tierra sobre su orbita existen 2 dias en los que el plano ecuatorial contiene al sol(para esos dias la duracion del dia y de la noche para todos los puntos de la tierra es la misma). Se trata de los equinocios que ocurren alrededor del 21 de marzo(equinocio vernal o de primavera para el hemisferio norte)y del 21 de septiembre(equinocio de otoño para hemisferio norte) LEYES DE KEPLER: 1ª) las orbitas de los planetas son elipses, uno de cuyos focos está ocupado por el sol 2ª) la velocidad areolar de los planetas es cte 3ª) los cuadrados de los periodos de los planetas son proporcionales al cubo de sus semiejes mayores ELEMENTOS ORBITALES: sirven para definir la conica cuando se dan Vo y ro.1)i=inclinacion: 0º90º:orbitas retrogadas 2)OMEGA=ascension recta del nodo ascendente. entre 0º y 360º. indefinido para orbitas ecuatoriales. junto a i define el plano de la orbita 3)omega=argumento del perigeo. entre 0 y 360º. define la orientacion de la orbita en su propio plano 4)e=excentricidad 5)p=parametro de la orbita dimensiones de longitud, da idea del tamaño de la orbita. p=h^2/mu 6)tau = tiempo de paso por el perigeo posiciona al vehiculo dentro de su orbita en el instante inicial PERTURBACIONES: de mayor a menor perturbacion: abultamiento ecuatorial (J2), resistencia atmosferica, armonicos del potencial (Jnm distinto de J2), atraccion lunar, atraccion del sol, presion de radiacion solar SISTEMAS DE PROTECCION TERMICA + USADOS EN REENTRADA: 1)ABSORCION DE CALOR disponer una pared protectora de un material de gran capacida calorifica y alta Tª de fusion (berilio o molibdeno) que actue como sumidero de calor e impida la transmision de calor al interior. Incovenientes: grandes espesores de pared y pesos adicionales muy elevados = uso restringido a reentradas muy rapidas donde el calor total absorbido no es muy grande. Como en vuelo suborbital de misiles balisticos 2)REFRIGERACION POR RADIACION la cara exterior del revestimiento (capa fina metalica) se pone al rojo vivo con objeto de mantener equilibrio entre la radiacion emiteida por la pared al aire circundante y el flujo de calor por conveccion recibido del mismo. Entre ambas caras se ha de disponer de un material aislante refrctario para que en cara interior la Tª sea relativamente baja. Uso: cuando la densidad de flujo de calor no es muy elevado como en trayectorias de planeo (shuttle) 3)REFRIGERACION POR ABLACION(***) el material del revestimiento (de muy alto calor latente y baja conductividad termica como el teflon o resinas fenolicas) se sublima o se carboniza con la consiguiente absorcion de calor por cambio de estado. inconveniente: este sistema implica consumo de material (perdida de masa y cambio de configuracion del cuerpo = el vehiculo no es reutilizable) SENSORES DE ACTITUD: sensores solares, sensores de horizonte, sensor de estrellas, magnetometros, sensores inerciales. MOMENTOS DE PERTURBACION EN ACTITUD EN SATELITES: el par gravitatorio, el par atmosferico, el par de la presion de radiacion, el par magnetico, los momentos interiores provocados por el movimiento de algun elemento SUBSISTEMAS DE VEH ESP: estructura, control termico, energia o potencia, propulsion, control de orbita y actitud, telemedida y telemando, otros: gestion de datos, integracion mecanica e integracion electrica SISTEMAS PASIVOS DE ESTABILIZACION: estabilizacion por rotacion (espin), estabilizacion por gradiente de gravedad, otros: estabilizacion magnetica pasiva, estabilizadores aerodinamicos y de presion solar. SISTEMAS ACTIVOS DE ESTABILIZACION O CONTROL a partir de la comparacion entre la actitud medida y la deseada se genera una señal de error que es utilizada para determinar el par correctivo que deben proporcionar los actuadores de abordo. componentes: sensores de actitud(dan actitud medida), ley de control, y los actuadores, o mecanismos de control que suministran los momentos adecuados. Por otra parte los sistemas activos pueden ser de ciclo abierto o de ciclo cerrado, según se necesite o no la intervencion humana. 1)RUEDAS DE REACCION constituida por un disco movil alrededor de su eje, tanto en un sentido como en otro, por lo que su velocidad nominal de rotacion es nula. Ante un momento de perturbacion dirigido segun su eje, la rueda adquiere un movimiento de rotacion (motor electrico) en sentido contrario, con lo que el momento perturbador es absorbido. Cuando se llega a Wmax habra que hacer una desaturacion (volver a WminSe usan para la estabilizacion en 3 ejes del satelite = necesario al menos un conjunto de 3 ruedas dirigidas sgun 3 ejes ortogonales . Es usual la incorporacion de una cuarta redundante formando todas ellas una configuracion piramidal) 2)RUEDAS DE MOMENTO Y CMGS ambos necesitan sistemas de desaturacion ya que son capaces de controlar la actitud del satelite, pero no de cambiar su momento cinetico total. RdeM: diseñadas para operar a alta w(del orden de miles rpm) = ademas de absorber momentos perturbadores son capaces de proporcionar una estabilidad giroscopica alrededor de un eje paralelo al del volante. Pueden usarse para estabilizar 1,2 o 3 ejes del satelite CMG: cuando las ruedas de momento se convierten en rotores de giroscopos de 1 o 2 grados de libertad se convierten en Giroscopos de Control de Momento (CMG) que actuan como volantes de inercia de ejes orientables. Se usan para provocar pares de maniobra: puesto que el momento cinetico total del sistema debe permanecer cte, al orientarse el momento cinetico del conjunto de ellos en cq direccion, el satelite puede adquirir la actitud deseada 3)CHORROS DE GAS: impulsores de gas frio o impulsores de propulsante liquido(dentro de estos ultimos hay monopropulsantes y bipropulsantes) CELULAS Y PANELES SOLARES DEL SUBSISTEMA DE ENERGIA: Un panel solar esta compuesto por un conjunto matricial de celulas solares interconectadas entre si de manera que su disposicion en serie provee el voltaje necesario y su disposicion en paralelo proporciona la intensidad requerida. Cond de funcionamiento proximas a las de maxima potencia (valor tipico a 25ºC Imp=0.3A; Vmp=0.45V). Dim celulas 2cm*4cm. Tamaño de los paneles=area total de las celulas/FE, con FE=factor de empaquetado (prox a 0.9). Potencia total(satelite + carga de bateria)=Nº celulas*Pr(con Pr=pot real de las celulas al final de su ciclo de vida)