Diseño de un sistema para detectar objetos circundantes a un nanosatélite en la Órbita Leo

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UNIVERSIDAD UTE

FACULTAD DE CIENCIAS DE LA INGENIERÍA E

INDUSTRIAS

CARRERA DE INGENIERÍA MECATRÓNICA

DISEÑO DE UN SISTEMA PARA DETECTAR OBJETOS

CIRCUNDANTES A UN NANOSATÉLITE EN LA ÓRBITA LEO.

TRABAJO PREVIO A LA OBTENCIÓN DEL TÍTULO DE INGENIERO EN MECATRÓNICA

JUAN CARLOS QUIZHPILEMA CEDEÑO

DIRECTOR: PhD. FAUSTO FREIRE

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FORMULARIO DE REGISTRO BIBLIOGRÁFICO

PROYECTO DE TITULACIÓN

DATOS DE CONTACTO

CÉDULA DE IDENTIDAD: 1724251606

APELLIDO Y NOMBRES: Quizhpilema Juan Carlos

DIRECCIÓN: Quitumbe, Condor Ñan y Rupay

EMAIL: [email protected]

TELÉFONO FIJO: -

TELÉFONO MOVIL: 0995411344

DATOS DE LA OBRA TÍTULO:

DISEÑO DE UN SISTEMA PARA DETECTAR OBJETOS CIRCUNDANTES A UN NANOSATÉLITE EN LA ÓRBITA LEO.

AUTOR O AUTORES: Quizhpilema Cedeño Juan Carlos

DIRECTOR DEL PROYECTO DE TITULACIÓN:

Fausto Freire

PROGRAMA PREGRADO POSGRADO

TÍTULO POR EL QUE OPTA: Ing. Mecatrónica

RESUMEN: Mínimo 250 palabras El presente trabajo de titulación trató sobre el desarrollo de un sistema para detectar objetos que se encuentran circundantes a un nanosatélite. El sistema está integrado de forma modular en el satélite, con un rango de medición desde 0.4 km hasta los 20 km de distancia y 360 grados en uno de los ejes, la placa que conforma el sistema fue diseñada para resistir cargas térmicas y mecánicas al igual que sobrecargas eléctricas. Dentro del diseño se seleccionó el sensor DLEM 45 que permite obtener la distancia entre el sensor y el objeto por medio laser, un sensor MPU6050 que permite obtener la orientación cuando el satélite gira sobre su propio eje. Los datos de los sensores se almacenaron en pares y fueron configurados con el mismo tiempo de muestreo para enviarlos a la tarjeta de comunicación del satélite. Los componentes presentes en la placa presentan propiedades ideales para trabajar en el espacio como cambios bruscos de

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temperatura, altas velocidades de traslación y rotación además de tener un consumo mínimo de corriente para el nanosatélite, características fundamentales para dispositivos que son enviados al espacio. El algoritmo de detección de objetos por puntos fue desarrollado en una herramienta de simulación y utilizando la técnica de HIL (Hardware in the loop) para testear con el error medio cuadrático la mejor configuración de los componentes. Se interpretaron los datos obtenidos por los sensores y se impusieron filtros para mejorar la toma de estos, obteniendo así coordenadas de objetos circundantes. Estas coordenadas fueron ingresadas en el algoritmo donde fueron tratados para los procedimientos de detección. Los procedimientos de detección se basan en aplicar herramientas estadísticas como la media y mediana de un grupo de datos, estos fueron representados de forma gráfica y posteriormente se logró identificar los objetos en la aglomeración de puntos.

PALABRAS CLAVES: nanosatélite, DLEM 45, MPU6050,

algoritmo, filtros.

ABSTRACT: The present title work dealt with the

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DEDICATORIA

Dedico este trabajo de titulación de manera especial a mis padres que me han apoyado y han sacrificado tanto para que yo pueda realizar este logro profesional, a mis hermanos que en conjunto hemos luchado contra los problemas diarios para poder cumplir con nuestras metas, a mis amigos que han estado presentes y me han apoyado incondicionalmente, a mis profesores que han sabido guiarme, dar conocimiento y lo más importante agregar sabiduría a mi vida, en todos ellos tengo el espejo en el cual me quiero reflejar pues sus virtudes infinitas y su gran corazón me llevan a admirarlos cada día más.

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AGRADECIMIENTO

Agradezco a la Universidad UTE por darme la oportunidad de conocer otro país y a nueva gente, por facilitarme formadores y recursos que han servido para realizar esta tesis.

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INDICE DE CONTENIDOS

PÁGINA

RESUMEN ... 1

ABSTRACT ... 2

1. INTRODUCCIÓN ... 3

2. METODOLOGÍA ... 8

2.1 REQUERIMIENTOS ... 7

2.2 DISEÑO DEL SISTEMA ... 8

2.3 DISEÑO ESPECÍFICO ... 10

2.3.1 DISEÑO MECÁNICO ... 10

2.3.2 DISEÑO ELECTRÓNICO ... 12

2.3.2.1 Placa de alimentación ... 12

2.3.2.2 Comunicación entre sistema y satélite ... 14

2.3.3 FILTRADO E INTERPRETACION DE OBJETOS ... 15

2.3.4 DISEÑO DEL PROTOTIPO DE PRUEBAS ... 16

2.3.4.1 Diseño mecánico del prototipo... 17

2.3.4.2 Diseño electrónico del prototipo ... 20

2.3.5 RELACIÓN ENTRE VELOCIDAD Y MUESTREO... 21

3. RESULTADOS Y DISCUCIÓN ... 23

4. CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES ... 32

4.1 CONCLUSIONES ... 33

4.2 RECOMENDACIONES ... 33

BIBLIOGRAFIA ... 34

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ÍNDICE DE TABLAS

PÁGINA

Tabla 1. Protocolo de comunicación del sensor DLEM45. ... 15

Tabla 2. Distancia de toma de datos por vuelta del satélite. ... 22

Tabla 3. Resultados de error medio cuadrático en 5 vueltas. ... 24

Tabla 6. Resultados de error medio cuadrático en 0.01 tiempo de muestreo. ... 29

Tabla 7. Resultados de error medio cuadrático en 0.006 tiempo de muestreo. ... 30

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ÍNDICE DE FIGURAS

PÁGINA Figura 1. Objetos que se encuentran alrededor del planeta

Tierra. ... 3

Figura 2. Dimensiones de un CubeSat y posibles acoples. ... 4

Figura 3. Sensor de escombros espaciales de la estación espacial ... 5

Figura 4. Satélite ADRAS 1 ... 5

Figura 5. Diagrama de requerimientos ... 8

Figura 6. Estructura principal del proyecto. ... 8

Figura 7. Estructura básica del sistema ... 9

Figura 8. Estructura de conexiones internas ... 9

Figura 9. Diagrama de flujo de obtención de datos. ... 10

Figura 10. Sensor DLEM45 montado en la placa ... 10

Figura 11. DCL de la placa ... 11

Figura 12. Diagrama de deflexión de la placa ... 12

Figura 13. Análisis de deformación de la placa. ... 12

Figura 14. Limitador de corriente por transistor... 13

Figura 15. Diagrama esquemático limitador de corriente. ... 14

Figura 16. Comunicación sensor – microcontrolador ... 14

Figura 17. Estructura de la línea de comandos. ... 15

Figura 18. Ejemplo de estructura de comunicación del sensor DLEM45. ... 15

Figura 19. Diagrama de flujo del proceso de filtrado y minería de datos. ... 16

Figura 20. Maqueta de pruebas. ... 17

Figura 21. Datos de engranes rectos. ... 18

Figura 22. Cálculo de engranes para el movimiento. ... 20

Figura 23. Diagrama de conexión de los sensores del prototipo... 21

Figura 24. Diagrama de la toma de datos de la maqueta experimental (Simulink). ... 21

Figura 25. Toma de datos del nanosatélite por giro. ... 22

Figura 26. Datos recibidos sin filtrar en 5 vueltas ... 23

Figura 27. Resultados de pruebas en 5 vueltas (a) Prueba 1, (b) Prueba 2, (c) Prueba 3. ... 24

Figura 32. Datos recibidos sin filtrar en 0.01 de tiempo de muestreo. ... 28

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iii PÁGINA

(a) Prueba 1, (b) Prueba 2, (c) Prueba 3. ... 28

Figura 34. Datos recibidos sin filtrar en 0.006 tiempo de muestreo. ... 29

Figura 35. Resultados de pruebas con 0.006 en tiempo de muestreo

(a) Prueba 1, (b) Prueba 2, (c) Prueba 3. ... 30

Figura 36. Datos recibidos sin filtrar en 0.001 de tiempo de muestreo. ... 30

Figura 37. Resultados de pruebas con 0.001 en tiempo de muestreo

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ÍNDICE DE ANEXOS

PÁGINA ANEXO 1. Configuración para la obtención de datos entre satélite y

la estación de tierra ... 36

ANEXO 2. Imágenes de la maqueta de pruebas. ... 37

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RESUMEN

El presente trabajo de titulación trató sobre el desarrollo de un sistema para detectar objetos que se encuentran circundantes a un nanosatélite. El sistema está integrado de forma modular en el satélite, con un rango de medición desde 0.4 km hasta los 20 km de distancia y 360 grados en uno de los ejes, la placa que conforma el sistema fue diseñada para resistir cargas térmicas y mecánicas al igual que sobrecargas eléctricas. Dentro del diseño se seleccionó el sensor DLEM 45 que permite obtener la distancia entre el sensor y el objeto por medio laser, un sensor MPU6050 que permite obtener la orientación cuando el satélite gira sobre su propio eje. Los datos de los sensores se almacenaron en pares y fueron configurados con el mismo tiempo de muestreo para enviarlos a la tarjeta de comunicación del satélite. Los componentes presentes en la placa presentan propiedades ideales para trabajar en el espacio como cambios bruscos de temperatura, altas velocidades de traslación y rotación además de tener un consumo mínimo de corriente para el nanosatélite, características fundamentales para dispositivos que son enviados al espacio. El algoritmo de detección de objetos por puntos fue desarrollado en una herramienta de simulación y utilizando la técnica de HIL (Hardware in the loop) para testear con el error medio cuadrático la mejor configuración de los componentes. Se interpretaron los datos obtenidos por los sensores y se impusieron filtros para mejorar la toma de estos, obteniendo así coordenadas de objetos circundantes. Estas coordenadas fueron ingresadas en el algoritmo donde fueron tratados para los procedimientos de detección. Los procedimientos de detección se basan en aplicar herramientas estadísticas como la media y mediana de un grupo de datos, estos fueron representados de forma gráfica y posteriormente se logró identificar los objetos en la aglomeración de puntos.

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ABSTRACT

The present title work dealt with the development of a system to detect objects that are surrounding a nanosatellite. The system is integrated in a modular way in the satellite, with a measuring range from 0.4 km to 20 km distance and 360 degrees in one of the axes, the plate that forms the system was designed to withstand thermal and mechanical loads as well as that electrical overloads. Within the design, the DLEM 45 sensor was selected, which allows obtaining the distance between the sensor and the object by means of a laser, an MPU6050 sensor that allows to obtain the orientation when the satellite rotates on its own axis. The data from the sensors were stored in pairs and were configured with the same sampling time to be sent to the satellite communication card. The components present in the plate have ideal properties to work in space such as sudden changes in temperature, high speeds of translation and rotation in addition to having a minimum current consumption for the nanosatellite, fundamental characteristics for devices that are sent to space. The algorithm for the detection of objects by points was developed in a simulation tool and using the HIL technique (Hadware in the loop) to test with the mean square error the best configuration of the components. The data obtained by the sensors were interpreted and filters were imposed to improve the capture of these, thus obtaining coordinates of surrounding objects. These coordinates were entered the algorithm where they were treated for the detection procedures. The detection procedures are based on applying statistical tools such as the mean and median of a group of data, these were represented in a graphic way and later, the objects in the agglomeration of points were identified.

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En la atmosfera existe gran cantidad de objetos que se han ido acumulando por todos los proyectos espaciales enviados y han quedado en desuso, a estos objetos se suman asteroides y demás generando una capa como se apreciar en la Figura 1 estos objetos tienen velocidades alrededor de los 8000 m/s (Belokonov, Timbai, & Nikolaev, 2018), con esta velocidad hasta los objetos más minúsculos son un potencial peligro para cualquier satélite que se atraviese. Por lo que existe el peligro de que una expedición espacial falle, por no tener el conocimiento de posición o la aglomeración de objetos que representan un peligro.

Figura 1.Objetos que se encuentran alrededor del planeta Tierra.

(Scutum, 2015)

Esto se debe a que la información mencionada sobre la posición o aglomeración de objetos no puede ser proporcionada por telescopios ni radares terrestres por lo que son estaciones locales y no se tiene información globalizada, ante esta necesidad se podrá desarrollar métodos de detección de escombros apropiados, además de aprovechar dicha información para lograr esquivar escombros que puedan afectar la integridad de expediciones espaciales o a otros satélites en órbita.

El proyecto se enfoca en crear un sistema que permita obtener datos de objetos en el espacio mediante ondas electromagnéticas como la luz láser que permite obtener datos como distancia, temperatura o hasta la composición del material.

Desde el lanzamiento del Sputnik en 1957, se ha estimado hasta la actualidad 750.000 fragmentos de tamaño entre 1 cm y 10 cm, en cuanto a objetos mayores a 10 cm alcanzan los 29.000 objetos que circulan alrededor de la Tierra, esto según métodos estadísticos (Sanchez, 2018).

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4 expediciones espaciales, por lo tanto cada día existe más escombros al alrededor de la tierra, los escombros son ocasionados no solo al enviar objetos al espacio si no al colisionar entre basura espacial, satélites y otros (Sanchez, 2018).

En los últimos años los satélites artificiales han sido una gran fuente de recolección de datos sobre la tierra, estos pueden ser muy útiles en cuanto a telecomunicaciones, agricultura y meteorología (Instituto Nacional de Tecnología Agropecuaria Argentina, 2016). Los satélites más utilizados para

estudios científicos son los llamados CubeSats cuya estructura son cubos de 10 cm, y pueden ser acoplado hasta un total de 12 CubeSats como se muestran en la Figura 2. Estos son nanosatélites funcionales de bajo costo (Akyildiz & Kak, 2019).

Figura 2. Dimensiones de un CubeSat y posibles acoples (Alen, 2019).

Gracias a sus múltiples ventajas cada vez hay más satélites en órbita, pero estos poseen un tiempo de vida útil limitado provocando que vencido este tiempo queden en desuso y dependiendo de la altura a que se encuentren quedaría como basura espacial o se quemarían al ingresar a la atmosfera (Álvarez, Poliakova, & Roa, 2016).

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estabilizado con vista a la tierra para que el sistema LIDAR logre realizar el escaneo.

El SDS (Sensor de Escombros Espaciales) se lanzó a la Estación Espacial Internacional en el 2017 durante una misión de reabastecimiento. El SDS está enfocado en la detección de escombros menores a los 0.5 mm a diferencia del presente proyecto que tiene como objetivo escombros mayores a 10 cm. El proyecto de la NASA (National Aeronautics and Space Administration) utilizó un Sensor de Escombros Espaciales que es el encargado de monitorear el entorno alrededor de la Estación para detectar pequeños escombros, registrando muestras de escombros entre 0.05 mm a 0.5 mm. Los objetos de más de 3 mm son monitoreados desde la Tierra (Johnson, 2017). Este sistema

no consta de un sistema de detección por ondas, consta de detección por colisión en sus paneles como se muestra en la Figura 3.

Figura 3. Sensor de escombros espaciales de la estación espacial

(Swinerd, Barrows, & Crowther, 2017)

El proyecto ADRAS 1 (Active Debris Removal AS) Figura 4 es un satélite equipado con un adhesivo configurado para atrapar y destruir los amenazantes pedazos de desperdicio espacial. Posee una capsula llamada hijo que abandona su órbita y reingresa a la atmósfera terrestre con el objetivo de destruirse a sí mismo y destruir los escombros. Este satélite cuenta con un sistema de detección de escombros LIDAR para fijar el escombro objetivo (Setterfield, Miller, Leonard, & Saenz-Otero, 2017).

Figura 4. Satélite ADRAS 1

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6 Se debe tener en cuenta que sensores basados en la transmisión de ondas sonoras como medio de propagación no es recomendable en el espacio, este necesita un medio plástico para la propagación de sus ondas y el espacio no cuenta con ello, a diferencia de la atmosfera de la tierra, por lo cual es recomendable usar sensores que utilicen la propagación de luz y que utilizan los campos electromagnéticos para su propagación (Jaramillo, 2017).

Dependiendo de la fuerza y ángulo de inclinación con lo que son lanzados los satélites, es posible determinar la órbita por la cual transitarán, son 3 órbitas las más utilizadas para lanzar satélites las cuales son: LEO (Low Earth Orbit), Polar, Geoestacionaria.

La orbita LEO es una órbita cercana a la tierra , en esta órbita existen muchos más escombros que en otras orbitas, según la predicción de Kessler donde existe mayor peligro de colisión (Liou, Johnson, & Hill, 2014).

Consta en implementar un sensor que permita determinar la distancia por medio láser (DLEM 45), detectar y registrar objetos que se encuentran alrededor del nanosatélite a no más de 20 km, aprovechando la rotación del satélite en un solo eje.

Manteniendo el giro en un solo eje del satélite se realizará disparos con el sensor DLEM45 al mismo tiempo que se toman datos del MPU6050 creando con esto un barrido de 360°, al obtener los datos de cada sensor y enviarlos al algoritmo de detección de objetos, se podrá determinar la cantidad de objetos, afluencia y trayectorias de dichos objetos. Todo el sistema debe consumir menos de 2W de potencia en modo de medición y no afectará otras funciones del satélite, se enviará información a la estación en tierra por medio de la tarjeta de comunicación del satélite.

La banda que se utilizará para la comunicación es la de radio aficionado donde la frecuencia de bajada esta entre 144 - 146 MHz y la de subida en 430MHz, con estaciones para la recepción de información en la Universidad del Suroeste de Rusia y Universidad UTE, los datos podrán ser tratados para realizar cálculos y minería de datos en la estación en tierra.

Para el desarrollo del presente trabajo de titulación se planteó como objetivo general el diseñar un sistema para calcular la posición de objetos que se encuentren circundantes a un nanosatélite en la órbita LEO, para lo cual se tuvo que desarrollar los siguientes objetivos específicos.

• Desarrollar un prototipo de simulación para el barrido laser y obtención de datos.

• Implementar un protocolo de comunicación sensor - satélite.

• Desarrollar un limitador de corriente que garantice la protección del sistema ante variaciones bruscas.

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7 Para desarrollar el sistema se utilizó la metodología de diseño basada en el modelo en V la cual es usada para la creación de software y para el desarrollo de proyectos mecatrónicos por lo que permitió obtener un orden estructurado y la verificación paso a paso, esta es una ventaja que la metodología posee. Como primera etapa se definieron los requerimientos del sistema. Ya definidos los requerimientos se obtuvieron los parámetros de funcionamiento. La segunda etapa constó en el diseño, donde se analizó métodos, materiales, circuitos, cálculos para satisfacer los requerimientos.

En la parte mecánica se realizó un análisis de fuerzas y esfuerzos a lo que está sometido la placa base en donde se encuentra empotrado el sensor, en la electrónica de la placa se realizó un limitador de corriente y la debida alimentación del sistema.

La comunicación se la realizó de forma directa con la tarjeta de comunicaciones del satélite por lo tanto este permite la transmisión de datos en UART (Universal Asynchronous Receiver-Transmitter). Se interpreto el protocolo de comunicación del sensor para lograr una comunicación con la tarjeta, utilizando un microcontrolador que envía señales UART al microcontrolador del satélite por lo que este admite este tipo de comunicación. Se realizaron modelos CAD de la estructura y sensor con medidas estándares a las de un CubeSat 3U, las medidas de la placa del sensor fueron adaptadas a las de la estructura interna. Se construyó un prototipo capaz de simular el giro del satélite en el espacio y al mismo tiempo logre recolectar datos de distancia y orientación para ingresarlos al algoritmo de detección de objetos. El algoritmo se diseñó en base a los datos de distancia y orientación obtenidos en el prototipo estos siendo representados por puntos, por lo consiguiente se aplicaron diferentes filtros de agrupación y la media aritmética de un grupo de estos puntos.

Los resultados de las pruebas constan en calcular el error medio cuadrático entre las pruebas, con el fin de observar la dispersión que existen en sus variables de distancia y ángulo.

2.1 REQUERIMIENTOS

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Figura 5. Diagrama de requerimientos

El diagrama permite observar aspectos importantes a tomar en cuenta y que se deben cumplir para el buen funcionamiento del sistema dentro del satélite.

2.2 DISEÑO DEL SISTEMA

En el diseño se realizó la estructura como se presenta en la Figura 6 esto permite solucionar y localizar problemas rápidamente. Estructuralmente se planteó el uso de sensores, una placa limitadora de corriente y un microcontrolador conectado al sistema, la placa principal de control del nanosatélite es una estructura aparte, pero la comunicación se la realiza por medio del puerto serial.

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9 Se realizó la estructura básica del sistema la cual conforma el flujo de información y de energía entre los elementos, en la

Figura 7 se observa el intercambio de información entre la tarjeta de control principal del nanosatélite y el microcontrolador. Esta información puede ser de encendido o apagado del sistema, el microcontrolador tiene una comunicación bilateral entre los sensores al recibir información o al enviar el comando de funcionamiento, los sensores receptan información del espacio exterior, la placa limitadora de voltaje y corriente suministra energía controlada a los sensores. La alimentación suministra energía a la placa limitadora, sensores, microcontrolador.

Figura 7.Estructura básica del sistema

Las conexiones que tienen entre las partes antes mencionadas del proyecto se representan en la Figura 8. Se observa la conexión entre la placa limitadora de voltaje y corriente con el microcontrolador, el microcontrolador conectado con los sensores DLEM45, MPU6050 y estos al mismo tiempo conectados a la placa limitadora de voltaje y el microcontrolador conectado por el puerto serial a la placa principal de control del nanosatélite.

Figura 8. Estructura de conexiones internas Placa limitadora

de voltaje y corriente Microcontrolador

MPU6050

DLEM45 Espacio _exterior Alimentación

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El diagrama de flujo de la Figura 9 indica él envió de datos a la tarjeta principal de control del nanosatélite, como primer paso se obtienen los datos del sensor MPU6050 y se comprueba que el nanosatélite esté girando en uno de sus ejes, si es afirmativo el giro, seguidamente se obtienen los datos de los sensores y se establece la comunicación para el envío a la tarjeta principal, caso contrario vuelve a realizar la comprobación.

Figura 9. Diagrama de flujo de obtención de datos.

2.3 DISEÑO ESPECÍFICO

2.3.1 DISEÑO MECÁNICO

Se seleccionó una baquelita cuadrada de dimensiones 97mm x 97mm x 2 mm por lo que tiene un espacio limitado en el CubeSat, además debe soportar al sensor con un peso de 0.16Kg y dimensiones 110mm x 46mm x 60mm. Se realizó el análisis de fuerzas a esta placa para determinar la deflexión y deformación que es capaz de soportar, en la Figura 10 se encuentra el sensor montado a la placa.

Figura 10. Sensor DLEM45 montado en la placa Sensor

DLEM 45

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11 Se analizó la placa como una viga empotrada en consecuencia a que tiene todos sus extremos unidos a puntos de sujeción.

Con la masa del sensor y la gravedad en la ecuación 1, se obtuvo la fuerza que el sensor ejerce en un punto de la placa.

𝐹 = 𝑚 𝑥 𝑔 [1] Donde:

F = fuerza m = masa g = gravedad

𝐹 = 0.16 𝑘𝑔 𝑥 9.81𝑚

𝑠2 = 1.5696 𝑁

Con los datos conseguidos se reemplazó en la ecuación 2 para obtener la fuerza distribuida en la placa.

𝑊 =𝐹

𝐿 [2]

Donde:

W = Fuerza distribuida F = Fuerza

L = distancia de la fuerza distribuida

𝑊 =0.16 67.4

𝑁

𝑚𝑚= 0.023 𝑁 𝑚𝑚

Para el análisis se realizó el diagrama de cuerpo libre de la placa, Figura 11 al soportar el peso del sensor se obtuvo la siguiente representación de cómo las fuerzas actúan en la placa.

Figura 11. DCL de la placa

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Obtenido el diagrama de deflexión de la placa (Figura 12) se observa que tiene valores muy pequeños, con una deflexión máxima ∆_𝑀𝐴𝑋= 2.124𝑥10−12_𝑚𝑚 este valor es considerado despreciable.

Figura 12. Diagrama de deflexión de la placa

Obtenido el diagrama de deformación de la placa (Figura 13), la barra de colores indica los valores de deformación correspondientes en el gráfico, siendo el valor mínimo representado en azul que indica que no existe mayor deformación y el valor máximo representado en rojo donde indica el mayor valor de deformación.

Figura 13.Análisis de deformación de la placa.

La deformación máxima se encuentra en el centro de la placa donde está apoyado el sensor, los valores de deformación máxima es de 1.65 𝑥10−2 𝑚𝑚, siendo este valor considerado despreciable.

2.3.2 DISEÑO ELECTRÓNICO

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13 Se diseñó la parte electrónica teniendo en cuenta las múltiples salidas de voltaje disponibles, se utilizó la salida de 16V y se diseñó un limitador de corriente por seguridad del satélite para no exceder el consumo de 2W. En la Figura 14 se encuentra el diagrama esquemático del limitador utilizado y los elementos que se deben calcular para obtener el valor de corriente limitada.

Figura 14. Limitador de corriente por transistor

Para que el consumo de corriente no exceda el valor deseado se calculó con 16V, uno de los valores de voltajes entregado por la placa principal del nanosatélite. En la ecuación 3 se tiene la fórmula para calcular la potencia con valores de corriente y voltaje.

𝑃 = 𝐼 𝑥 𝑉 [3]

Donde:

P = Potencia eléctrica I = Corriente eléctrica V = Voltaje

𝐼 =𝑃

𝑉

𝐼 = 2 𝑊

16 𝑉= 0.125 𝐴

El limitador con un LM317T especifica sus datos en la hoja del fabricante y se encontró que el consumo de voltaje del transistor es de 𝑉𝑡𝑟𝑎𝑛𝑠𝑖𝑠𝑡𝑜𝑟 = 1.25 𝑉 y la ecuación 4 del limitador, se calcula el valor de R1.

𝐼_𝑜𝑢𝑡 = 1.25 𝑉

𝑅1 [4]

𝑅1 = 1.25 𝑉

𝐼𝑜𝑢𝑡 =

1.25 𝑉

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Se realizó la simulación del limitador de corriente en el software Proteus y se obtuvo el diagrama de la Figura 15, donde se pudo comprobar que le limitador de corriente funciona de forma satisfactoria.

Figura 15. Diagrama esquemático limitador de corriente.

Los valores de voltaje y corriente obtenidos en la simulación son de 125 mA y 15.8 V respectivamente, obteniendo con esto un consumo de corriente menor a los 2W esperados.

2.3.2.2 Comunicación entre sistema y satélite

La comunicación es de tipo serial por lo que se seleccionó un microcontrolador ATmega328P para interpretar los datos obtenidos del sensor DLEM45. El sensor DLEM45 tiene su propio protocolo de comunicación que se describe en la Tabla 1, utilizado el microcontrolador para enviar solo la información necesaria para el proyecto. En la Figura 16 se encuentra el diagrama esquemático de la comunicación entre el sensor y el microcontrolador.

Figura 16. Comunicación sensor – microcontrolador

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Tabla 1.Comandos del protocolo de comunicación del sensor DLEM45.

Esc Escape (1B h)

Space (20 h)

Cr Carriage return (0D h)

Lf Line feed (0A h)

Stx Start of text (02 h)

Etx End of text (03 h)

X Letter

n, m Digitis 0…9, A…F h Hexadecimal digit 0…9, A…F

ms Millisecond

El paquete de datos que se envían del DLEM45 al microcontrolador del sistema tienen una secuencia (Figura 17), en la cual se aprecia el significado de cada dato enviado en el paquete.

Figura 17. Estructura de la línea de comandos.

En la Figura 18 se observa un ejemplo de cómo se envían los paquetes de datos que se va a obtener en el microcontrolador del sistema.

Figura 18. Ejemplo de estructura de comunicación del sensor DLEM45.

2.3.3 FILTRADO E INTERPRETACION DE OBJETOS

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discrimina por la diferencia entre estos, luego se utiliza un filtro de donde se aplica la media aritmética de 4 datos y por último se representan de forma gráfica estos datos.

Figura 19. Diagrama de flujo del proceso de filtrado y minería de datos.

2.3.4 DISEÑO DEL PROTOTIPO DE PRUEBAS

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Figura 20. Prototipo de pruebas.

2.3.4.1 Diseño mecánico del prototipo

El diseño realizado permitió colocar al satélite de forma horizontal, tal como se encontraría en el espacio esto mejora considerablemente la toma de datos y la interpretación de funcionamiento de un nanosatélite en el espacio.

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Figura 21. Datos de engranes rectos.

El cálculo se lo realizó con un módulo de 2.5 mm en los engranes y es calculado por la ecuación 6 con el fin de tener una relación en el número de dientes, en el engrane 1 es de 60 dientes y el segundo de 30 dientes, teniendo una relación 2:1.

𝑀 =

𝑑

𝑧 [6]

Donde: 𝑀 = Módulo

𝑑 = Diámetro primitivo

Para calcular los diferentes diámetros se utilizaron las ecuaciones para diámetro primitivo ecuación 7, diámetros exterior ecuación 8, diámetro interior ecuación 9.

𝑑 = 𝑀 𝑥 𝑁 [7]

Donde:

𝑑 = Diámetro primitivo 𝑀 = Módulo

𝑁 = Número de dientes

𝑑𝑒 = 𝑑 + 2𝑀 [8]

Donde:

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𝑑𝑓 = 𝑑𝑒 − 2𝐻 [9]

Donde:

H = 2.25 ∗ M df = Diámetro inferior

H = Altura del diente

El paso diametral calculado es igual para los dos engranes por el espacio entre dientes se calcula con la ecuación 10.

𝑃 = 𝜋 𝑥 𝑀 [10]

Donde: 𝑃 = Paso diametral

Por último, se calculó la distancia que deben tener los engranes como centros ecuación 11.

𝐴 =

(𝑑1+𝑑2)

2 [11]

Donde:

𝐴 = Distancia entre centros

𝑑1 + 𝑑2 = Suma de diámetros d1 y d2 Engrane 1 (Engrane del prototipo)

𝑀1 =

156.09

60 = 2.601 ≅ 3

𝑑 = 2.601 𝑥 60 = 156.09 𝑚𝑚

𝑑𝑒 = 156.09 + 2(2.601) = 161.29 𝑚𝑚

𝑑𝑓 = 161.29 − 2(2.25 𝑥 2.601) = 150.01 𝑚𝑚 𝑃 = 𝜋 𝑥 2.601 = 8.17 𝑚𝑚

Engrane 2 (Engrane generador de movimiento)

𝑀₂ = 78.04

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𝑑 = 2.601 𝑥 60 = 78.04 𝑚𝑚

𝑑𝑒 = 78.04 + 2(2.601) = 83.24 𝑚𝑚

𝑑𝑓 = 83.24 − 2(2.25 𝑥 2.601) = 71.97 𝑚𝑚

𝑃 = 𝜋 𝑥 2.601 = 8.17 𝑚𝑚

𝐴 = (156.09 + 78.04)

2 = 117.06 𝑚𝑚

Como resultado se encuentra en la Figura 22 los engranes con los respectivos cálculos realizados en esta sección.

Figura 22. Engranes para el movimiento.

Los engranes están en la relación 2:1 en consecuencia a que se necesita un engrane que genere el movimiento y permita desplazar a la mitad de velocidad el engrane del prototipo.

El motor gira a una velocidad de 16 rpm al estar conectado al engrane generador de movimiento, gracias a la relación establecida el engrane ajustado al prototipo tiene una velocidad final de 8 rpm.

2.3.4.2 Diseño electrónico del prototipo

El diagrama de conexión de los componentes dentro del prototipo se encuentra en la Figura 23 donde se tiene un Arduino conectado a los sensores de distancia (SHARP GP2Y0A02) y el giroscopio (MPU6050), la programación se la realizo en Matlab utilizando la placa Arduino como una placa de adquisición de datos.

Engrane ajustado al

prototipo

Engrane generador de

(38)

21

Figura 23. Diagrama de conexión de los sensores del prototipo.

En la Figura 24 se observa los bloques y procesos que se realizó para obtener datos de los sensores con sus respectivas interpretaciones dentro de los bloques, esto utilizando al Arduino como placa de adquisición de datos.

Figura 24. Diagrama de la toma de datos de la maqueta experimental (Simulink).

Cada bloque indica el proceso realizado, el bloque de señales externas tiene la configuración para receptar desde la placa de Arduino a Simulink, los bloques siguientes tienen la interpretación electrónica adecuada a cada sensor, para la orientación en grados es necesario un bloque de mapeo en consecuencia a que el resultado de la interpretación se encuentra en radianes y por último el bloque Workspace Matlab que permite introducir los datos al espacio de trabajo donde se encuentra el algoritmo de detección.

2.3.5 RELACIÓN ENTRE VELOCIDAD Y MUESTREO

La velocidad del satélite y del sensor sincronizados permiten tomar medidas cada 8 metros con un tiempo de muestreo de 0.001 s.

En la Figura 25 se observa cómo está representado la toma de datos por giro del nanosatélite, donde cada giro de 90° tiene un tiempo tm y una distancia

PWM COMUNICATION D IG IT A L ANALOG IN ATMEGA2560 16AU 1126 T X 0 T X 3 T X 2 T X 1 S D A S C L R X 0 R X 3 R X 2 R X 1 Reset BTN www.TheEngineeringProjects.com ON

Arduino Mega 2560

(39)

recorrida L. TL representa el total de la distancia recorrida por 360° de giro del satélite.

Figura 25. Toma de datos del nanosatélite por giro.

Tomando en cuenta que la velocidad de órbita del satélite es de un aproximado de 8000 m/s.

La distancia traslacional por cada disparo realizado se encuentra en la relación siguiente, al saber que el satélite se mueve 8000 m cada segundo y el tiempo de muestreo es de 0.001 s esto da como resultado un disparo cada 8 m.

Los datos de la Tabla 2, indican la relación entre el tiempo de muestreo (tm) y la distancia (L) que recorre el satélite de forma traslacional para realizar un disparo y obtener el dato de distancia y orientación, además de indicar la distancia total (TL) que va a mapear en un giro del satélite.

Tabla 2. Distancia de toma de datos por vuelta del satélite. Tiempos de

muestreo (tm) s

Distancia entre disparos (L) m

Distancias de mapeo por vuelta (TL) m

0.00001 0.08 0.4

0.0001 0.8 4

0.001 8 40

0.01 80 400

0.1 800 4000

1 8000 40000

(40)

(41)

Las pruebas se realizaron con el prototipo construido y una nube de objetos alrededor de este. El prototipo constó de un microcontrolador que sirvió para obtener la distancia utilizando un sensor Sharp y la orientación utilizando un MPU6050.

El protocolo de pruebas consistió en recolectar datos variando parámetros de tiempo o número de vueltas, de igual forma la de observar el comportamiento de estos datos e identificar dichos parámetros que den mejores resultados. Se realizaron diferentes pruebas con el objetivo de determinar el error medio cuadrático entre las gráficas resultantes, para esto se generaron 6 veces el muestreo de datos y por cada generación de estos se realizaron 3 pruebas con las mismas condiciones con las que se hayan generado.

Para las 3 primeras pruebas se mantuvo constante lo siguiente: tiempo de muestreo de 0.001 s, velocidad de rotación de 8 rpm y se varió en 5, 10 y 15 el número de vueltas que da el prototipo.

Generación de datos 1 (número de vueltas: 5)

En la Figura 26 se observa los datos que se obtienen al generar datos en el prototipo sin ser filtrados por el algoritmo de detección, esta nube tiene todos los datos registrados por los sensores.

’

Figura 26. Datos generados sin filtrar en 5 vueltas

(42)

24 (a) (b)

(c)

Figura 27. Resultados de pruebas en 5 vueltas (a) Prueba 1, (b) Prueba 2, (c) Prueba 3.

En los resultados de las pruebas se encontró el error medio cuadrático en los valores de distancia y ángulo como se muestra en la Tabla 3.

Tabla 3. Resultados de error medio cuadrático en 5 vueltas.

Prueba 1 Prueba 2 Prueba 3

Error medio

cuadrático Ángulo Distancia Ángulo Distancia Ángulo Distancia

Prueba 1 0,99931367 0,43809564 0,99921138 0,32451128

Prueba 2 0,99997418 0,6138104

Prueba 3

Generación de datos2 (número de vueltas: 10)

(43)

En la Figura 29 (a), (b), (c) se observan las diferentes pruebas después del filtro, existen variaciones entre la Figura 29 (a) y la Figura 29 (b), pero no influyen al momento de determinar un objeto.

(a) (b)

(c)

(44)

26 Los datos de la Tabla 4 fueron el resultado del error medio cuadrático entre las pruebas realizadas.

Tabla 4. Resultados de error medio cuadrático en 10 vueltas.

Error medio

Prueba 4 0,99995501 0,60348237 0,99993659 0,59263461

Prueba 5 0,99997418 0,57985593

Prueba 6

Generación de datos 3 (número de vueltas: 15)

En la Figura 30 se observa los datos que se obtienen del prototipo sin filtrar, en esta prueba se observa una nube de datos más densa a las 2 pruebas anteriores.

(45)

(a) (b)

(c)

Figura 31. Resultados de pruebas en 15 vueltas (a) Prueba 7, (b) Prueba 8, (c) Prueba 9.

Los datos de la Tabla 5 fueron el resultado del error medio cuadrático entre las pruebas realizadas.

Tabla 5.Resultados de error medio cuadrático en 15 vueltas.

Error medio

Prueba 7 0,99963599 0,45187219 0,9998525 0,36993261

Prueba 8 0,99988769 0,53698612

Prueba 9

Para las pruebas restantes se mantendrán constantes la velocidad de rotación de 8 rpm y el tiempo de simulación de 15 s esta prueba indica los mejores tiempos de muestreo para determinar objetos.

Generación de datos 4 (Tiempo de muestreo: 0.01 s)

(46)

28

Figura 32. Datos generados sin filtrar en 0.01 de tiempo de muestreo.

En la Figura 33 se muestra las 3 diferentes pruebas realizadas al pasar por el filtro de detección de objetos, es notorio una variación en los datos de la Figura 32(a) y Figura 32(c).

(a) (b)

(c)

(47)

Los resultados de la media cuadrática de la prueba 4 se presentan en la Tabla 6, estos resultados son realizados entre las pruebas realizadas.

Tabla 6. Resultados de error medio cuadrático en 0.01 tiempo de muestreo.

Error medio

Prueba 10 0,99959133 0,53253394 0,9998525 0,16908222

Prueba 11 0,99742089 0,27187528

Prueba 12

En la Figura 34 se observa los datos que se generaron del prototipo y se encuentran sin el filtrado de la detección de objetos.

Figura 34.Datos generados sin filtrar en 0.006 s de tiempo de muestreo.

En la Figura 35 se muestra las 3 diferentes muestras tomadas con las mismas condiciones en estas existen pequeñas variaciones entre las Figuras 35 (a), (b) y (c).

(48)

30 (c)

Figura 35. Resultados de pruebas con 0.006 s de en tiempo de muestreo (a) Prueba 13, (b) Prueba 14, (c) Prueba 15.

Los resultados de la media cuadrática de la segunda ronda de resultados se presentan en la Tabla 7.

Tabla 7. Resultados de error medio cuadrático en 0.006 s de tiempo de muestreo.

Error medio

Prueba 13 0,99931802 0,55822959 0,99974218 0,60372469

Prueba 14 0,99984467 0,60018401

Prueba 15

En la Figura 36 se observan los datos que se generaron del prototipo sin filtrar manteniendo los valores antes establecidos.

(49)

En la Figura 37 se muestra las 3 diferentes muestras tomadas con las mismas condiciones, se encuentre una leve variación entre la Figura 37(a) y Figura 37(c).

(a) (b)

(c)

Figura 37. Resultados de pruebas con 0.001 s en tiempo de muestreo (a) Prueba 1, (b) Prueba 2, (c) Prueba 3.

Los resultados de la media cuadrática de la segunda ronda de resultados se presentan en la Tabla 8, teniendo los resultados con tiempos de muestreo muy elevados.

Tabla 8.Resultados de error medio cuadrático en 0.001 s de tiempo de muestreo.

Error medio

Prueba 16 0,99946863 0,58216595 0,99995741 0,60017997

Prueba 17 0,99943135 0,51362436

(50)

(51)

(52)

33

CONCLUSIONES

Se construyó un prototipo con sensores que detectan objetos alrededor de este, simulando el giro del satélite en el espacio, con un sistema de engranes que permiten el giro a una velocidad de 8 rpm.

Se diseñó un limitador de corriente de 2 W que permite al sensor mantenerse en sus rangos de trabajo sin consumir energía que se encuentren destinadas a otras partes del satélite.

Al generar los datos en el prototipo existen variaciones de distancia entre las pruebas pese a tener las mismas condiciones, estas variaciones se deben a factores como es el espacio de trabajo, el espectro del sol y demás, en consecuencia, a que los sensores son de rayo infrarrojo estos son propensos a fallos.

Se utilizó el error medio cuadrático para determinar la dispersión de puntos que tiene una prueba de otra, concluyendo que los parámetros ideales para estas pruebas constan en mantener constantes la velocidad de 8 rpm, tiempo de muestreo en 0.001 s y un numero de 15 vueltas.

RECOMENDACIONES

Para obtener una mejora en la toma de datos se deben utilizar sensores y controladores que trabajen con tiempos de muestreo inferiores a la los 0.001 s, para la obtención de una nube de datos más densa.

Al utilizar el DLEM45 es recomendable que se coloque un sensor en cada cara lateral del satélite estando configurado todo por igual. Cada dato generado por cada sensor deberá ingresar al algoritmo de detección y con esto corroborar los objetos.

Es recomendable aplicar el método de RANSAC para tener otra alternativa de detección de objetos por lo que este método trabaja por aproximación a una línea creada donde existe más aglomeración de datos.

Al generar los datos en el prototipo, se deberá tener en cuenta las condiciones de trabajo en el momento, por lo que los resultados tienen una alta dispersión en ciertos datos.

(53)

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(55)

(56)

36

ANEXO 1.

(57)

ANEXO 2.

(58)

38

ANEXO 3.

(59)

8 2

1

3

5 7

6

9 4

N.º DE

ELEMENTO N.º DE PIEZA CANTIDAD

1 Base 1

2 Engrane generador _{de movimiento} 1

3 Engrane adaptado _{al prototipo} 1

4 Soporte para motor 1

5 Cubesat 3U 1

6 Rueda adaptada al _prototipo 1

7 Apoyo de rueda 1

8 Soporte de base 1

9 Agarre 1

C

2 3

1 4

B A

D

E

Explosionada

ESCALA:

1:10

Dibujado Revisado Aprobado

Fecha Nombre

MATERIAL: TOLERANCIA: PESO [Kg]:

7/6/2019 Juan Quizhpilema

(60)

212,06 5,90

22,05

60,50 30

51,44

42,50

15 10

140

19 60,50

C

2 3

1 4

B A

D

E

ESCALA:

1:5

Edición Modificación Fecha Nombre

Fecha Nombre

DIBUJO Nº: 1 HOJA: FIRMA / EMPRESA:

30/4/2019

0.1

A4

Base

PLA

J. Quizhpilema

(61)

R3 3,73

41,61

39,02

35,97

R4,09

83,21

10

C

2 3

1 4

B A

D

E

ESCALA:

1:1

Fecha Nombre

MATERIAL:

TOLERANCIA: PESO [Kg]:

30/4/2019

0.1

Engrane generador

PLA

(62)

100

R75,01

R4,09

77,94

74,83 80,58 161,28

10

C

2 3

1 4

B A

D

E

ESCALA:

1:2

Edición Modificación Fecha Nombre Dibujado Revisado Aprobado

Fecha Nombre

DIBUJO Nº: 3 HOJA:

FIRMA / EMPRESA: 30/4/2019 0.1

A4

Engrane adaptado

PLA

J. Quizhpilema

(63)

50 97 56

25

38

50

51

30

15 8

Vista Superior

Vista Inferior

C

2 3

1 4

B A

D

E

ESCALA:

1:2

Dibujado

Revisado Aprobado

Fecha Nombre

30/4/2019 0.1

Engrane generador

PLA

(64)

187

20

9,88 5,06

75

16,58

R79

36 _9,08 7

R85,05

C

2 3

1 4

B A

D

E

Apoyo de rueda

ESCALA:

1:5

Fecha Nombre

DIBUJO Nº: 7 HOJA:

FIRMA / EMPRESA: 10/6/2019

0.1

(65)

100

101

15,30

3,40

101

170,10 156,10

29,55 5

15 C

2 3

1 4

B A

D

E

ESCALA:

1:2

Dibujado

Revisado Aprobado

Fecha Nombre

30/4/2019

0.1

Rueda adaptada

PLA

(66)

15

8 54 8

5

25

100

44,01

R70,23

3

25

C

2 3

1 4

B A

D

E

ESCALA:

1:2

Fecha Nombre

DIBUJO Nº: 8 HOJA:

FIRMA / EMPRESA: 30/4/2019

0.1

A4

Soporte de base

PLA

J. Quizhpilema