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SFP- S- 1 Proyecto Fin de Carrera
David Guzmn Vegas
Memoria
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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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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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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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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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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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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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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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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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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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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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
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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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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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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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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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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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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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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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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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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
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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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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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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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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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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.