PROYECTO FIN DE CARRERA
Presentado a
LA UNIVERSIDAD DE LOS ANDES
FACULTAD DE INGENIERÍA
DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA ELÉCTRICA Y ELECTRÓNICA
Para obtener el título de
INGENIERO ELECTRÓNICO
por
Brigitte Stefany Pinto Alejo
______________________________________________________________________________
DISEÑO DE UN SISTEMA MICROPROPULSOR
PARA EL
DESORBITAJE DE SATÉLITES CUBESAT
_______________________________________________________________________________
Sustentado el día mes de año frente al jurado:
Composición del jurado
- Asesor: Johann F. Osma, Profesor Asociado, Universidad de Los Andes
- Jurados : Pepito1 Perez1, Profesor Asistente /Universidad de Los Andes Pepito2 Perez2, Profesor Asistente /Universidad Nacional
Proyecto Fin de Carrera
2
Contenido
1 INTRODUCCIÓN ... 42 OBJETIVOS ... 4
2.1 Objetivo General ... 4
2.2 Objetivos Específicos ... 4
2.3 Alcance y productos finales ... 5
3 DESCRIPCIÓN DE LA PROBLEMÁTICA Y JUSTIFICACIÓN DEL TRABAJO ... 5
4 MARCO TEÓRICO, CONCEPTUAL E HISTÓRICO ... 6
4.1 Marco Teórico ... 6
4.1.1 Propulsión química ... 7
4.1.2 Propulsión Eléctrica ... 7
4.1.3 Tobera ... 8
4.2 Marco Conceptual ... 8
4.3 Marco Histórico... 9
5 DEFINICION Y ESPECIFICACION DEL TRABAJO ... 11
5.1 Definición ... 11
5.2 Especificaciones ... 11
6 METODOLOGÍA DEL TRABAJO ... 12
6.1 Plan de trabajo ... 13
6.2 Búsqueda de información ... 13
6.3 Alternativas de desarrollo ... 14
6.3.1 Diseño 1 ... 14
6.3.2 Diseño 2 ... 15
6.3.3 Diseño 3 ... 16
6.3.4 Diseño 4 ... 16
6.3.5 Diseño Final... 17
7 TRABAJO REALIZADO ... 18
7.1 Descripción del Resultado Final ... 18
7.1.1 Sistema de activación ... 18
7.1.2 Sistema de propulsión... 20
7.1.3 Ensamblaje de las partes ... 21
7.2 Trabajo computacional ... 22
8 VALIDACIÓN DEL TRABAJO ... 23
8.1 Metodología de prueba ... 23
8.2 Validación de los resultados del trabajo ... 23
Proyecto Fin de Carrera
3
9 DISCUSIÓN ... 24
10 CONCLUSIONES ... 24
11 AGRADECIMIENTOS ... 25
12 REFERENCIAS ... 25
13 APENDICES ... 27
13.1.1 Apéndice A: Propuesta inicial del proyecto de grado ... 27
13.1.2 Apéndice B: Esquemático y PCB del sistema de activación ... 32
13.1.3 Apéndice C: Materiales y proveedores ... 33
Proyecto Fin de Carrera
4
1
INTRODUCCIÓN
El presente documento pretende mostrar el proceso realizado para el diseño de un prototipo de sistema micropropulsor orientado al desorbitaje de satélites CubeSat.
Inicialmente se describe el contexto del problema donde se exponen las amplias aplicaciones y utilidad en el ámbito de la ciencia y tecnología con la que cuentan los satélites. De ello se deriva la importancia de los mismos y la necesidad del desarrollo de nuevos dispositivos que cumplan con los requerimientos del mercado satelital actual.
Posteriormente se aborda de manera general los antecedentes teóricos, conceptuales e históricos del problema. Para ello se muestran las tecnologías actualmente aplicadas en el desarrollo de propulsión satelital y los avances que sobre este asunto se han realizado a nivel nacional e internacional.
A continuación se presenta y describe el trabajo realizado donde se muestra todo el proceso de diseño seguido teniendo en cuenta las especificaciones y restricciones del problema. Se exponen los diferentes diseños, planteamientos, metodologías e inconvenientes presentados desde el inicio del desarrollo del sistema micropropulsor hasta la obtención del diseño final y fabricación del mismo.
Finalmente se concluye sobre el proceso de desarrollo realizado, se analizan los resultados obtenidos y se discute sobre su practicidad en el campo de la ingeniería.
2
OBJETIVOS
2.1 Objetivo General
Diseño y fabricación de un prototipo de sistema micropropulsor para un modelo satelital CubeSat con propósitos de desorbitaje.
2.2 Objetivos Específicos
Planteamiento del diseño de un sistema que permita el desorbitaje de un modelo satelital CubeSat.
Proyecto Fin de Carrera
5
Fabricación del prototipo micropropulsor.
2.3 Alcance y productos finales
Para el presente proyecto de grado se adquirió el compromiso de plantear un diseño cuyo objetivo principal es simular el desorbitaje de satélites CubeSat. Adicional a esto se propuso la fabricación del mismo. A continuación se describe el producto y entregables finales:
Documento: Informe donde se presenta el proceso de investigación, desarrollo y metodología que llevó a la obtención del diseño del sistema micropropulsor.
Tarjeta principal: Tarjeta que contiene el sistema electrónico que permite la activación del mecanismo sobre el cual se basa el micropropulsor.
Micropropulsor: Prototipo físico fabricado del propulsor propuesto de acuerdo al diseño planteado.
Producto final: Integración del micropropulsor con la tarjeta principal.
3
DESCRIPCIÓN DE LA PROBLEMÁTICA Y JUSTIFICACIÓN DEL TRABAJO
En los últimos años el uso de satélites ha adquirido gran importancia dadas las variadas áreas en las que estos encuentran aplicación. Un ejemplo de ello son las telecomunicaciones donde el empleo de satélites permite la recepción de señales de televisión, radio y telefonía. Son igualmente utilizados en meteorología donde proporcionan datos sobre eventos climáticos a nivel mundial. Además de ello, cuentan con aplicaciones en investigación espacial, cartografía, hidrología y oceanografía, ciencias que hacen uso de imágenes satelitales de la superficie terrestre para realizar estudios de interés global. [1]
Los principales satélites que actualmente orbitan la tierra suelen ser dispositivos de gran tamaño, complejos y de elevado costo. Sin embargo, estos grandes satélites no son la única alternativa pues recientemente se han desarrollado los llamados nanosatélites más conocidos como CubeSat que se caracterizan por ser ligeros (pesan alrededor de 1kg), de pequeño tamaño (10cmx10cmx10cm) y considerablemente más económicos que los satélites usualmente empleados. Estos factores han permitido
Proyecto Fin de Carrera
6
que los CubeSat sean muy utilizados con propósitos académicos por variadas universidades alrededor del mundo.
Aun cuando los picosatélites son de pequeño tamaño es recomendable que sean desorbitados una vez han cumplido con el propósito por el cual fueron lanzados, de esta manera se evita que sean convertidos en basura espacial o que puedan impactar con los grandes satélites. Es por ello que la construcción de sistemas adecuados y efectivos para el desorbitaje adquiere gran importancia en el ámbito satelital. Dichos sistemas podrían ser igualmente utilizados para propósitos de cambio de orbita cuando esto se requiera.
Dado el continuo desarrollo tecnológico y la alta aplicación actual y futura con la que cuentan los picosatélites a nivel mundial, es indispensable la formación de ingenieros con conocimientos en esta área interesados en el desarrollo de sistemas que permitan el desorbitaje de satélites y de esta manera contribuir al avance de los mismos posibilitando así que, en un futuro cercano, Colombia pueda contar con una participación más amplia en el sector espacial.
4
MARCO TEÓRICO, CONCEPTUAL E HISTÓRICO
4.1 Marco Teórico
Los satélites CubeSats surgieron hacia mediados de 1999 como una colaboración entre la Universidad de Stanford y la Universidad Politécnica estatal de California. Fueron planteados con el objetivo de permitir a personas sin experiencia en el diseño de sistemas aeroespaciales, incursionar en este campo aplicando nuevas ideas y conceptos a un bajo costo. Esto hizo a los satélites CubeSat muy utilizados por estudiantes universitarios [2].
Los picosatélites CubeSats fueron diseñados bajo ciertos parámetros estándar aplicables a todos los satélites de este tipo, esto permite facilitar el acoplamiento con las plataformas de lanzamiento, de esta manera es posible aumentar el número de satélites lanzados en un solo vehículo. Con este objetivo en mente, se establecieron las características físicas de los nanosatélites CubeSat determinando una dimensión de 10cmx10cmx10cm con un volumen de 1litro y masa igual o inferior a 1,33 kg [2].
Uno de los parámetros primordiales en el diseño de CubeSats es el sistema de propulsión que es requerido para el desorbitaje del satélite, cambio de órbita o el mantenimiento de la misma. A continuación se describirán los sistemas de propulsión
Proyecto Fin de Carrera
7
química y eléctrica que son usados tradicionalmente en satélites de gran tamaño pero que pueden ser igualmente implementados en picosatélites.
4.1.1 Propulsión química
La energía proviene de la combustión de sustancias químicas, usualmente se utiliza un combustible y un químico que genera la oxidación del combustible. Los gases provenientes de la reacción son acelerados en la tobera [3].
La propulsión química utiliza diversos tipos de combustible los cuales serán descritos en seguida:
Combustible líquido: Se utilizan líquidos como agente oxidante al igual que como combustible, estos son almacenados en el motor hasta que se catalizan produciendo gases calientes [3].
Combustible sólido: Contienen todos los químicos requeridos para que el combustible sea completamente quemado en una misma estructura sólida. Una vez se inicia la ignición el combustible se irá quemando progresivamente generando gases que salen a través de la tobera produciendo impulso [3].
Combustible gaseoso: Se utilizan cámaras de alta presión donde se almacenan gases comprimidos tales como aire, nitrógeno y helio. Usualmente son empleados en sistemas de control de altitud [3].
Combustibles híbridos: Utilizan sólidos y líquidos como agente oxidante y combustible que al reaccionar producen gases calientes [4].
Combustible criogénico: Emplean gases licuados enfriados a muy bajas temperaturas como combustible y oxidante. Requieren tanques especializados que eviten el escape de los gases, los cuales son dirigidos a una cámara de combustión donde reaccionan entre sí. La ignición es generada por una llama o chispa [5].
4.1.2 Propulsión Eléctrica
En la propulsión eléctrica el sistema de alimentación del satélite es independiente del sistema que produce el impulso. Dado que este no suele ser muy grande se requiere
Proyecto Fin de Carrera
8
aplicar el impulso durante un mayor tiempo en comparación con otro tipo de propulsión [3].
Entre los sistemas de propulsión eléctrica se destacan:
Propulsión electrotérmica: El combustible es calentado eléctricamente a través de resistencias calentadas o arcos eléctricos. El gas generado es expandido y acelerado mediante la tobera. Generalmente se utilizan combustibles como amoniaco, hidrógeno y nitrógeno [3].
Propulsión por iones o electrostática: Emplea campos eléctricos para acelerar el material que actúa como combustible (electrones y iones) [4]. Funciona únicamente en vacío. Se utilizan gases como xenón que al ser ionizados producen partículas cargadas que son aceleradas a alta velocidad por un campo eléctrico [3].
4.1.3 Tobera
La tobera es uno de los elementos primordiales para efectuar la propulsión de satélites y cohetes dado que es un elemento clave en la aceleración de los gases que producen el impulso. Este es altamente dependiente de la manera en la que la tobera se diseñe [6].
La tobera es un tubo construido con una forma especial a través de la cual circulan los gases. Usualmente se utiliza una sección convergente que lleva al área más pequeña de la tobera denominada garganta seguida por una sección divergente. La garganta tiene el objetivo de igualar la velocidad del flujo a la velocidad del sonido, mientras que la sección divergente de la tobera acelera este flujo a velocidades superiores a la del sonido [6].
4.2 Marco Conceptual
En el campo tecnológico satelital se aplican términos básicos tales como:
Sistema de propulsión: Hace referencia a un dispositivo o sistema capaz de
generar impulso que produzca un empuje hacia una dirección específica. [7]
Empuje: Fuerza que permite el movimiento de una aeronave a través del aire
Proyecto Fin de Carrera
9
Flujo másico: Se refiere a la tasa de circulación de la sustancia que actúa como
combustible del satélite a través de un área determinada.[8]
Velocidad de salida: Es la velocidad que tiene el combustible al ser expulsado
del sistema propulsor. [8]
El mecanismo de propulsión para satélites y cohetes encuentra su base fundamental en la tercera ley de Newton la cual establece que para cada acción (Fuerza) existe una reacción igual en magnitud pero en sentido contrario. Este principio es de vital importancia para el movimiento de aeronaves pues a partir del combustible que es expulsado se produce una reacción (empuje) que permite el movimiento en una dirección específica. [9]
4.3 Marco Histórico
Actualmente los Hall Thrusters son ampliamente utilizados como sistema de propulsión para satélites geoestacionarios en la NASA.
Hall Thrusters es una tecnología que emplea gases como Zenón o Kriptón y campo
magnético para dirigir los iones que sirven como mecanismo de propulsión del satélite. Son utilizados para mantener satélites en órbita, como propulsores principales en sondas de espacio profundo y para elevación de órbita. [10]
El funcionamiento de los Hall Thrusters consiste en un cátodo que genera electrones y un ánodo que está cargado positivamente por la alimentación del propulsor. Los electrones son atraídos al ánodo y acelerados. Mientras los electrones se mueven en dirección al ánodo, el campo magnético generado por los electroimanes del propulsor curvan los electrones haciendo que estos formen un anillo debajo del ánodo. El gas de Zenón es colocado en el ánodo del propulsor. Los electrones que se encuentran atrapados en el ánodo colisionan con los átomos del gas produciendo iones. Estos iones sienten el campo eléctrico generado entre ánodo y cátodo y son acelerados fuera del propulsor formando un haz. La propulsión se produce por la fuerza que ejerce el haz sobre la nube de electrones. Esta fuerza se transfiere al circuito magnético del propulsor. [10]
La fuente de energía eléctrica del propulsor es proporcionada principalmente por celdas solares y cuenta con un sistema de control que regula el flujo de gas. Son capaces de proporcionar una velocidad máxima de 50 km/s. [10]
Proyecto Fin de Carrera
10
Aunque la tecnología de los Hall Thrusters es principalmente empleada para satélites de gran tamaño, recientemente se desarrolló un sistema basado en principios similares diseñado especialmente para satélites CubeSat. Este dispositivo fue propuesto por Paulo Lozano, profesor asistente del departamento de Aeronáutica del MIT.
El sistema de propulsión desarrollado pretende permitir a los satélites CubeSat tener un mayor rango de movilidad, con lo cual se espera que este tipo de satélites puedan ser utilizados en el futuro para misiones de alta importancia tales como la búsqueda de planetas fuera del sistema solar y no solo con fines académicos y para recolección simple de datos atmosféricos que es la función actual de este tipo de satélites. El dispositivo tiene el tamaño de un chip y su funcionamiento consiste en la extracción de iones de un líquido salado generado en el laboratorio. Esta sustancia funciona como combustible del sistema propulsor y es cargado eléctricamente sin el uso de calor. [11]
Las baterías que proporcionan la energía del satélite otorgan la electricidad requerida por el chip. Este se encuentra formado por pequeñas estructuras metálicas que contienen el líquido iónico en su interior. Al aplicar cierto voltaje en las estructuras se extraen y aceleran iones de la sustancia a altas velocidades lo que produce la fuerza necesaria para generar empuje. [11]
Figura 1. Micropropulsor desarrollado por el equipo de Paulo Lozano del MIT. [11]
Los avances realizados en el campo de la micropropulsión satelital han sido realizados en instituciones internacionales. En Colombia esta área no ha sido ampliamente desarrollada aun cuando se han lanzado nanosatélites colombianos, uno de ellos es el Libertad I diseñado por la Universidad Sergio Arboleda el cual fue puesto en órbita en abril del 2007 pero no contaba con un sistema de micropropulsión.
Proyecto Fin de Carrera
11
5
DEFINICION Y ESPECIFICACION DEL TRABAJO
5.1 Definición
Dado que no se tiene un amplio desarrollo en el área de la micropropulsión, se busca dar inicios en este campo mediante la definición de un mecanismo sencillo que permita generar el empuje requerido para el desorbitaje de nanosatélites CubeSat.
Adicionalmente se pretende plantear un diseño físico para el micropropulsor que sea capaz de contener el combustible necesario para generar la fuerza de empuje y tenga unas dimensiones acordes con el tamaño del CubeSat. Así mismo se busca fabricar dicho dispositivo en los materiales adecuados, según sea el combustible y mecanismo de ignición a emplear.
Es necesario tener en consideración el sistema electrónico que permitirá la activación controlada del mecanismo de propulsión.
5.2 Especificaciones
El sistema de propulsión tendrá como entrada un pulso de 3.3V que será la señal de control que sirve al sistema como comando de inicio del mecanismo de activación. La
Figura 2 presenta un esquema general de los módulos que componen el prototipo
diseñado.
Figura 2. Módulos del sistema de micropropulsión integrado.
El sistema cuenta con dos módulos principales: el sistema de activación y el sistema de propulsión.
Proyecto Fin de Carrera
12
Sistema de activación: Tiene como entrada el pulso de control de 3.3V que permite la activación del módulo. En este se realizan los procedimientos necesarios para tomar la señal de activación y asegurar que se inicie el sistema de propulsión según las condiciones de voltaje y corriente que este requiere. Además de ello, provee la fuente de alimentación general del sistema.
Sistema de propulsión: Contiene el micropropulsor fabricado. En este se encuentran los productos que servirán como combustible y los elementos necesarios para la adecuada ignición de los mismos que llevará a la generación de la fuerza de empuje.
El sistema se encuentra específicamente diseñado para producir la fuerza necesaria para el desorbitaje de satélites CubeSat. En este aspecto se han tenido en cuenta las condiciones ambientales (presión y atmósfera) en la que se encontrará el satélite a ser desorbitado. Además, el sistema está orientado a ser activado una única vez por lo que no cuenta con grandes cantidades de combustible o mecanismo de reactivación rápida.
6
METODOLOGÍA DEL TRABAJO
El proyecto se compone principalmente de dos etapas: una etapa de diseño del dispositivo y una etapa de fabricación del mismo.
Para la primera etapa se inició realizando una revisión bibliográfica sobre los métodos de propulsión utilizados en satélites de gran tamaño que puedan ser adaptados para nanosatélites y las características de los satélites CubeSat pues el propulsor es orientado específicamente a este tipo de satélites. Una vez se tiene claridad en los posibles métodos a utilizar se seleccionó el que se consideró más adecuado para la aplicación en cuestión y se procedió a plantear un diseño del sistema micropropulsor. Si se observa que el diseño es viable en cuanto a los materiales que requiere y su funcionamiento bajo las condiciones del problema, el diseño es aceptado de lo contrario se plantea un nuevo diseño.
La segunda parte del proyecto se compone de la fabricación del propulsor. Para esta etapa se debe tener claridad de los materiales a utilizar y el diseño a implementar tanto en la parte electrónica (alimentación, amplificación y demás) como mecánica (combustible a utilizar y estructura física del dispositivo).
Proyecto Fin de Carrera
13
6.1 Plan de trabajo
Como plan de trabajo se estableció un cronograma en el que se incluyen las actividades básicas relacionadas con el desarrollo del proyecto, el tiempo asignado para cada tarea y los documentos a entregar. A continuación se presenta el cronograma de trabajo planteado.
Figura 3. Plan de trabajo establecido para la realización del proyecto
Adicionalmente se realizaron reuniones periódicas con el asesor. Los avances en cada una de las tareas y objetivos establecidos fueron expuestos cada dos semanas durante el seminario de Biomicrosistemas
6.2 Búsqueda de información
Al inicio del proyecto se realizó una amplia búsqueda bibliográfica sobre los mecanismos actuales de propulsión química y electrónica que son utilizados en los satélites de gran tamaño. Esto permitió dar una comprensión general del funcionamiento de los sistemas de propulsión y los requerimientos de los mismos. De
Proyecto Fin de Carrera
14
igual manera se investigó sobre las características de los satélites CubeSat y los desarrollos que sobre este tema se han realizado hasta la fecha. Para ello se estableció contacto con el profesor Raúl Joya de la Universidad Sergio Arboleda encargado del equipo que construyó el nanosatélite Libertad I colocado en órbita en abril del 2007.
Unos de los aspectos sobre el que se dedicó mayor tiempo de investigación y análisis fue el combustible a utilizar, los dispositivos electrónicos de acondicionamiento de la señal de entrada y el diseño estructural del propulsor. Se necesitaba encontrar un combustible que fuera de fácil manejo y proporcionara el gas requerido para generar un adecuado empuje. Respecto al acondicionamiento de la señal se procuró utilizar dispositivos comerciales de fácil acceso y así evitar demoras en el desarrollo de las tareas por tiempos de envío de productos importados. Respecto al diseño físico se debían tener en cuenta los materiales del mismo pues se necesitaban materiales compatibles con el combustible a emplear, de fácil acceso, livianos y que no generaran elevados costos o tiempos de fabricación. Estos aspectos fueron tenidos en cuenta a la hora de seleccionar los elementos del diseño final.
6.3 Alternativas de desarrollo
Desde el inicio del proyecto se trabajó en el planteamiento de varios diseños para el sistema micropropulsor. A continuación se describirán los principales diseños analizados.
6.3.1 Diseño 1
Inicialmente se propuso trabajar con combustible gaseoso, más específicamente aire comprimido dado que es abundante y de fácil obtención. Se construiría un tubo que tendría en uno de los extremos una especie de cámara en la que se encuentra un émbolo sujetado a un engrane el cual se mueve a través de un motor. Este motor estaría alimentado por una pila de 5 Voltios tal como se muestra en la Figura 4.
Proyecto Fin de Carrera
15
Una vez se activa el circuito el motor mueve el engrane que a su vez impulsa el émbolo comprimiendo el gas que se encuentra en el tubo. Este gas saldría por el extremo opuesto del tubo donde se encuentra la tobera. De esta manera se genera el impulso necesario para desorbitar el satélite.
En este modelo se encontraron problemas de estabilidad mecánica, pues cualquier movimiento o vibración en el satélite podría causar el desajuste del engrane y por consiguiente el fallo del sistema razón por la cual fue rechazado. Además de esto podría llegar a ser un poco sobredimensionado considerando el tamaño del satélite.
6.3.2 Diseño 2
Para el segundo diseño se conservó el combustible a utilizar y se realizaron cambios en la estructura mecánica del dispositivo. Se planteó la construcción de una cápsula en la cual se encerraría el aire comprimido. Esta se rodearía con cable de nitinol el cual al calentarse a cierta temperatura característica reduce su tamaño. De esta manera al comprimirse la cápsula el aire en su interior sería expulsado por el extremo más débil de la cápsula. Con el fin de asegurar que el aire saliera por el extremo deseado, la cápsula sería construida con un material menos resistente a la presión en uno de los extremos, además de ello este material debía soportar la temperatura a la que llega el nitinol (aproximadamente 70°C) sin sufrir ningún tipo de daño. La estructura general del diseño propuesto se muestra en la Figura 5.
Figura 5. Diseño 2 propuesto para el micropropulsor
El nitinol se calentaría a través de la corriente que circula por el metal cuando los extremos del cable se conectan a una fuente de voltaje.
Este diseño fue descartado dado que el nitinol no se comportó como se esperaba pues la reducción de tamaño que sufre al calentarse no es significativa y no se tendría la fuerza necesaria para comprimir la cápsula y expulsar el gas.
Proyecto Fin de Carrera
16
6.3.3 Diseño 3
Como tercera alternativa se pensó en cambiar la cápsula por una especie de cilindro metálico de baja altura similar a una moneda. Al interior de esta se encontraría el combustible. En este diseño se contempló la posibilidad de cambiar el aire comprimido por un líquido que permitiera mayor facilidad en cuanto al almacenaje del mismo, pues con el aire comprimido se presentan mayores fugas de combustible a través de la estructura.
El diseño básico del micropropulsor se observa en la Figura 6. El principio de funcionamiento se basaba en contener un líquido al interior de la estructura el cual se calentaría hasta su punto de evaporación. En el extremo superior del cilindro se ubicaría una tapa de plástico delgado que, al ser presionado por el gas en el interior, se rompería liberando el combustible y produciendo el impulso. El líquido se calentaría mediante la circulación de una corriente eléctrica entre los terminales de la estructura metálica. Dicha corriente sería incrementada al realizar un corto entre las paredes del cilindro conductor.
Este diseño no fue posible realizarlo dado que en las pruebas se determinó que no se contaba con la energía suficiente para calentar un líquido y llevarlo al estado gaseoso.
Figura 6. Diseño 3 propuesto para el micropropulsor
6.3.4 Diseño 4
Como cuarta alternativa se decidió volver al combustible gaseoso. Para este diseño se planteó fabricar un cilindro que contendría un gas a presión en su interior. En uno de los extremos el cilindro tendría la tobera por la que fluiría el gas produciendo el impulso requerido. En la garganta de la tobera se encontraría un plástico, el cual sería
Proyecto Fin de Carrera
17
rodeado por un alambre de tungsteno. Dicho alambre se calentará mediante corriente eléctrica con el fin de quemar el plástico y permitir la salida del gas. El diagrama de esta estructura se muestra en la Figura 7.
Figura 7. Diseño 4 propuesto para el micropropulsor
El tubo sería construido mediante inyección de plástico en una sola pieza para evitar filtraciones del gas. El tubo tendrá una pequeña válvula en uno de sus costados mediante la cual se ingresaría el gas.
Este diseño presentó inconvenientes en la estructura dada la dificultad de hacer un sistema completamente hermético que asegurara la total retención del gas a presión.
6.3.5 Diseño Final
Después de las alternativas anteriormente descritas se planteó un cambio en la estructura y combustible a utilizar. Se consideró cambiar el combustible gaseoso por sustancias químicas que al reaccionar entre sí produjeran el gas que genera el impulso. De esta manera se tendría una mayor facilidad en el manejo del combustible pues no se trabajaría directamente con gases. Además, el producto de la reacción podría dar mayor impulso que el mismo gas contenido.
Como combustible se utilizaría vinagre, cuyo componente principal es el ácido acético, y bicarbonato de sodio que al reaccionar producen gas carbónico. Respecto a la estructura, esta contará con tres piezas ensamblables a través de roscas. La primera de ellas es la tobera que se une a la segunda pieza la cual consiste en un cilindro donde se colocaría el vinagre. La parte superior e inferior del cilindro serán tapadas
Proyecto Fin de Carrera
18
con una película de teflón para así liberar el bicarbonato y el dióxido de carbono, producto de la reacción, en el momento adecuado. Sobre el teflón se colocaría un elemento que haga posible calentar y romper el teflón permitiendo así que el vinagre y el bicarbonato de sodio depositado sobre este se mezclen y produzcan el gas. La tercera pieza es una especie de tapa que se ubica en la parte superior de la segunda pieza. El teflón fue seleccionado una vez se consideró el uso de polietileno y otros materiales pues tiene alta flexibilidad y su grosor permite que se rompa rápidamente con el calor. Además permite sellar de una mejor manera las roscas mediante las cuales se ensamblan las partes del dispositivo.
Como elemento utilizado para calentar el teflón se consideraron dos opciones: filamento de tungsteno y alambre de ferroníquel. El último de ellos tiene la ventaja de ser rígido y resistente al doblarse lo que permite que su adaptación al tubo sea más sencilla. Sin embargo requiere de una corriente elevada (superior a 1A) para ser calentado hasta el punto requerido, lo que implica un circuito electrónico más elaborado que representa aumentar el número de componentes, costos y tiempo de desarrollo. Por otra parte el filamento de tungsteno tiene la ventaja de calentarse rápidamente cuando por él circula una corriente aproximada de 700mA. Esto ocurre si el filamento es lo suficientemente delgado (menos de 1mm de diámetro). Sin embargo, posee la desventaja de presentar un manejo un poco más delicado dado su grosor lo que dificulta la adaptación del mismo al tubo cilíndrico y a la película de teflón. Aún con estas desventajas se consideró tomar el filamento de tungsteno pues en general cumple de una mejor manera con las necesidades del problema.
7
TRABAJO REALIZADO
7.1 Descripción del Resultado Final
Como se mencionó en secciones anteriores el dispositivo cuenta con dos módulos principales: un sistema de activación y un sistema de propulsión.
7.1.1 Sistema de activación
El sistema de activación inicia su funcionamiento con un pulso de 3.3V que será la señal de control de inicio del sistema general. La Figura 8 muestra el esquema de conexión y componentes que forman parte de este módulo.
Inicialmente se tiene un transistor BJT en configuración de emisor común que permite invertir la señal de entrada y efectuar su adecuación para el integrado NE555 ya que este dispositivo opera con señales bajas. El transistor permite además que el sistema no se active con entradas inferiores a aproximadamente 2V lo que otorga robustez ante ruidos externos que puedan afectar el sistema.
Proyecto Fin de Carrera
19
Figura 8. Esquema de conexión del módulo de activación
El sistema de activación se basa principalmente en un relé a través del cual se realiza una conexión directa entre la fuente de voltaje y el filamento permitiendo así que por este circule corriente y se caliente hasta la temperatura suficiente para romper la película de teflón. Con el fin de mantener dicha conexión durante un tiempo adecuado, se requiere de un monoestable que mantenga un voltaje lo suficientemente alto para activar la bobina interna del relé por un tiempo específico una vez la señal de control ha entrado al sistema. Para la implementación de este monoestable se hizo uso del integrado NE555 cuyo tiempo en alto es configurado a través de la resistencia y el condensador ubicados en el pin 6 y 7.
En la salida del NE555 se encuentra el relé mencionado anteriormente. Cuando el voltaje de valida del NE555 es alto (alrededor de 5.8V si se alimenta con 6V) por la bobina del relé pasa la corriente necesaria para activar el mecanismo y realizar una conexión entre la batería segundaria y el circuito de amplificación de corriente.
Dado que se necesitan aproximadamente 500mA para calentar el filamento de tungsteno se emplean dos transistores BJT en configuración Darlington que permitan generar la ganancia en corriente requerida.
El sistema cuenta con dos baterías:
Batería principal: Es una pila de litio de 6V y 320mAh que alimenta los transistores y el integrado utilizado. Se requiere que la pila tenga estas características pues el sistema en general consume 30mA en su punto máximo
Proyecto Fin de Carrera
20
de operación (cuando se activa el relé). Además de ello se necesitan como mínimo 5V para activar el relé. El monoestable tiene en su salida un voltaje en alto de 5.8V cuando es alimentado con 6V.
Batería secundaria: Es el conjunto de baterías que proporcionan el voltaje y corriente necesarios para calentar el filamento de tungsteno. El conjunto está formado por dos pilas de 12V.
Figura 9. Tarjeta del sistema de activación
7.1.2 Sistema de propulsión
El sistema de propulsión está formado por un tubo cilíndrico elaborado de aluminio cuya estructura se observa en la Figura 10.
El dispositivo cuenta con tres partes ensamblables por medio de roscas:
Tobera: Tiene una dimensión total de 1,5cm. Es el componente a través del cual son expulsados los gases que genera la reacción. Las dimensiones de la tobera son establecidas teniendo en cuenta la masa molar del gas, el flujo másico, la presión del entorno en el que se encuentra el satélite entre otros parámetros.
Proyecto Fin de Carrera
21
Cuerpo: Cilindro que actúa como cámara de combustión donde reaccionan los químicos. Esta pieza se encuentra diseñada específicamente para contener el vinagre. Tiene una altura total de 4cm y un diámetro de 1cm. La parte superior e inferior del tubo se encuentran cubiertos por una película de teflón. El teflón superior es aquel que contiene el filamento de tungsteno y es el que se rompe, al calentar el filamento, permitiendo la combinación de los reactivos. El teflón de la parte inferior tiene como objetivo inicial ayudar a contener el líquido y al estar unido con la tobera permite liberar el gas generado por una vez que la presión en la cámara es la suficiente para romper el teflón inferior.
Adicionalmente el cilindro cuenta con unas ranuras lateral por las cuales atraviesan los cables que sostienen el filamento y permiten su conexión a la salida del Darlington. Y las baterías secundarias.
Tapa: Esta pieza se enrosca en la parte superior del cilindro y cumple la función de albergar el bicarbonato y aislar el filamento del medio externo.
Figura 10. Componentes del sistema de propulsión.
7.1.3 Ensamblaje de las partes
Una vez se tienen los dos módulos que componen el sistema total se procede a su ensamblaje. Este se presenta en las figuras mostradas a continuación.
Proyecto Fin de Carrera
22
Figura 11. Dispositivo final ensamblado
7.2 Trabajo computacional
Para el diseño del micropropulsor se realizaron los cálculos pertinentes que arrojaron las dimensiones de la tobera. A partir de ello se calculó la velocidad de salida del gas (666,7m/s) y una fuerza de empuje aproximada de 968μN. Dicha fuerza debería ser suficiente para impulsar un satélite CubeSat dadas las características del mismo, la
Proyecto Fin de Carrera
23
microgravedad del espacio y las condiciones de presión que este posee. Los cálculos fueron realizados tomando como base la plantilla elaborada por el equipo del profesor Fabio Rojas integrantes de PUA que puede ser apreciada en la sección de apéndices.
Para el diseño estructural del propulsor de elaboraron planos en SolidEdge presentados en apéndices.
8
VALIDACIÓN DEL TRABAJO
8.1 Metodología de prueba
Las pruebas realizadas al sistema consistieron en verificación directa del diseño propuesto. Este es el caso del filamento de tungsteno cuyo grosor fue seleccionado una vez se realizó variadas pruebas con filamentos de distinto grosor. Así se logró determinar qué tipo de elemento y grosor del mismo requería la menor corriente para calentarse a la temperatura necesaria. Esta misma metodología fue seguida para las pruebas de la película de teflón.
Respecto al circuito de activación se realizaron simulaciones en Proteus 8 (disponibles en apéndices digitales) y posteriormente se efectuaron montajes en protoboard que corroboraran el funcionamiento real de los dispositivos empleados.
8.2 Validación de los resultados del trabajo
Con el fin de validar los resultados de trabajo se probó que ambos sistemas funcionaran adecuadamente. Para ello se entraron al sistema de activación pulsos inferiores a 2V y se observó que el relé no se activara con estos pulsos. Mientras que si los pulsos eran de un voltaje superior el relé se activaba y prendía un led. Ese mismo mecanismo sirvió para corroborar el funcionamiento del monoestable.
Para el rompimiento del teflón inicialmente se realizaron pruebas independientes del sistema de activación. Una vez se identificó el filamento adecuado, el material de la película y el voltaje adecuado se procedió a efectuar la conexión con el sistema de activación.
De estas pruebas resultó que era necesario utilizar las dos pilas de 12V y la implementación del Darlington que permitiera un exitoso rompimiento del teflón. Así mismo se corroboró que el circuito formado por los transistores, el NE555 y el relé cumplía adecuadamente con las necesidades de activación del problema.
Proyecto Fin de Carrera
24
8.3 Evaluación del plan de trabajo
Respecto al plan de trabajo planteado en la propuesta de proyecto de grado se observó que el tiempo asignado para las tareas de diseño no fue el suficiente. Se presentaron algunos retardos en relación al cronograma original debido a la dificultad de encontrar materiales que se rompieran con notable facilidad y un elemento que se calentara con la menor corriente posible. A pesar de ello fue posible cumplir con los objetivos y alcances propuestos.
9
DISCUSIÓN
Una vez finalizado el proyecto se aprecia que efectivamente se cumplieron con los objetivos propuestos pues estos incluían el diseño y fabricación de un sistema prototipo y es precisamente esto lo que se logró.
Se presentaron problemas para encontrar un diseño que cumpliera con las necesidades del caso de estudio, así como los materiales adecuados que permitieran un funcionamiento óptimo. Sin embargo, estos inconvenientes fueron resueltos aumentando el número de pruebas realizadas, considerando una mayor gama de materiales y teniendo en cuenta las sugerencias del asesor.
El presente trabajo es un gran inicio para en un futuro incursionar ampliamente en el mercado satelital teniendo en cuenta que es un aspecto del campo de los nanosatélites que aún se encuentra en desarrollo y sobre el cual se han realizado pocos avances. Para ello se podrían hacer mejoras en el sistema de activación que permitiera eliminar dispositivos mecánicos como el relé y hacer el sistema más robusto. Además de ello se podrían analizar maneras de reducir un poco las dimensiones estructurales del propulsor.
10
CONCLUSIONES
A lo largo del presente documento se expone detalladamente los procedimientos, metodologías y pruebas realizadas según el objetivo propuesto. A partir de esto se observa que se han cumplido a cabalidad con dichos objetivos pues se ha planteado un mecanismo de propulsión, un diseño para el micropropulsor y se ha fabricado un prototipo del mismo. Dado esto, es posible afirmar que sean han obtenido los resultados esperados para el proyecto.
El trabajo realizado tiene un notable impacto en el campo aeroespacial pues se constituye como un inicio en el desarrollo de micropropulsores, área que aún no ha
Proyecto Fin de Carrera
25
sido ampliamente investigada en Colombia. La realización e implementación de tecnologías relacionadas con propulsión pueden acercar al país a participar de manera más activa en el ámbito satelital a mediano y largo plazo. Es en esto que radica la importancia del presente proyecto.
11
AGRADECIMIENTOS
Agradezco a mi asesor Johann Osma por su constante orientación, seguimiento y sugerencias a lo largo de toda la ejecución del proyecto. Adicionalmente agradezco a mis padres por su ayuda, paciencia y apoyo incondicional.
12
REFERENCIAS
[1] Satélites metereológicos. (s.f.). Recuperado el 10 de septiembre de 2013, de http:// concurso. cnice.mec.es /cnice2006/material121/unidad3 /sat_mete.htm
[2] S.Taylor, T. (2009). En T. S.Taylor, Introduction to rocket Science and Engineering (pág. 310). Boca Raton, Florida: Taylor & Francis Group.
[3] Wertz, J. R. (2011). CubeSats. En J. R. Wertz, Space Mission Engineering: The
New SMAD (pág. 1032). Hawthorne, California: Microcosm Astronautics Books.
[4] P.Sutton, G. (2001). Rocket Propulsion . En G. P.Sutton, Rocket Propulsion
Elements (pág. 739). Canada: Wiley-Interscience.
[5] Propullsion, P. o. (s.f.). Launch Systems and Launch Sites. Recuperado el 22 de 9 de 2013, de http://www.fas.org/spp/military/docops/army/ref_text/ chap6im.htm
[6] NASA (s.f.). Nozzle Desing. Recuperado el 22 del 9 de 2013, de http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/nozzle.html
[7] NASA (s.f.). Rocket Propulsion. Recuperado el 24 del 11 de 2013, de http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/VirtualAero/BottleRocket/airplane/ rocket.html
[8] NASA (s.f.). Mass Flow Rate. Recuperado el 24 del 11 de 2013, de http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/mflow.html
Proyecto Fin de Carrera
26
[9] NASA (s.f.). Newton´s Thrid Law. Recuperado el 24 del 11 de 2013, de http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/newton3.html
[10] Jankovsky, R. (2007). NASA: Glenn research center at Lewis field. Recuperado el 24 del 11 de 2013, de http://www.grc.nasa.gov/WWW/hall/overview/
overview.htm
[11] MITNews, Powering cube Satellites. Recuperado el 24 del 11 de 2013, de http://web.mit.edu/newsoffice/2010/cubesat-01115.html
Proyecto Fin de Carrera
27
13
APENDICES
13.1.1 Apéndice A: Propuesta inicial del proyecto de grado
UNIVERSIDAD DE LOS ANDES
DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA ELÉCTRICA Y ELECTRÓNICA
PRESENTACIÓN DE PROPUESTA DE PROYECTO DE GRADO
SEMESTRE: 2013-1
FECHA: 30-marzo-2013
PROYECTO O TESIS DE GRADO PARA OPTAR EL TÍTULO DE:
Ingeniera Electrónica
ESTUDIANTE: Brigitte Stefany Pinto Alejo CÓDIGO: 200912652
TÍTULO DE LA TESIS O PROYECTO:
“Diseño y fabricación de un prototipo de micropropulsión para un modelo satelital con propósitos de desorbitaje”
1. Caracterización del problema
En los últimos años el uso de satélites ha adquirido gran importancia dadas las variadas áreas en las que encuentran aplicación. Un ejemplo de ello son las telecomunicaciones donde el empleo de satélites permite la recepción de señales de televisión, radio y telefonía. Son igualmente utilizados en meteorología donde proporcionan datos sobre eventos climáticos a nivel mundial. Además de ello, cuentan con aplicaciones en investigación espacial y cartografía, hidrología y oceanografía ciencias que hacen uso de imágenes satelitales de la superficie terrestre para realizar estudios de interés global. [1]
Una vez los satélites han cumplido con su tiempo de vida útil o con el propósito por el cual fueron lanzados se requiere que sean desorbitados para dar paso a nuevos satélites que implementen mejores tecnologías. Este proceso necesita sistemas adecuados que permitan un correcto desorbitado del satélite.
Proyecto Fin de Carrera
28
Dado el continuo desarrollo tecnológico y la alta aplicación actual y futura con la que cuentan los satélites a nivel mundial es indispensable la formación de ingenieros con conocimientos en esta área interesados en el desarrollo de sistemas que permitan el desorbitado de satélites y de esta manera contribuir al avance de los mismos posibilitando así que en un futuro cercano Colombia pueda entrar al sector espacial.
2. Marco teórico
Los satélites surgieron a mediados del siglo XX como parte de la carrera espacial efectuada entre Estados Unidos y la Unión soviética quienes lograron enviar el Sputnik I, el primer satélite lanzado con éxito al espacio en 1957.Cinco años más tarde se lanzó el Telstar I dando inicio a la era de las comunicaciones satelitales. [2]
Hoy en día hay funcionan cerca de 8000 satélites de los 25000 que han sido lanzados. Los 17000 satélites que han dejado de funcionar son usualmente llevados a orbitas a más de 100km de la órbita geoestacionario donde se convierten en chatarra espacial. [2] [3]
2.1Antecedentes externos
Actualmente los Hall thrusters son ampliamente utilizados como sistema de propulsión para satélites geoestacionarios en la NASA.
Hall thrusters es una tecnología que emplea gases como Zenon o Kripton y campo magnético para dirigir los iones que sirven como mecanismo de propulsión del satélite. Son utilizados para mantener satélites en órbita, como propulsores principales en sondas de espacio profundo y para elevación de órbita. [4]
El funcionamiento de los Hall thrusters consiste en un cátodo que genera electrones y un ánodo que está cargado positivamente por la alimentación del propulsor. Los electrones son atraídos al ánodo y acelerados. Mientras los electrones se mueven en dirección al ánodo, el campo magnético generado por los electroimanes del propulsor curvan los electrones haciendo que estos formen un anillo debajo del ánodo. El gas de Zenón es colocado en el ánodo del propulsor. Los electrones que se encuentran atrapados en el ánodo colisionan con los átomos del gas produciendo iones. Estos iones sienten el campo eléctrico generado entre ánodo y cátodo y son acelerados fuera del propulsor formando un haz. La propulsión se produce por la fuerza que ejerce el haz sobre la nube de electrones. Esta fuerza se transfiere al circuito magnético del propulsor. [4]
Proyecto Fin de Carrera
29
La fuente de energía eléctrica del propulsor es proporcionada principalmente por celdas solares y cuenta con un sistema de control que regula el flujo de gas. Son capaces de proporcionar una velocidad máxima de 50 km/s. [4]
2.2 Antecedentes locales
Colombia todavía no cuenta con desarrollo satelital a nivel práctico, pues no hay grandes satélites colombianos en el espacio y recientemente se negó la propuesta para la construcción del mismo por ser considerado un riesgo económico. El objetivo del que sería el primer satélite espacial colombiano consistía en proporcionar información útil para la agricultura, gestión forestal, comercial, medioambiental, estudios en geología, hidrología, cartografía y políticas de ocupación y uso de suelos. [5] [6]
Respecto a avances académicos se han realizado progresos en nanosatélites con el Libertad I construido por el programa espacial de la Universidad Sergio Arboleda y lanzado en 2007. Durante sus meses de vida útil el Libertad I envió alrededor de 11.600 paquetes de datos proporcionando información sobre temperatura y velocidades de órbita [6].
3. Caracterización del proyecto
3.1Objetivo General
Diseño y fabricación de un prototipo de sistema micropropulsor para un modelo satelital con propósitos de desorbitaje.
3.2Objetivos Específicos
Análisis y planteamiento del diseño de un sistema que permita simular el desorbitaje de un modelo satelital
Definir el mecanismo a utilizar para el funcionamiento del sistema micropropulsor
Diseñar y fabricar el prototipo planteado para el micropropulsor.
3.3Alcances
El alcance del proyecto consiste en diseñar y fabricar un sistema prototipo que permita simular el desorbitaje de un modelo satelital.
Proyecto Fin de Carrera
30
Se entregará un documento donde se presentará el proceso de diseño seguido y se mostrará el sistema prototipo fabricado.
4. Contexto del proyecto y tratamientos
4.1Restricciones
Las principales restricciones del proyecto son la disponibilidad de los diversos equipos de laboratorio que se requieran tales como fuentes y multímetro según el horario de préstamos, la disponibilidad de la sala limpia, el tiempo requerido de fabricación de PCB en el laboratorio y el tiempo de envío de dispositivos electrónicos en caso que se requiera pedirlos fuera de Bogotá o al exterior.
4.2 Factores de riesgo
Los factores de riesgo que pueden influir en la adecuada realización del proyecto son daños en las máquinas de fabricación de PCB, falta de disponibilidad de equipos de laboratorio por sobre demanda o daños en los mismos, cierre de la sala limpia por factores imprevistos o reparaciones y falta de dispositivos electrónicos necesarios. Adicionalmente se deben tener en cuenta posibles eventualidades como enfermedades o accidentes que puedan retrasar el continuo desarrollo del proyecto de grado.
5. Recursos
Equipos de laboratorio: fuentes de voltaje, cautín, multímetro, osciloscopio entre otros.
Software para el diseño de PCB como Eagle o KiCad
Software para el análisis de circuitos como Orcad.
Sala limpia.
Dispositivos electrónicos que se requieran según diseño plantado: resistencias, leds, condensadores etc.
Proyecto Fin de Carrera
31
6. Cronograma
7. Bibliografía
[1] Satélites metereológicos. (s.f.). Recuperado el 26 de marzo de 2013, de
http://concurso.cnice.mec.es/cnice2006/material121/unidad3/sat_mete.htm
[2] Satélites Geoestacionarios. (s.f.). Recuperado el 2013 de marzo de 26, de
http://www.ptolomeo.unam.mx:8080/xmlui/bitstream/handle/132.248.52.100/162 /A4.pdf?sequence=4
Proyecto Fin de Carrera
32
Proyecto Fin de Carrera
33
Proyecto Fin de Carrera
35
13.1.4 Apéndice D: Anexos Digitales
Entre los anexos digitales se encuentran:
Planos estructurales de las piezas fabricadas en SolidEdge
Archivo de los cálculos realizados para el diseño de la tobera.