Revista 6 (2018) by IEA UMSA

El Instituto de Electrónica Aplicada, en una sus líneas de investigación de Tecnología Satelital, tiene el proyecto de desarrollar un satélite educativo que permita realizar mediciones de CO2 desde un globo aerostático. Este proyecto multidisciplinario pretende una vinculación de la Universidad con la sociedad, en un tema crítico como es el efecto invernadero y la relación que guarda como principal factor del calentamiento global y su efecto en el medio ambiente. Una de las etapas del proyecto, es el desarrollo de un nano satélite educativo que permita la recolección y procesamiento de información de las mediciones del CO2. El presente número de la revista Innovación & Tecnología, contiene una serie de artículos del proceso de desarrollo del nano satélite educativo,

en los siguientes subsistemas de un nano satélite: de

comunicaciones, de manejo de datos a bordo, de la computadora a bordo y un análisis de los sensores para la misión del nano satélite y el desarrollo del hardware requerido, así como, reflexiones de la pruebas realizadas en el subsistema de comunicaciones.

Wilber S. Flores Bustillos Director IEA

La opinión vertida en cada uno de los artículos es de responsabilidad de los autores, está prohibida la reproducción parcial o total por cualquier medio, sin la autorización de los autores.

ÍNDICE SATÉLITE EDUCATIVO BOLIVIANO: INGENIERÍA DE SISTEMAS,

COMUNICACIONES, TELEMETRÍA Y MANEJO DE DATOS E. Vino, O. Garnica, J. Torrez, F. Calle SUBSISTEMA DE COMUNICACIONES Y SUBSISTEMA DE MANEJO DE DATOS A BORDO DE UN NANOSATÉLITE

O. Garnica SUBSISTEMA DE LA COMPUTADORA A BORDO DEL SATÉLITE EDUCATIVO BOLIVIANO

F. Calle, E. Vino FILTRADO DE SEÑALES DIGITALES DE SENSORES EMPLEADOS EN EL DISEÑO DE UN NANOSATÉLITE

J. Quisbert, E. Vino SATÉLITE EDUCATIVO BOLIVIANO: DISEÑO E IMPLEMENTACIÓN DEL

HARDWARE DEL SUBSISTEMA DE LA MISIÓN H. Choque, E. Vino LECCIONES APRENDIDAS EN EL DISEÑO DEL SUBSISTEMA DE COMUNICACIONES DE UN NANOSATÉLITE EDUCATIVO O. Garnica, D. Clavijo, E. Vino

Satélite Educativo Boliviano: Ingeniería de Sistemas, Comunicaciones, Telemetría y Manejo de Datos E. Vino, O. Garnica, J. Torrez, F. Calle Instituto de Electrónica Aplicada Facultad de Ingeniería Universidad Mayor de San Andrés emvc2004@gmail.com

Oscarfgl.10@gmail.com

123ieaandolu@gmail.com fanny.callep@gmail.com Abstract—En este artículo se describen cuatro áreas implementación de los proyectos espaciales del Estado. fundamentales en el desarrollo del primer satélite educativo Desarrollar y aplicar el conocimiento espacial en beneficio de boliviano. Dicho proyecto es parte de la Línea de Investigación en los bolivianos es misión de la Línea de Investigación en Tecnología Satelital del Instituto de Electrónica Aplicada de la Facultad de Ingeniería de la Universidad Mayor de San Andrés. Nanosatélites del IEA. Con la puesta en órbita del satélite de Las áreas mencionadas son: la Ingeniería de Sistemas, encargada comunicaciones Túpac Katari, Bolivia es el octavo país en de diseñar y manejar el proyecto desde la concepción de la idea Latinoamérica en contar con un satélite propio [2], pero es uno hasta su realización, el Subsistema de Comunicaciones, encargado de los pocos países que aún no implementó, a través de sus de posibilitar la comunicación desde y hacia el satélite, el profesionales, un satélite educativo ni un nano satélite [3]. Por Subsistema de Telemetría, encargado de la adquisición de señales ello, se pretende que el proyecto presentado en el marco de la que permitan monitorear el estado del satélite, y el Subsistema de Manejo de Datos en la Computadora a Bordo, que permite la “Segunda Feria de Ciencias, Tecnología e Ingeniería” de la adquisición, acondicionamiento, almacenamiento y toma de Universidad Mayor de San Andrés (UMSA), marque un punto decisiones del satélite mediante una computadora central. Se de partida para las instituciones gubernamentales, describen los conceptos, objetivos, actividades realizadas y universidades, colegios, profesionales, estudiantes y resultados esperados de cada área. El desarrollo de estas áreas aficionados al Espacio en Bolivia. tiene el fin de plasmar la investigación realizada hasta la fecha en el Instituto en un proyecto satelital que motive al lector por el área satelital, y de sentar las bases para poder implementar el primer A pesar de ser la primera opción para países que quieren ingresar al sector aeroespacial, y de ser mucho más barato en nanosatélite hecho en Bolivia en un futuro cercano. Palabras Clave — Satélites, Ingeniería de Sistemas, Comunicaciones Satelitales, Telemetría, Computadora a Bordo, Cubesat.

I. INTRODUCCIÓN

esde la creación de la Línea de Investigación en Tecnología Satelital del Instituto de Electrónica Aplicada (IEA) se han venido desarrollando proyectos que permitieron: recopilar información, capacitar a profesionales y estudiantes, y adquirir experiencia práctica en el diseño de satélites. Asimismo, se generaron productos tangibles, en los que se detalla la recopilación bibliográfica y el aporte personal para la investigación en su conjunto y experimentos tanto de laboratorio como de campo [1]. Con estos antecedentes es que se planteó, para la gestión 2017, diseñar, implementar y validar un satélite educativo propio del Instituto y el primero en Bolivia. Esta línea de acción es común con la misión de la Agencia Boliviana Espacial (ABE) que gestiona y ejecuta la

comparación a satélites que brindan servicios como el Tupac Katari, un Cubesat queda aún fuera del presupuesto que se maneja en un instituto joven como el IEA. En consecuencia, se diseñó e implementó un satélite que aun no siendo apto para el espacio, implicó desarrollar un proyecto equiparable al de un Cubesat. El ambiente al que se someterá al satélite es el mismo o incluso más hostil que el de competencias Cansat, en el que satélites son lanzados a la estratósfera o alturas más bajas e incluyen mecanismos para su recuperación [4]. Se implementaran dos tipos de carga útil dentro del satélite: una cámara fotográfica y sensores especiales para la medición de la calidad del aire, esta prevista la cooperación del Laboratorio de Física de la Atmósfera de la carrera de Física de la UMSA. II. INGENIERÍA DE SISTEMAS DEL PROYECTO Dado que en Latinoamérica se usan indistintamente, es necesario aclarar que Ingeniería de Sistemas no es igual a Ingeniería de Sistemas Computacionales. Esta última, va más

relacionada con la ingeniería de software, desarrollo de programas computacionales e informática. En cambio, la Ingeniería de Sistemas es una rama cuya responsabilidad es crear y ejecutar un proceso interdisciplinario para asegurar las necesidades de alta calidad, confiabilidad, eficiencia de tiempo, y plazos durante el ciclo de vida entero de un proyecto [5]. Para empezar a desarrollar la ingeniería de sistemas, se debe identificar el objetivo principal del proyecto, que fue mencionado en el anterior punto: lanzar un satélite educativo a la atmósfera en un ambiente Cansat, cuyo escenario más común se muestra en la siguiente figura:

Figura 2: Diagrama en V de desarrollo del Proyecto. Fuente: Elaboración Propia

Enunciar y describir cada uno de los componentes de la anterior figura escapan el alcance de este artículo; sin embargo, se citan los más importantes para poder contextualizar el satélite desarrollado en este proyecto:

Figura 1: Escenario de lanzamiento de un Cansat. Fuente: Traducción CanSat Lecture- Its Educational Significance

Una vez identificado el objetivo principal, se debe delimitar la misión que es el propósito del satélite a la cual todos los subsistemas apoyan con toda su capacidad. Se puede concluir que, si la misión no es exitosa, se debe re-definir los parámetros, para el éxito la misión. En el presente proyecto se usó la filosofía tradicional de orientar el satélite hacia la misión. Para poder diseñar los subsistemas del satélite se siguen los siguientes pasos en orden: • • • • • • •

Declarar la Definición de misión y Criterios de Éxito Enunciar requerimientos y restricciones de la misión Definir especificaciones para los requerimientos Categorizar las especificaciones mediante subsistemas Definir las interfaces entre subsistemas Documentar las interfaces Desarrollar los subsistemas mediante equipos

El seguir esta filosofía permitió elaborar un diagrama de vida del proyecto conocido como diagrama en V:

La misión del satélite es del tipo educativo ya que el solo hecho de diseñar y desarrollar un artefacto tecnológico de este tipo permite adquirir experiencia, aplicar conocimientos profundos de distintas áreas de la ingeniería y servirá, además, de plataforma educativa para futuros profesionales y estudiantes que quieran entrenar y aplicar el hands-on-training en futuras modificaciones a los subsistemas del satélite. Asimismo, se tiene como misión principal, poder adquirir datos atmosféricos mediante los sensores especiales en cooperación con el Laboratorio de Laboratorio de Física de la Atmósfera de la UMSA. Estos sensores serán del tipo 4-AFE que consta de 3 sensores: NO2, O3, NO y CO. Como tercera misión, se tiene la toma de fotografías del terreno a distintas alturas de la atmósfera mediante una cámara VGA con interfaz UART. El vehículo de lanzamiento será un globo aerostático anclado que alcanzará una altura de 6000 msnm aproximadamente desde el cual se suelta el satélite para la adquisición de datos de la atmósfera, tomas fotográficas y transmisión de telemetría. Su caída está calculada a una velocidad de 8 metros por segundo y se estima que el tiempo de bajada será de 1000 segundos. El masa del satélite es de menos de 800 gramos, un consumo de 4 watts-hora en su modo de máximo consumo, el costo es de menos de 320 dólares. Al utilizar dos baterías en paralelo, el tiempo de autonomía del satélite es de aproximadamente 36 minutos de los cuales 16 serán en caída y el restante en modo auxilio para la recuperación del artefacto. La estructura del satélite se rige bajo el estándar Cubesat que significa no tener una masa no mayor a 1Kg y tener volumen de 1 litro. Los criterios de éxito se dividen en tres tipos: misión completamente exitosa, parcialmente exitosa y mínimamente exitosa. La misión será completamente exitosa si se recaban los datos de los sensores atmosféricos en un segundo experimento en el altiplano. La misión es parcialmente exitosa si se pueden recuperar fotografías de la memoria del satélite. Finamente la misión es mínimamente exitosa si se logra recibir telemetría en

las estaciones terrenas que se instalarán en un radio cercano al punto de lanzamiento del satélite. Para la implementación del satélite, se utilizaron algunos subsistemas y prescindieron de otros. El grupo de trabajo del proyecto de investigación en Nanosatélites se dividió en los siguientes grupos: • • • •

Subsistema de la Misión y Telemetría Subsistema de Estructura Subsistema de Potencia Subsistema de Manejo de Datos y Comandos

Además de estos grupos, se trabajaron en dos temas adicionales más, el control de apuntamiento de antenas para la estación terrena principal y el control de orientación en laboratorio del satélite. Dado que desarrollar cada subsistema y cada trabajo elaborado en el marco de este primer satélite boliviano abarcaría un documento bastante extenso, a continuación, se describen los fundamentos de tres de los subsistemas mencionados. III. SUBSISTEMA DE COMUNICACIONES El subsistema de comunicaciones se encarga de la transmisión y recepción de las señales entre la estación terrena y el nanosatelite, cumpliendo los requerimientos de la misión. En un proyecto CubeSat, este subsistema asegura la comunicación entre la estación terrena y el satélite el mayor tiempo posible de manera que este pueda recibir las ordenes de Tierra para operar la carga útil y mantener sus funciones vitales y también pueda obtener los datos de telemetría y carga útil del satélite, el subsistema está compuesto por un equipo transmisor-receptor a bordo y otro en Tierra. La antena recibe en forma de ondas electromagnéticas la información transmitida desde la estación terrena, convirtiéndola en una señal capaz de ser interpretada por los módems de comunicación, el cual se encarga de amplificar la señal, demodularla y mandarla como una trama de datos al microcontrolador del subsistema. Este es el encargado de procesar, verificar y retransmitir las tramas de datos al subsistema computadora de vuelo por medio del bus que comunica a todos los subsistemas del satélite. Siendo la computadora de vuelo quien interpreta el comando recibido desde la estación terrena y ejecuta las acciones correspondientes. En el caso inverso, la computadora de vuelo genera las tramas de datos a enviar, redireccionándola al microcontrolador del subsistema de comunicaciones, el cual las almacena y las envía al modem para así, ser moduladas, amplificadas y enviadas la antena quien se encarga de propagar la información en forma de ondas electromagnéticas para ser recibida por las antenas de la estación terrena.

Antena Rx

Transciever

Receptor

Modem TNC/MCU

Transmisor

Hacia el OBC

Modem

Antena Tx

Figura 3 Arquitectura básica del subsistema de comunicaciones Fuente: Elaboración Propia

En la Figura 3 se puede observar los componentes básicos y su conexión. Para llevar a cabo la implementación del subsistema se determinó los componentes básicos requeridos y posteriormente se hizo una búsqueda de componentes de diferentes características para luego elegir el más adecuado según los requerimientos y las limitaciones del proyecto. Los elementos del subsistema el transciever, las antenas y el MCU o Microcontrolador como unidad de procesamiento. En la Tabla 1 se especifica la función de cada elemento. Componente

Función y Descripción

Transceiver

Componente con la capacidad de procesar y transmitir los datos provenientes de los demás subsistemas del CubeSat y recibir e interpretar los comandos provenientes de la estación terrena para el control del CubeSat.

Antenas

TNC / MCU

Elemento encargado de transformar las señales eléctricas en señales electromagnéticas para poder trasmitirlas de forma inalámbrica. Componente encargado del empaquetado y desempaquetado de la información digital mediante la implementación de un protocolo.

Tabla 1. Descripción de componentes del subsistema de comunicaciones Fuente: Elaboración Propia

a) CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS IMPORTANTES Los parámetros más importantes implicados a considerar se muestran en la siguiente tabla: Características Velocidad de datos [Bps] Comandos Telemetría Carga útil Volumen de datos [KBytes] Frecuencia[MHz]

Observaciones Rango de 2000 - 8000bps Rango de 40 – 10000bps Dependiente de la misión Cantidad de flujo de datos Determinación de la banda de trabajo en UL y DL. Asignación de licencia de espectro por la organizaciones competentes: ITU, IARU, ATT(Bolivia)

Ancho de Banda[Hz] Potencia [mW] Peso [Kg]

Ancho de Haz PIRE[dBm]

Esquema de Modulación

Protocolo de comunicación

Sensibilidad [dBm]

En base a la velocidad de los datos y al esquema de modulación elegido. Uso del teorema de Shannon para calcular la capacidad del canal. Consumo de energía eléctrica. Es aconsejable el uso de amplificadores y transceptores de alta eficiencia. Dependiente de los requerimientos de peso de todo el satélite. Peso total aproximado igual a 1 Kg para un Cubesat 1U. Dependiente de los requerimientos del área de cobertura y la huella en tierra. PIRE(dB)= Potencia de transmisión + Ganancia de la antena – Perdidas por conexiones Min. PIRE requerido=Perdida de espacio libre+ Perdida por apuntamiento-Ganancia de Antena Receptora-Sensibilidad del Receptor El tipo de modulación empleado dependerá la eficiencia espectral y las características de las señales a transmitir y recibir. Para señales analógicas se utiliza mayormente AM, FM, SSB, ISB o DSB. Para señales digitales se utiliza FSK, BPSK, QPSK, CW. Dependiendo del tipo de señales a transmitir y los requerimientos de la misión se determinara un protocolo. En el caso de satélites de radio afición se utiliza el protocolo AX.25. Mínima potencia para que el sistema pueda reconocer la señal.

Tabla 2. Características técnicas subsistema de comunicaciones [8]

b) REQUERIMIENTOS DEL SUBSISTEMA Los requerimientos del subsistema de comunicaciones son aquellas tareas que el subsistema deberá ser capaz de realizar para lograr el cumplimiento de la misión y se mencionan a continuación: • • • • • • • c)

Establecer un enlace de comunicación con la estación terrena a una distancia mayor o igual a 2 Km. Transmitir la información de telemetría del satélite y de la misión en tiempo real a la estación terrena. Recibir, validar y trasladar comandos de control desde la estación terrena hacia la computadora central. Capacidad para controlar, procesar, encapsular y desencapsular tramas de un determinado protocolo para la transmisión y recepción de datos. Garantizar la recepción y transmisión de al menos 80% de datos limpios (información no alterada por interferencias u otra causa de ruido) Implementar un protocolo de comunicación propio Incorporar los datos del módulo GPS en la trama de datos. ESPECIFICACIONES DE COMPONENTES ELEGIDOS

El proceso de selección de los componentes se realizó mediante la búsqueda de diferentes opciones para cada componente buscando que las funcionalidades y los requerimientos sean completamente. Se realizó la búsqueda de tres componentes: el transceiver, el MCU y la antena. i) Transciever Dentro de los transceivers, se manejaron diferentes opciones de bandas, protocolos, tasas de transferencia, potencias de transmisión, etc. Por un lado, se tuvo la opción de elegir los transcievers XBee por su facilidad de implementación, pero se prefirió trabajar en la banda 433 MHz debido a que esta banda es de uso común en el ámbito de los nanosatelites por ser banda de radioafición. Además se consideró una potencia considerable con la cual se debería un alcance de 2Km o más. Finalmente se eligió el modulo SV 651 de la empresa Nice RF. Este módulo se seleccionó por sus características de radio: Frecuencia, Potencia, Sensibilidad, etc. Además que es fácilmente programable y posee 4 bandas de operación. Haciendo los cálculos de enlace, los cálculos teóricos realizados, estable que se puede trabajar hasta 80 Km.

Figura 4. Transciever SV 651 Fuente: SV 651 Product Datasheet

Las especificaciones técnicas de este módulo se detallan a continuación en la siguiente tabla: Especificación Frecuencias de Operación Velocidad de Transferencia Modulación Sensibilidad(Max) Potencia de Salida Masa

Valor 433/470/868/915 1200 – 115200 bps GFSK -121 dBm 500 mW / 27dBm 14.0g

Tabla 3. Especificaciones de SV 651 Fuente: Elaboración Propia

ii) MCU (Microcontroller Unit)

De acuerdo con los requerimientos y condiciones base del subsistema de comunicaciones, se eligió el componente electrónico Arduino Pro-Mini cuyo sistema está basado en un microcontrolador ATMega328 de una familia de bajo consumo de energía, el mismo contiene varias interfaces para distintas aplicaciones. El Arduino Pro Mini fue diseñado y fabricado por SparkFunElectronics. Su programación puede ser realizada mediante otra placa Arduino o un conversor UART a USB que será conectado a una PC respectivamente.

Figura 5. Arduino Pro Mini Fuente: www.sparkfun.com

Especificación Procesador Frecuencia de Procesamiento Pines digitales Pines Analógicos Voltaje de Alimentación Peso SRAM EEPROM Flash Memory UART SPI I2C

Valor ATmega328 16 MHz 14 8 5V < 2g 2 KB 1 KB 32 KB 1 1 1

Tabla 4. Especificaciones Arduino Pro Mini Fuente: Elaboración Propia

iii) Antena

VSWR Ganancia Impedancia de entrada Polarización Peso Tipo de conector

≤ 1.5 2.5 dBi 50 Ω Vertical 7g SMA

Tabla 5. Especificaciones de SV 651 Fuente: Elaboración Propia

d) DISEÑO DEL SUBSISTEMA A partir de haber definido los módulos a usar se determinó las interfaces que comunicaran dichos módulos y también la interfaz que comunicara el subsistema con el subsistema de la computadora a bordo, como resultado se decidió utilizar tres interfaces UART, una para comunicación con el transciever, la segunda para la comunicación con la OBC y la última para incorporar el módulo GPS. En la Figura 7 se observa un esquema de los módulos y las interconexiones del subsistema. El diseño se dividió en dos partes fundamentales, el desarrollo del software y el diseño de la placa PCB.

Figura 7. Esquema del Subsistema COMMS Fuente: Elaboración propia

i) Desarrollo del Software

En el caso de las antenas se consideró los parámetros más importantes que son la frecuencia, la ganancia, las dimensiones y el tipo de conector. Por este motivo se seleccionó la antena SW433-WT36. Esta es una antena tipo codo, diseñada especialmente para la comunicación inalámbrica en 433MHz. Tiene buena VSWR, su instalación fácil, su rendimiento es estable y tiene buena capacidad antivibración.

En lo que a software de operación se refiere, el mismo está basado en un diagrama de estados que refleja el comportamiento en las distintas etapas de operación del subsistema. En la Figura 8 se observa distintos estados en los cuales el subsistema se desplaza debido a distintos factores y condiciones que influyen en el funcionamiento y transición a los distintos estados; los mismos están detallados en la Tabla 5.

Figura 6. Antena SW433-WT36 Fuente: Datasheet SW433-WT36

Especificación Frecuencias de Operación

Valor 433 (±5) MHz

11 11

componentes, creación de pistas, el esquemático del circuito, etc. Previamente al diseño del PCB se tuvo que definir los pines a usar de los módulos y sus conexiones, dentro de esta parte se definió también el PinOut de los headers que intercomunican todos los subsistemas. El resultado de esta asignación de pines se muestra en la Figura 9.

Figura 8. Diagrama de Estados del Subsistema de Comunicaciones Fuente: Elaboración propia

Condiciones para cambio de Estado ENC Comando de encendido de Tranceiver desde MCU Central SYNC Establecimiento de Comunicación con Estación Terrena STBY Comando de paso a Estado Ahorro desde MCU Central ACK_TIMER_ Tiempo máximo de espera de ACK MAX desde Estación Terrena SOS Comando de paso a Estado de Emergencia (Altura Fija) Tabla 6. Tabla de Condiciones para cambio de Estado Fuente: Elaboración propia

Figura 9 PinOut Headers. Fuente: Elaboración propia

Posteriormente se procedió a diseñar la placa considerando las dimensiones exactas de los componentes y su conexión mediante pistas en el PCB. En la figura 10 se puede observar el entorno de trabajo y la PCB diseñada. Luego del diseño de la placa se pasara a la implementación real, mediante el método de planchado y posterior soldado de componentes.

Figura 10. PCB de subsistema COMMS simulada en 3D en Altium 17 Fuente: Elaboración propia

IV. SUBSISTEMA DE TELEMETRÍA Se describe el subsistema de Telemetría, Rastreo y Comando (TR&C). Estos tres parámetros combinados determinan la posición en la cual se encuentra el nanosatélite en su trayectoria

Sensor

Consumo máximo de corriente (mA)

Código

Magnetómetro lsm302DLHC 0,34 Aacelerómetro Giroscopio L3GD20HCTR 6,1 Barómetro MPL3115A2 0,04 Temperatura interna TMP102 0,01 Temperatura externa TMP102 0,01 Corriente ACS712 13 Voltaje div de tensión 0,01 Ultravioleta ml8511 0,05 GPS GY-NEO6MV2 100 Cámara VGA C1098 JPEG 60 NO2, CO, O3, SO2, AFE ALPHASENSE 2,6 H2S Total: al recorrer el planeta por la órbita LEO o para conocer ubicación del satélite del presente proyecto.

Consumo máximo de voltaje (V)

consumo de potencia (W/h)

bits

Tipo de comunicación o interface

costo $us

3,6

0,001224

I2C

4,76

3,6 3,6 3,6 3,6 5,5 5 3,6 5 3,3

0,02196 0,000144 0,000036 0,000036 0,0715 0,00005 0,0018 0,5 0,198

48 20 12 12 36 -

I2C I2C I2C I2C Analógica Analógica Analógica UART UART

3,42 4,32 2,05 2,05 5,07 0,09 6,76 13,49 41,99

0,013

analógica

Potencia Eléctrica

Antena Dipolo UHF

Tx/Rx UHF(TR&C) Espectrómetro Carga Útil

La telemetría envía señales adquiridas mediante sensores ubicados en posiciones críticas como: la batería para ver el nivel de carga de voltaje almacenada, en los diferentes subsistemas para verificar variaciones de voltaje, corriente, radiación cósmica, ultravioleta, magnetismo, temperatura, contaminación del aire, etc. Todos estos componentes realizan la tarea de adquisición de datos, tratamiento y adecuación para ser transmitidas hacia la estación terrena y puedan ser interpretadas mediante un interfaz para tomar acciones. A) ELECCIÓN DE COMPONENTES

Estructura 1U

Paneles Solares

0,80775 224 84 En nuestro caso nuestro nanosatelite se ubicara a una altura de aproximadamente 2Km, lo cual permite la medición de parametros fisicos presentes a dicha distancia de la tierra.

Computadora De vuelo

Fig. 11: Subsistemas de un nano satélite. Fuente: http://www.digikey.com/en/articles/techzone/2012/dec/arduinobasedmcus-nano-boards-to-power-science-package-in-diy-microsatellite

Como se ve en la figura anterior, el subsistema de TR&C es parte del subsistema de Comunicaciones del CubeSat. Para el diseño de este subsistema, se definen los parametros fisicos que se deben monitorear tanto interna como externamente del nanosatelite puesto que son de vital importancia en el momento de seleccionar los componentes encargados de realizar esta tarea, enfrentando condiciones ambientales que cambian bruscamente de temeperatura al estar iluminado por el sol y pasar a zona de eclipse esta trancision demandan comsumo de energia deacuerdo al diseño estrategico de cada CubeSat y la mision para la cual esta construida.

Posterior al análisis de misión del presente nanosatélite y selección de varios componentes que reúnen las características requeridas por el sistema, se eligen los parámetros físicos a ser monitoreados y son los siguientes: • • • • • • • •

Magnetómetro, Acelerómetro, Giroscopio. Barómetro. Sensores de temperatura. Sensor de Corriente. Determinar el voltaje. Radiación Ultravioleta. GPS. Cámara VGA. Tabla 7: Características de sensores elegidos. Fuente: Elaboración J. Torrez y H. Choque.

Las características sobresalientes de los dispositivos elegidos se muestran en la tabla 7. Para que el TR&C, realice su función en el nanosatélite, requiere la colaboración de los siguientes subsistemas.

13 13

Subsistema de manejo de datos.

Este subsistema forma parte del subsistema de telecomunicaciones, la importancia radica en la comunicación con la estación terrena conocida como segmento terrestre. Los datos manejados en este subsistema, consiste en recolectar información acerca del desempeño de los diferentes subsistemas que conforman un nanosatélite, para luego ser enviado al segmento terrestres para su análisis y si fuera el caso realizar alguna acción mediante comandos provenientes de la estación terrena. ii) Subsistema de Telecomunicaciones. Este subsistema coordinara con el subsistema de TR&C, para realizar la comunicación con la estación terrena de dos maneras, una onda de subida de comandos (UpLink) la cual realizara cambios de operación según el comando que se le envié mediante la frecuencia de VHF y la otra en una onda de bajada de telemetría (DownLink) la cual transportara toda la información almacenada y capturada, de las perturbaciones que se dan a dicha altura, esta se la realiza en la frecuencia de UHF. La figura 12, nos muestra una arquitectura del diseño final del subsistema de TR&C reducido para implementarlo con los componentes físicos elegidos de acuerdo a la misión de nuestro nanosatélite. Se debe recalcar la misión de obtención de los datos de contaminación del aire que se presenta en la ciudad de La Paz – Bolivia.

Fig. 12: Arquitectura del Subsistema de TR&C. Fuente: Elaboración Propia.

- Frecuencias empleadas. La frecuencia utilizada para la transmisión de comandos varía entre: •

144-146 MHz (VHF) en enlaces ascendentes y descendentes.

Y para la recepción de telemetría estará entre: • iii)

435-438 MHz (UHF) en enlaces ascendentes y descendentes. Protocolo de comunicación con el nanosatélite.

El protocolo de comunicación está sujeto a las normas establecidas por el Comité de Consultas para Sistemas de Datos Espaciales (CCSDS) [12], cuyas recomendaciones abarcan: •

Recomendación de paquetes de telemetría.

•

Recomendación de telecomandos.

•

Recomendación de sistemas de orbita avanzados.

B) DISEÑO DEL PCB DEL SUBSISTEMA DE TR&C. Para que el subsistema TR&C se comunique con los demás subsistemas del nanosatélite se realiza la ubicación de cada uno de los sensores que capturaran los fenómenos físicos internos y externos que rodean al nanosatélite:

Fenómeno Físico 1

Sensor 1

Fenómeno Físico 2

Alambrado De Campo & Circuito De Acondicionamiento

Sensor 2

Fenómeno Físico n

Multiplexores

Sensor n

Puerto de Comunicación

A/D

µP Memoria De Datos

Fig. 13: Diseño del PCB para el Subsistema de TR&C. Fuente: Elaborado por. H. Choque.

Como se observa en la figura 13, los elementos que conforman esta placa son superficiales en cuanto a los resistores, capacitores y otros. Para los sensores y la comunicación con otros s subsistemas se utilizan los protocolos de comunicación I2C, SPI y UART. C) CARGA ÚTIL DE LA MISÌON. Uno de los dispositivos que formará parte de la carga útil de la misión es la cámara C1098 JPEG, esta tiene la tarea de capturar imágenes a diferentes alturas de experimentación el fin de esta carga útil es almacenar la mayor cantidad de información en vuelo, la figura 14 muestra este dispositivo.

Fig. 14: Carga Útil Secundaria. Fuente https://www.silentsystem.jp/c1098release.htm

V. SUBSISTEMA DE MANEJO DE DATOS A lo largo de la evolución de los satélites de tamaño estándar y de satélites pequeños, estos han ido incrementando la carga de la misión y tratando de reducir a lo máximo el desgaste de energía que sufre el satélite. La iniciativa de una misión cada vez más compleja deja la necesidad de tener un sistema que procese los datos resultantes de esta, de tal modo que se implementa un sistema de computador a bordo del satélite que pueda trabajar en la adquisición, procesamiento, devolución de estos datos. Esta computadora debe ser capaz de tener un alto rendimiento y bajo consumo, además de la ser de tamaño reducido, estas dos últimas características están ligadas; en el caso de nano satélites; a la alimentación de energía limitada con la que se cuenta (baterías recargables) y al espacio reducido que ofrece las dimensiones del nano satélite en cuestión. La primera característica es dependiente de la complejidad y requerimiento de la misión. La capacidad de sustitución de los componentes es una característica importante para la tecnología nano satelital, llevando a la construcción de este con componentes plenamente comerciales (COTS), esto con el fin de poder realizar mantenimiento oportuno al nano satélite además de la posibilidad de mejorar su diseño inicial en consecuencia a la evolución de su misión.

A. Concepto El subsistema Computador a bordo, se encarga de la intercomunicación entre subsistemas de un satélite y la toma de decisiones, según los parámetros adquiridos de cada subsistema, que actúan sobre la salud del satélite. [17] Adopta, para cumplir estos requerimientos, el uso de microprocesadores que puedan atender cada una de las tareas asignadas a la OBC, es por ello que se toma a este subsistema como el cerebro del satélite. Los microprocesadores son dispositivos dotados de un bus de control, bus de direcciones y un bus de datos, esto hace que se encargue de la organización de datos, además del procesamiento de los mismos por las unidades de procesamiento matemático, la memoria que tiene disponible se encuentra reservada para la inserción del programa que se desee alojar en el dispositivo (software), así como para el manejo de datos y su almacenamiento. La implementación de la tarjeta STM32 núcleo L432KC nos permite la utilización de una Unidad de Procesamiento Central (CPU) de 32 bits para la OBC. Los 32 bits permiten reducir la carga de desarrollo y la implementación de multitareas. La cantidad de memoria que tiene embebida es suficiente para la implementación del software de vuelo que regirá cada uno de los modos de funcionamiento del nano satélite. El procesador de gama alta con el que cuenta la tarjeta permite un alto rendimiento de cálculo, que reduce el tiempo de proceso de datos, que responde a la característica impuesta de rendimiento que dice: (1) el tiempo de vuelo es inversamente proporcional al tiempo de proceso de datos de la OBC que es necesario, pero no suficiente en la implementación de un OBC para el nano satélite. El consumo de energía, factor importante, limitado al uso de baterías recargables, exige que la computadora a bordo sea de bajo consumo ya que se cuenta con tan solo 2 a 3 watts para el desarrollo de la misión, y la mayor parte de la energía disponible se debe derivar al sistema de comunicaciones que es el que más energía consume, por lo que la tarjeta STM32 núcleo L432KC son tarjetas diseñadas para ese propósito, bajo consumo, teniendo un modo de operación dedicado al consumo de micro amperios, pero desarrollando las tareas necesarias del OBC. La tarjeta cuenta con los periféricos de comunicación serial necesarios para la implementación de la OBC, protocolos de comunicación como SPI, referida a comunicación serial sincronizada; I2C, comunicación serial a síncrona que permite la interacción de varios dispositivos esclavos con un solo dispositivo maestro; UART comunicación serial a síncrona que permite la transacción de datos a altas velocidades [3]. La diferencia que tienen estos protocolos se da por la forma en que

15 15

se realiza la transacción de dato entre el dispositivo maestro y los esclavos.

organiza en bloques definidos, que a diferencia de los de corte bajo, que tienen un manejo de bloques de memoria variables, es de gran utilidad a la hora de la programación de la OBC.

Fig. 15. Tarjeta STM32 NUCELO L432

Fig. 16. Diagrama de Bloques de los circuitos a bordo del satélite Fuente: Elaboración Propia

Fuente: www.st.com

Arquitectura La tarjeta STM32 núcleo L432KC mostrada en la figura 1 es designada para realizar el trabajo de la OBC, la tarjeta y los dispositivos que interactúan con ella deben ser COTS. La tarjeta cuenta con un microcontrolador STM32-L432KC de arquitectura RISC que opera a 80 MHz [2], con algunas de las siguientes características:

Software

La figura muestra la estructura macroscópica de la OBC, donde la OBC está dividida en cuatro niveles de abstracción, las dos más bajas son de nivel físico, la tercera es la de enlace,

Fig. 17. Estructura del Software Fuente: Elaboración Propia Tabla 8. Especificaciones del OBC Fuente: STM Electronics

La OBC cuenta con dispositivo de almacenamiento externo que trabajara como el depósito de información del satélite (storage), este es un adaptador de comunicación SPI para el acceso de la memoria Micro SD, la memoria SD debe estar formateada en formato FAT 32 factor importante para que la OBC pueda programarla. El adaptador soporta tarjetas desde los pocos Mega Bytes, hasta 32 GB, debiendo ser de clase 10 los de más capacidad, por lo general se considera que cuanto más capacidad tenga la tarjeta, es mejor, en este caso es también así, pues al ser de mayor capacidad la tarjeta, su memoria se

El plan de vuelo se realiza en base se diseña en base a la actuación que se desea del nanosatélite, donde como requerimiento mínimo se puso la adquisición de datos de los sensores de la misión, pero tomando en cuenta que es importante entablar comunicación con la estación terrena, por lo que se define diferentes fases de trabajo de la OBC.

Fig. 19. Diagrama de flujo del software de vuelo Fuente: Elaboración Propia

Las condiciones propuestas en la figura anterior se basan en las posibles acciones del nanosatélite, dando de ese modo los parámetros para la elaboración de un programa idóneo, en segundo plano se hace la verificación de la salud del nanosatélite, y la acción preventiva a los fallos. VI. CONCLUSIONES

Fig. 18. IDE MBED Fuente: www.mbed.org

El presente proyecto valida la capacidad de los ingenieros bolivianos para poder implementar tecnología de última generación, en este caso en el área satelital. Se resumió el desarrollo de cuatro subsistemas del satélite educativo boliviano. En cada sección, se dieron pautas sobre la metodología de diseño y la implementación de cada subsistema. Se pretende publicar un artículo por cada grupo de trabajo, señalados en la ingeniería de sistemas, ya que la información sobre el diseño y resultados es extensa. Este contenido servirá de apoyo en cursos de pregrado y posgrado, además de ser un punto de partida para otros grupos interesados en el área satelital. En el marco de la Segunda Feria de Ciencias, Tecnología e Ingeniería de la Facultad de Ingeniería de la UMSA, se inicia una serie de presentaciones para socializar el trabajo que se realiza en el IEA dentro de la Línea de Investigación en Tecnología Satelital. La Ingeniería de Sistemas es imprescindible, ya que permitió al grupo de trabajo alcanzar todas las metas trazadas dentro del plazo establecido en un comienzo. Se debe hacer énfasis en que la metodología de desarrollo de proyectos orientados a las plataformas convivirá en poco tiempo con el desarrollo tradicional orientado a la misión presentado en este artículo. El principal alcance del subsistema de comunicaciones fue el de proporcionar un enlace de comunicación bidireccional fiable entre el CubeSat y la estación terrena, de manera que se cumplan los objetivos de la misión. A partir de la colección de datos técnicos de posibles componentes, se determinaron los más adecuados considerando los requerimientos de la misión y los cuatro factores limitantes: costo, tiempo, riesgo y capital humano. En el diseño del presente subsistema, alcanzo un nivel de alta confiabilidad. El subsistema de Telemetría fue desarrollado en base al trabajo realizado anteriormente en el IEA [1] mismo que facilitó la selección de componentes y permitió enfocarse más en el tratamiento de las señales digitales. A su vez, la computadora a bordo representó un reto, ya que generalmente no se logra la suficiente práctica en la implementación de proyectos de este tipo en las materias de pregrado. Cabe mencionar, que dicho subsistema se implementará sobre un sistema operativo en tiempo real (RTOS) en los siguinetes meses. La recopilación bibliográfica, investigación y desarrollo de cada subsistema demandó bastante tiempo. Sin embargo, futuros proyectos similares, con la respectiva capacitación sobre esta plataforma, tendrán una curva de aprendizaje menor e

17 17

incluso un tiempo de implementación menor a los cuatro meses que demandó el presente satélite. Este es un primer paso, en el ámbito academico, para que Bolivia pueda apuntar a una carrera espacial organizada y sobre todo coordinada entre las demás casas de estudios superiores e instancias competentes del Estado, con el fin de lograr metas más ambiciosas siempre en función de servicio a la sociedad. El objetivo a mediano plazo es claro: lanzar el primer nanosatélite al espacio diseñado, desarrollado y validado completamente por profesionales bolivianos. REFERENCIAS [1]

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Subsistema de Comunicaciones y Subsistema de Manejo de Datos a Bordo de un Nanosatélite O. Garnica Instituto de Electrónica Aplicada Facultad de Ingeniería, Universidad Mayor de San Andrés La Paz, Bolivia Oscarfgl.10@gmail.com

I. Carga Útil. Es la parte que contiene los instrumentos, Abstract—Un nanosatélite es un satélite artificial con una masa entre 1 a 10 Kg, estos tienen grandes ventajas en cuanto equipamiento, sensores, cámaras, transponders, etc. necesarios al desarrollo de recursos humanos en el área de la tecnología satelital para realizar la misión del satélite. como también a los beneficios científico-tecnológicos. A pesar de su tamaño y peso, los satélites pequeños no difieren de los grandes, II. Bus del Satélite (Plataforma), Su función es la incluyendo prácticamente los mismos subsistemas y bloques, que asegurar las condiciones para un funcionamiento correcto de realizan las mismas funciones. Este artículo tiene como temas la carga útil. Está dividido en los siguientes subsistemas: principales el Subsistema de Comunicaciones, encargado de la Transmisión/Recepción de señales entre el segmento de tierra y el • Subsistema de estructura satélite, y el Subsistema de Manejo de Datos a Bordo, encargado del procesamiento señales, ejecución de comandos, Soporte físico para los otros subsistemas, almacenamiento y control de los demás subsistemas. A alineamiento, disipación de calor, protección, continuación serán descritas las principales características, acoplamiento con el lanzador (P-POD). funcionamiento y diseño básico de dichos subsistemas. También se • Subsistema de comunicaciones consideró importante señalar las tendencias actuales en cuanto al Comunicación con el segmento de tierra. desarrollo de estos subsistemas y de los nanosatélites en general. • Subsistema de manejo de datos a bordo Palabras Clave — Manejo de Datos a Bordo, Procesamiento de datos, control y gestión de los Comunicaciones, Nanosatélite, Cubesat I. INTRODUCCIÓN

•

La tecnología satelital actual está en constante desarrollo y en los últimos años ha crecido la atención hacia los satélites pequeños surgiendo misiones de bajo costo mediante el uso de componentes comerciales COTS (Commercial Of The Shelf) y la miniaturización de los componentes, principalmente. Algunas de las aplicaciones y beneficios principales de los nanosatélites son:

•

• • • • • •

•

demás subsistemas. Subsistema de control de altitud Control de la orientación en órbita. Subsistema de potencia Suministro de energía a todos los sistemas. Subsistema de control térmico

La observación terrestre usando instrumentos adecuados (cámaras, sensores). Pruebas y verificación de nuevas tecnologías en el ambiente espacial. Educación y formación profesional en el área de la tecnología espacial. Navegación y posicionamiento global. Exploración del espacio. Comunicaciones.

Dentro de los requerimientos de los elementos electrónicos usados se debe considerar los rangos de temperatura de operación en el espacio (-40°C a 80°C), masa, resistencia a la radiación, fiabilidad y consumo de energía. La estructura de todo satélite puede ser dividida en dos:

•

Control de temperatura en el interior del satélite Subsistema de propulsión Encargado de mantener en órbita correcta al satélite. (En varios casos no es implementado por razones de espacio y peso). Fig. 1 Diagrama de bloques de un nanosatélite

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II. SUBSISTEMA DE COMUNICACIONES El subsistema de comunicaciones se encarga de la transmisión y recepción de las señales entre el segmento de tierra y el segmento espacial, y tiene el deber de garantizar un enlace óptimo entre el satélite y la estación terrena, cumpliendo los requerimientos de la misión. Este subsistema asegura el contacto con el satélite el mayor tiempo posible a manera de que este pueda recibir las ordenes de Tierra para operar la carga útil y mantener sus funciones vitales, el subsistema está compuesto por un equipo transmisor-receptor a bordo y otro en Tierra, los equipos son muy importantes porque permiten tener una comunicación confiable entre el satélite en órbita y los usuarios en Tierra para enviarle al satélite información para que la computadora de vuelo ejecute acciones determinadas. El subsistema exige que el arreglo de antenas tenga una configuración apropiada tanto en la forma como en su orientación para que siempre se tenga comunicación, también, debe ser preciso por lo que no deberán existir distorsiones que generen errores en las instrucciones, envió y recepción de datos. a) CARACTERISTICAS TECNICAS IMPORTANTES El subsistema cuenta con una serie de elementos, dispositivos y circuitos interconectados con el propósito de recibir, separar, amplificar, procesar, trasladar de frecuencia, reamplificar, reagrupar y, finalmente, retransmitir señales en un satélite. Básicamente un Transciever es la combinación de un transmisor con un receptor, este con sus respectivas antenas forman la mayor parte del subsistema. Los dispositivos y elementos utilizados en este subsistema incluyen las antenas, amplificadores de bajo ruido y de potencia, convertidor de frecuencias, modulador, demodulador, TNC (Terminal Node Controller) para codificar y decodificar tramas de protocolos digitales, filtros, lógica de control, una interfaz controlada por un MCU para la interconexión del sistema con el resto de los subsistemas y otros elementos dependiendo del diseño particular de cada satélite.

Características Velocidad de datos (Tasa binaria)[Bps] Comandos Telemetría Carga útil Volumen de datos Almacenamiento de datos[MB] Frecuencia[MHz]

Ancho de Banda[Hz] Potencia [mW] Masa [Kg]

Ancho de Haz

PIRE[dBm]

G/T [dB] Esquema de Modulación

Protocolo de comunicación

Sensibilidad [dBm]

Consideraciones Rango de 2000 - 8000bps Rango de 40 – 10000bps Dependiente de la misión Cantidad de flujo de datos Necesidad de almacenaje de datos en memorias no volátiles Determinación de la banda de trabajo en uplink y downlink. Asignación de licencia de espectro por la organizaciones competentes: ITU, IARU, ATT(Bolivia) En base a la velocidad de los datos y al esquema de modulación elegido. Uso del teorema de Shannon para calcular la capacidad del canal. Consumo de energía eléctrica baja. Es aconsejable el uso de amplificadores y transceptores de alta eficiencia Dependiente de los requerimientos de peso de todo el satélite. Peso total aproximado igual a 1 Kg para un Cubesat 1U. Dependiente de los requerimientos de área de cobertura y la huella en tierra. Considerar el análisis con distintos tipos de antenas, formas de haz. PIRE(dB)= Potencia de transmisión + Ganancia de la antena – Perdidas por conexiones Min. PIRE requerido=Perdida de espacio libre+ Perdida por apuntamiento-Ganancia de Antena Receptora-Sensibilidad del Receptor A medida que la ganancia de la antena incrementa la potencia de transmisión requerida disminuye. Relación ganancia – Temperatura de Ruido El tipo de modulación empleado dependerá la eficiencia espectral y las características de las señales a transmitir y recibir. Para señales analógicas se utiliza mayormente AM, FM, SSB, ISB o DSB Para señales digitales se utiliza FSK, BPSK, QPSK, CW. Dependiendo del tipo de señales a transmitir y los requerimientos dados por la misión se determinara un protocolo. En el caso de satélites de radio afición se utiliza el protocolo AX.25. Mínima potencia para que el sistema pueda reconocer la señal.

Tabla 1 - Características técnicas subsistema de comunicaciones [1] Fig. 2 Arquitectura básica del subsistema de comunicaciones

Los parámetros más importantes implicados a considerar se muestran en la siguiente tabla:

b) DISEÑO El procedimiento de diseño a grandes rasgos del subsistema consiste en los siguientes pasos:

Pasos 1. Determinar los requerimientos

2. Selección de frecuencia

3. Determinar ancho de banda requerido

4. Realizar el presupuesto de enlace, considerando: • Temperatura de ruido del receptor • Ganancia del Receptor(Apertura de la antena) • Ganancia del Transmisor(Apertura de la antena) • Potencia de Transmisión • Perdidas 5. Determinar las operaciones y funciones llevadas a cabo entre el subsistema TT&C y otros subsistemas. 6. Calcular parámetros de performance 7. Estimar el peso y la potencia 8. Documentar la selección del componente

Comentarios Rango, orbita y la geometría del satélite Velocidad y volumen de datos Mínimo ángulo de elevación Peores condiciones del enlace (Lluvia) Taza de errores BER (Bit Error Rate) Típicamente una frecuencia con licencia otorgada internacionalmente, dentro de la banda seleccionada (Usualmente Banda Amateur). De acuerdo al Teorema de Shannon, basado en la tasa de transferencia, tipo de modulación y relación señal a ruido. Uso del presupuesto de enlace considerando todas las características de los dispositivos para determinar los datos necesarios que permitirán definir los requerimientos de los componentes a usar.

Entender el flujo de funcionamiento entre el subsistema de comunicaciones y su interacción con los demás subsistemas. PIRE(Potencia Isotrópica Radiada Equivalente), G/T, Márgenes considerados en balance energético En base los componentes elegidos. Justificación de la elección de los componentes.

Tabla 2 - Procedimiento de diseño del subsistema de comunicaciones[1]

Existen ciertas bandas del espectro electromagnético destinadas especialmente a las comunicaciones satelitales. Para los satélites con propósitos de radio afición y se dispone de las siguientes bandas de operación: Bandas de Frecuencias para servicios Radio Amateur MHz GHz 7.0 – 7.1 10.45 – 10.5 14.0 – 14.25 24.0 – 24.05 18.068 – 18.168 47.0 – 47.2 24.89 – 24.99 75.5 – 76 28.0 – 29.7 76 – 81

144 – 146 435 – 438 1260 – 1270 2400 – 2450 3400 – 3410 5650 – 5670 5830 - 5850

142 – 144 144 – 149 241 – 248 248 - 250

Tabla 3 - Bandas de frecuencia para radioafición [4]

Dentro de estas bandas las más conocidas utilizadas en nanosatélites son las bandas de 144-146 MHz y de 435-438 MHz. c) DESARROLLO EN UNIVERSIDADES •

Universidad de Liege, Belgica – Satélite OUFTI 1

En el caso de OUTI-1 el subsistema de comunicaciones representa la carga útil. El sistema D-STAR se utiliza como principal herramienta de comunicación de comandos, tanto para el satélite y para las futuras cargas útiles, y para recibir la telemetría y los resultados de la carga útil.

Fig. 3 – Diagrama del subsistema de comunicaciones del OUFTI-1 [5]

El funcionamiento del subsistema es de la siguiente manera: la señal de 145 MHz es recibida, amplificada y demodulada. La voz y los datos se separan a continuación. En la trama de baja velocidad recibida se busca paquetes de comando y si se encuentra alguno, se analizan, verificado que son procedentes de la estación de control de referencia y luego procesados en caso adecuado. En este caso, en el enlace descendente se colocan los datos con información de telemetría solicitada. De lo contrario, los datos recibidos son combinados sin retardo adicional con la trama de voz recibida, modulada, amplificada y enviado de vuelta de inmediato a través del enlace descendente a 435 MHz de frecuencia. El modo de funcionamiento del sistema basado en voz se denomina modo DV: se ejecuta a 4800 bds, 0.5 GMSK. Está compuesto por 3.600 bds de trama de voz codificada en AMBE (2400 bds de voz + 1200 bds FEC) y una trama de datos sin corregir de baja velocidad a 1200 bds, dando unos 950 bds de datos reales. •

Universidad Politécnica de California, EE UU – Satélite CP2

El subsistema de comunicaciones planteado para el satélite CP2 utiliza el protocolo de radio por paquetes AX.25

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en modo sin conexión, con una adición, la capa de protocolo de enlace simple, con el fin de mantener las comunicaciones por ráfagas cortas y confiables. AX.25 es una especificación para la transmisión de datos digitales en paquetes. Desarrollado por radioaficionados, AX.25 fue diseñado para simplificar la comunicación y dar fiabilidad. El protocolo es fácilmente capaz de manejar el tipo de transmisiones de datos requerido para el diseño, y hacerlo dentro de la ventana de comunicación limitada. Se implementó un software TNC, en lugar de utilizar un hardware dedicado, con el fin de reducir al mínimo el número de dispositivos de hardware y la disminución del consumo de energía. Un TNC (Terminal Node Controller) es un dispositivo utilizado para decodificar AX.25 datos de radio por paquetes. Normalmente proporcionado como un dispositivo de hardware dedicado, la funcionalidad TNC vez se programará en el microcontrolador que controla el funcionamiento del subsistema de comunicaciones. Se aplicaron los principios de hardware redundante con el fin de aumentar la fiabilidad. Teniendo en cuenta el requisito de utilizar componentes COTS, la cuestión del aumento de las tasas de SEU/SEL debe ser abordado. Un subsistema de comunicaciones totalmente redundante es en muchos diseños tradicionales un problema en cuanto a costos, pero en un nanosatélite es una opción accesible y bastante beneficiosa. El satélite CP 2 usa un software controlado, con el fin de minimizar recibir el consumo de energía. [9]

comunicarse con la Tierra o esperará órdenes procedentes de ella, ésta fase se denomina modo seguro y puede salvar la vida a muchos satélites dando tiempo a la intervención humana. a) CARACTERISTICAS TECNICAS IMPORTANTES El subsistema de manejo de datos abordo recibe, valida, decodifica y distribuye comandos a otros sistemas de la nave y los recolecta, procesa y formatea datos concernientes a la misión y al estado interno del satélite para enlace descendente o el uso de un ordenador de a bordo. Este equipo incluye a menudo adicional funciones, como el manejo de sincronismo y tiempo (Relojes), vigilancia de la salud del ordenador (watchdog), y las interfaces de seguridad. Un ordenador o microprocesador a bordo pueden enviar comandos y monitorear la telemetría a través de una única interfaz con el sistema de C&DH, permitiendo el control de múltiples subsistemas. El tamaño del sistema de C&DH es directamente proporcional a la complejidad nave espacial. Mientras más complejos los sistemas de la nave espacial, más capacidad de monitoreo y de configuración es requerida. El hardware del OBC consiste en un sistema computarizado incluyendo: un procesador principal, RAM, EPROM, Memoria Flash, interface bus (usualmente I2C) y lógica externa para controlar los módulos de memoria y la carga útil. Una arquitectura básica del subsistema se muestra a continuación:

III. SUBSISTEMA DE MANEJO DE DATOS A BORDO El subsistema de manejo de datos a bordo (On Board Data Handling OBDH), también conocido CD&H (Command and Data Handling), es el cerebro del sistema satelital y consiste en una computadora de vuelo (OBC) que realiza el control y procesamiento de las señales internas, señales de comando y señales de telemetría, además de ser la parte encargada del almacenamiento de datos, y la comunicación entre todos los subsistemas del satélite. El subsistema de manejo de datos o comúnmente conocido como la computadora de vuelo tiene numerosas funciones como son: control de azimut, alimentación de energía, regulación térmica, envió de telemetría, control de estabilización, gestión de carga útil y control de tráfico de telecomunicaciones. El control de todas estas tareas es muy complicado desde una estación terrestre por ello se incorpora y programa una computadora que hace un proceso de control al recibir datos de todos los sensores instalados, genera y administra automáticamente todas las señales necesarias para activar los mecanismos y efectuar las operaciones requeridas para un buen funcionamiento del satélite. Todas éstas tareas son llevadas a cabo por una serie de programas capaces de reaccionar ante una variada gama de problemas, si algo grave o inesperado ocurre el subsistema desconectará automáticamente todos los sistemas no esenciales, orientará al satélite hacia el Sol para garantizar una adecuada iluminación de las celdas solares e intentará

Fig. 4 – Arquitectura básica del Subsistema de Manejo de Datos a Bordo[3]

Los parámetros que caracterizan al subsistema de manejo de datos a bordo se muestran en la siguiente lista: Características Frecuencia de operación/Velocidad de procesamiento [MHz] Memoria de Almacenamiento estático (Solo Lectura) [MB]

Consideraciones Dependiente del rango de frecuencias de operación del procesador. Alta velocidad >4 MHz PROM, EPROM, EEPROM con mínimo de capacidad de 8KB, donde se encuentra el software

Memoria Estática[MB]

Memoria Dinámica[MB] Interfaces Consumo de energía [mA], [mW] Tamaño

Temporizador programable Performance[DMIPS/MHz]

principal(Firmware) y el almacenamiento de datos Flash, Memoria SD, donde están ubicadas las actualizaciones del software. RAM, DRAM, FRAM, SRAM Tipos de interfaces: UART, SPI, I2C,USB, etc Idealmente mmenos de 100 mA y el voltaje de menos de 5 voltios Debe entrar en la estructura de 1U y ser compatible con los demás subsistemas Watchdog, en caso de falla del sistema se debe proceder al reboot. Millones de instrucciones por segundo capaces de procesar el dispositivo.

Repetir los pasos en caso de optimización o solución de una falla Tabla 5 – Procedimiento de diseño del Subsistema OBDH

c) DESARROLLO EN UNIVERSIDADES •

Universidad de Aalborg, Dinamarca, satélite AAUSAT 5

El propósito de este proyecto fue el de diseñar una satélite 1U con una cámara de carga útil. El diseño del hardware de la computadora de vuelo para un vehículo espacial requiere de muchas consideraciones que normalmente no se toman en cuenta en el diseño de hardware convencional. Las consideraciones más importantes son la exposición a radiación, transferencia de calor, eficiencia y redundancia.

Tabla 4 - Características técnicas subsistema de OBDH

b) DISEÑO El diseño del subsistema OBDH depende los requerimientos de la misión, los cuales deberán estar bien definidos. En la actualidad se vienen desarrollando diversas tecnologías para la implementación incluyendo microprocesadores, FPGA, Arduinos, etc. Un acercamiento a la metodología de diseño se muestra a continuación, tomando como referencia el procedimiento de diseño de sistemas computacionales del libro “Space Mission Analysis and Design”. PROCEDIMIENTO DE DISEÑO Definir Requerimientos • Evaluar los Objetivos de la Misión • Determinar las partes de la Vehículo Espacial Asignar los Requerimientos de Alto Nivel • Evaluar los posibles tipos de Arquitectura • Realizar el análisis del Flujo Funcional • Evaluar la protección contra fallas • Establecer la base de referencia del sistema Definir los requerimientos del Sistema Computarizado • Definir las tareas de procesamiento • Establecer valores estimados de la capacidad de almacenamiento y de flujo de datos • Seleccionar el lenguaje de Programación • Seleccionar el conjunto de instrucciones para el hardware completo del vehículo espacial. • Seleccionar los componentes y el proveedor Definir el ambiente de desarrollo y soporte • Establecer los procesos de desarrollo y control • Identificar las herramientas de soporte (Herramientas teóricas y prácticas) • Establecer la forma de abordaje de los Tests y la Integración. • Establecer el tiempo de vida estimado Documentar

Fig.5 Esquema Subsistema OBDH AAUSAT 5 [6]

La parte del hardware consiste en las siguientes partes, un Microcontrolador, una memoria PROM, memoria Flash, memoria RAM, lógica externa para decodificación de direcciones, control de la cámara y lógica DMA. El microcontrolador seleccionado fue el C161PI, de CPU de 16 bits, 24 bits de espacio de direccionamiento pudiendo acceder direcciones hasta 16MB de memoria, consumo bajo de energía (10mW/MHz), reloj de tiempo real, ADC´c, timers y varios watchdogs. La memoria PROM es de 256 Kb la cual contiene el programa básico, ademas que fue elegida por su resistencia a radiación y un rango amplio de temperatura. La memoria Flash es de 256Kb donde se almacenara nuevas actualizaciones del software. Finalmente la memoria RAM es de 4MB. La lógica de control lleva acabo la selección y la escritura/lectura hacia la memoria desde el MCU o la Camara. Existen dos modos de trabajo uno durante la operación normal del circuito y el segundo durante la operación de la cámara DMA. •

Universidad Autónoma de México (UNAM) , Satelite HumSAT

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La Computadora de Vuelo para el satélite HumSATMéxico posee una forma cuadrada de 8.9cm x 8.9cm con componentes por ambos lados. El microcontrolador principal es un ATMEL AT91SAM3U4 el cual posee un núcleo ARM Cortex 3 con dos bancos de memoria Flash de 128 KB y 52 KB de memoria SRAM, además de diversos periféricos para comunicaciones. La CV se encuentra integrada por diferentes módulos que permiten su interacción con los demás subsistemas de la plataforma satelital, como son procesador principal, memoria principal y secundaria, potencia auxiliar y bus principal de comunicaciones. Además, dispone de dos conectores de 40 pines a cada lado para la interconexión con otros subsistemas. A través de estos conectores se envían los buses con señales de control, estado y tensión de alimentación. El AT91SAM3U4 opera a una frecuencia máxima de 96Mhz. Posee dos bancos de memoria Flash de 128KB y 52KB de memoria SRAM, además de 96 pines digitales para la entrada y salida repartidos en 3 puertos y multiplexados con otros recursos periféricos. Entre el conjunto de recursos periféricos que incorpora pueden enumerarse dos convertidores analógicodigital de 10 y 12 bits con 8 canales para cada uno, 4 módulos USART, dos módulos TWI, una Interfaz de Bus Externo de 8 o 16 canales, para seleccionar hasta 4 chips con 24 bits de dirección, un RTC, entre otros. La arquitectura SAM3U está especialmente diseñada para sostener transferencias de datos de alta velocidad, incluye una matriz de bus multicapa para manejar de manera simple bancos de memoria SRAM, PCD y canales DMA que posibilitan ejecutar tareas en paralelo y maximizar el rendimiento. Puede operar con niveles de 1.62V a 3.6V y posee un encapsulado LQFP de 144 pines. [7] •

Universidad Autónoma de México (UNAM) , Satélite SATEDU

La computadora de vuelo descrita a continuación es una actualización del primer diseño realizado para el proyecto SATEDU de la UNAM. El diseño dispone de un microcontrolador Atmel AT91SAM7SE512 de 32 bits de arquitectura Von Neumann, núcleo ARM7TDMI y set de instrucciones RISC como unidad de procesamiento.

Fig.6 – Diagrama del OBC del satélite SATEDU [10]

El AT91SAM7SE512 cuenta con 3 niveles pipeline (obtener instrucción, decodificarla y ejecutarla), una señal de reloj de 20 MHz con una eficiencia de 0.9MIPS/MHz, memoria interna de 512 kBytes flash y 32 kBytes SRAM, sistema de interrupciones con 8 niveles de prioridad, 8 canales de convertidor A/D con un tiempo por conversión de 2 μs a 10 bits de resolución y 1.25 μs a 8 bits, una interfaz de bus externa (EBI) compatible con memorias externas SRAM, SDRAM, PROM, EPROM, EEPROM, NAND Flash y Compaq Flash. Además cuenta con 3 canales Timer/Counter de 16 bits, 4 canales PWM, 1 PLL (phase-locked loop), 2 unidades seriales USART, 1 unidad de comunicación serial SPI, 1 interfaz tipo Two-Wire y un puerto USB, utilizando 88 pines de propósito general y un sistema de multiplexado para el manejo de sus periféricos embebidos. Se alimenta, en su totalidad, con una fuente de 3.3 V y tiene un encapsulado LQFP de 128 pines. IV. TENDENCIAS DE INVESTIGACION ACTUALES En la actualidad se vienen desarrollando líneas de investigación en las distintas áreas que implica un nanosatélite. Considerando que la miniaturización, el uso de componentes comerciales de bajo costo, la reducción de consumo de energía y la implementación de nuevas aplicaciones y tecnologías en experimentación, surgieron alternativas de desarrollo, algunas de las cuales son: • Nuevos tipos de componentes de radio como ser filtros pequeños, amplificadores de alta eficiencia, antenas de microcinta, etc. • Uso de dispositivos programables como los FPGA, Arduino, etc. como procesadores centrales de la computadora de vuelo. • Desarrollo del sistema de manejo de datos a bordo mediante SmartPhone. • Uso de DSP (Digital Signal Processing) para realizar el procesamiento de señales en la parte del subsistema de comunicaciones • El uso de nuevos tipos de baterías y celdas solares. • El uso de MEMS (Microelectromechanical Systems) en los sistemas de control de orbita y propulsión V. CONCLUSIONES La implementación de un subsistema puede ser llevada a cabo mediante el diseño o mediante la compra directa de dicho subsistema. En caso de realizar el diseño se deberá tomar en cuenta los pasos antes expuestos, considerando todos los requerimientos planteados en la misión, se deberá realizar un cronograma de avance en donde se designe a un grupo de estudiantes y/o ingenieros capaces de efectuar el diseño en el tiempo requerido, luego de la etapa de diseño se debe realizar la construcción del subsistema con componentes COTS, posteriormente se deberá realizar las pruebas y validación del subsistema cuantas veces sea necesario hasta que el resultado obtenido cumpla todos los requerimientos planteados. En el caso particular del susbsistema de comunicaciones es vital tener la misión del proyecto bien definida, de esto dependerán la frecuencia de trabajo, el ancho de banda, la tasa binaria, el esquema de modulación, etc. En el caso de la

computadora de vuelo el proceso viene dado por los pasos antes mencionados, donde se definirá la arquitectura, el flujo funcional, el lenguaje, las interfaces, protocolos, configuraciones, modos de operación, etc. El desarrollo de computadora de vuelo es altamente beneficioso por tener un diseño personalizado y dedicado a la misión. En el caso de compra de los subsistemas, se deberán realizar las pruebas del subsistema y del satélite integrado, comprobando la compatibilidad en cuanto a conectividad (Interfaces) y flujo funcional de todo el satélite. Esta opción es aconsejable en tanto los objetivos de la misión sean completamente capaces de llevarse a cabo con el dispositivo a comprar. En el caso de la compra del subsistema OBDH, se deberá considerar los requerimientos de la misión, posteriormente verificar la compatibilidad con los demás subsistemas y su funcionamiento. En este caso el software forma parte importante del subsistema pues en el caso de no adquirir el software, el desarrollo del mismo será de manera propia, con lo que se deberá trabajar con un lenguaje de programación determinado y el desarrollar del software en base a los requerimientos de la misión. REFERENCIAS [1] Wiley Larson & James Wertz, SpaceMission Analysis and Design, 3th Edition, 2005. [2] Fortescue, Sark & Swinerd Spacecraft Systems Engineering, 3th Edition, 2003. [3] Mission Design Division Staff, Small Spacecraft Technology State of the Art (Ingles), NASA, 2014. [4] Antonio Serrano, “Requerimientos para desarrollar y poner en órbita satelites Cubesat dentro de un entorno universitario”, Universidad Nacional Autonoma de Mexico, 2015. [5] Stefania Galli,”Mission Design for the CubeSat OUFTI-1,” Facultad de Ciencias Aplicacadas, Ingenieria Civil Electromecanica Aeroespacial, Universidad de Liege, 2008. [6] Olsen, Lundkvist & Nielsen, “Designing On Board Computer for the AAU CubeSat”, Faculty of Engineering and Science, Aalborg University, 2001. [7] Ignacio Mendoza Nucamendi, “Desarrollo de Computadora de Vuelo y SW Terrestre HumSAT”, Programa De Maestría Y Doctorado En Ingeniería, Universidad Nacional Autónoma de México, 2012. [8]

Pieter Johannes Botma, “The Design and Development of an ADCS OBC for a CubeSat”, Department of Electrical and Electronic Engineering, Faculty of Engineering, Stellenbosch University, 2011.

[9] Chris Noe, Design and Implementation of the Communications Subsystem for the Cal Poly CP2 CubeSat Project, Computer Engineering Department, California Polytechnic State University, 2004. [10] García Illescas Miguel Ángel, “Actualizacion de una computadora de vuelo para un Satelite Educativo”, Universidad Nacional Autónoma de México, 2009. [11] Krzysztof Kurek, "Technologies for low cost small satellites",Journal of Telecomunications and information technology,pp. 45-49, 2007.

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Subsistema de la Computadora a Bordo del Satélite Educativo Boliviano F. Calle, E. Vino Universidad Mayor de San Andrés Facultad de Ingeniería Instituto de Electrónica Aplicada La Paz, Bolivia fanny.callep@gmail.com emvc2004@gmail.com Resumen- El presente documento describe el diseño del software de vuelo implementado en la computadora a bordo para el nano satélite educativo boliviano desarrollado por el Instituto de Electrónica Aplicada, así como la simulación y la implementación de todo el subsistema en una PCB.

un espacio reducido que para el satélite del IEA es de una unidad (1U Cubesat). II. FUNDAMENTOS

Un computador es un dispositivo electrónico que recibe y procesa datos, para transformarlos en información Palabras Clave- Sistema embebido, Software de vuelo. conveniente que es entregada a dispositivos de salida que interactúan con esta información. Un computador esta Abstract- This document describes the design of the flight constituido principalmente de dos partes esenciales, el software implemented in the on-board computer for the hardware que engloba todos los componentes físicos que son Bolivian educational nano satellite, developed by the Institute of necesarios para su funcionamiento: circuitos electrónicos, Applied Electronics, as well as the simulation and cables, teclado, etc., y el software que es el soporte lógico del implementation of the whole subsystem on a PCB. computador, encargado del manejo de datos, programas, procesa miento de señales, etc. Key Words- Embedded system, Flight software. Estos computadores tienen la capacidad de ser programables, por tanto, llegan a realizar una gran diversidad I. INTRODUCCIÓN de tareas, por lo que se considera una máquina de propósito A lo largo de la evolución de los satélites comerciales general. y de satélites pequeños, estos han ido incrementando la carga Un sistema embebido es aquel que realiza tareas en de la misión y tratando de reducir a lo máximo el desgaste específico y atiende una cantidad limitada de procesos, por lo de energía que sufre el satélite [6]. La iniciativa de una misión que, a diferencia de un computador de propósito general, este cada vez más compleja demanda una plataforma que procese no puede ser reprogramado y atienen solo el software con el los datos resultantes de esta, de tal modo que se implementa que fueron diseñados. Por este hecho son implementados en un sistema de computador a bordo del satélite que pueda un computador a bordo, ya que este debe atender solo trabajar en la adquisición, procesamiento y devolución de el software diseñado para la misión específica. estos datos. El subsistema Computador a bordo, se encarga de la Esta computadora debe ser capaz de tener un alto intercomunicación entre subsistemas de un satélite y la toma rendimiento y bajo consumo, además de ser de tamaño de decisiones, según los parámetros adquiridos de cada reducido. Estas dos últimas características están ligadas; en el subsistema, que actúan sobre la salud del satélite. [1] Adopta, caso de nanosatélites, a energía limitada con la que se cuenta para cumplir estos requerimientos, el uso de (baterías recargables) con el espacio reducido que ofrece las microprocesadores que puedan atender cada una de las dimensiones del nanosatélite en cuestión. La primera tareas asignadas a la OBC, es por ello que se considera a este característica es dependiente de la complejidad y subsistema como el cerebro del satélite. requerimiento de la misión. Los microprocesadores son dispositivos dotados de un La capacidad de sustitución de los componentes es una característica importante para la tecnología nano satelital, bus de control, bus de direcciones y un bus de datos, esto llevando a su implementación con componentes plenamente hace que se encargue de la organización de datos, además del comerciales (COTS). Esto se realiza con el fin de poder procesamiento de los mismos por las unidades de abaratar costos, manteniendo su confiabilidad, pero sobre procesamiento matemático, la memoria que tiene disponible todo la posibilidad de mejorar su diseño inicial sin un se encuentra reservada para la inserción del programa que se considerable impacto económico. Además, permite que desee alojar en el dispositivo (software), así como para el mayor cantidad instituciones educativas y científicas accedan manejo de datos y su almacenamiento. al espacio. En el mercado existen una gran variedad de Teniendo los aspectos anteriores en cuenta, el objetivo del microprocesadores, destacando las familias PIC, Arduino, software de vuelo será a adquisición de datos del subsistema ARM, etc. diferenciándose unas de otras por su capacidad de de sensores, el tratamiento de estos datos y la toma de procesamiento de datos, complejidad de programación, decisiones sobre el sistema con componentes comerciales en adquisición y envío de datos. Los PICs son micro-

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controladores de arquitectura RISC con una memoria programable que va desde las 512 a 32000 palabras de 8 hasta los 32 bits, una variedad de periféricos de comunicación como: I2C, SPI, UART, etc., memoria cache. La programación puede hacerse en diferentes plataformas que combinan lenguaje ensamblador y C, y el cargar del programa en el PIC debe ser realizado por un dispositivo externo al PIC que depende mucho del encapsulado y la familia a la que pertenece el PIC. Son muy requeridos por el poco espacio que ocupan pero con la deficiencia de memoria RAM reducida y la necesidad de osciladores externos. El desarrollo en tiempo real en PICs es si no imposible, muy complicado. Los Arduinos son tarjetas de desarrollo educativo, basados en microcontroladores Atmel AVR, implementados en una placa impresa llegan a tener un buen rendimiento, con una capacidad aceptable de memoria RAM, puertos de comunicación, osciladores internos, llegan a procesar palabras de hasta 32 bits. Tienen asociado un IDE para la programación y grabación del Arduino de fácil entendimiento, y con un repositorio amplio de programas y librerías, que hacen de este un dispositivo de fácil implementación, pero la cantidad de energía que requiere para su funcionamiento es muy alta respecto a la cantidad estimada por cada subsistema, disipando entre 3 a 7 Watts. La implementación de la tarjeta STM32 núcleo L432KC nos permite la utilización de una Unidad de Procesamiento Central (CPU) de 32 bits para la OBC. Los 32 bits permiten reducir la carga de desarrollo y la implementación de multitareas. La cantidad de memoria que tiene embebida es suficiente para la implementación del software de vuelo que regirá cada uno de los modos de funcionamiento del nano satélite. El procesador de gama alta con el que cuenta la tarjeta permite un alto rendimiento de cálculo, que reduce el tiempo de proceso de datos, que responde a la característica impuesta de rendimiento que dice: (1)

el tiempo de vuelo es inversamente proporcional al tiempo de proceso de datos de la OBC que es necesario, pero no suficiente en la implementación de un OBC para el nano satélite. El consumo de energía, factor importante, limitado al uso de baterías recargables, exige que la computadora a bordo sea de bajo consumo ya que se cuenta con tan solo 2 a 3 watts para el desarrollo de la misión, y la mayor parte de la energía disponible se debe derivar al sistema de comunicaciones que es el que más energía consume, por lo que la tarjeta STM32 núcleo L432KC son tarjetas diseñadas para ese propósito, bajo consumo, teniendo un modo de operación dedicado al consumo de micro amperios, pero desarrollando las tareas necesarias del OBC La tarjeta cuenta con los periféricos de comunicación serial necesarios para la implementación de la OBC, protocolos de comunicación como SPI, referida a comunicación serial sincronizada; I2C, comunicación serial a síncrona que permite la interacción de varios dispositivos

esclavos con un solo dispositivo maestro; UART comunicación serial a síncrona que permite la transacción de datos a altas velocidades [3]. La diferencia que tienen estos protocolos se da por la forma en que se realiza la transacción de dato entre el dispositivo maestro y los esclavos.

Fig. 1. Tarjeta STM32 núcleo L432

Fuente: www.st.com

Tabla 1 especificaciones del OBC A. Arquitectura La tarjeta STM32 núcleo L432KC mostrada en la figura 1 es designada para realizar el trabajo de la OBC, la tarjeta y los dispositivos que interactúan con ella deben ser COTS. La tarjeta cuenta con un microcontrolador STM32-L432KC de arquitectura RISC que opera a 80 MHz [2], esta es una de sus mejores características puesto que, sin añadir osciladores externos, utilizando los PLLs que tiene la tarjeta se alcana la frecuencia máxima de trabajo, La OBC cuenta con dispositivo de almacenamiento externo que trabajara como el depósito de información del satélite (storage), este es un adaptador de comunicación SPI para el acceso de la memoria Micro SD, la memoria SD debe estar formateada en formato FAT 32 factor importante para que la OBC pueda programarla. El adaptador soporta tarjetas desde los pocos Mega Bytes, hasta 32 GB, debiendo ser de clase 10 los de más capacidad, por lo general se considera que, cuanto más alta la capacidad que tenga la tarjeta, es mejor, en este caso es también así, pues al ser de mayor capacidad la tarjeta, su memoria se organiza en bloques definidos, que a diferencia de los de corte bajo, que tienen un manejo de

bloques de memoria variables, es de gran utilidad a la hora de la programación de la OBC.

Fig. 2. Diagrama de Bloques de los circuitos a bordo del satélite Fuente: Elaboración Propia

La alimentación de la tarjeta se puede hacer por dos métodos, por USB que alimenta a la tarjeta con 5V, esta es necesaria no solo para la alimentación del microcontrolador, sino también del ST-Link, dispositivo que ayuda a programar y depurar el microcontrolador. La alimentación externa es variable, pues según la tensión que se desee aplicar a la tarjeta varia las funcionalidades, en algunos casos limitando el acceso a algunas características de la tarjeta, puede ser alimentada con 5 V, 3.3 V y de 7 a 12 V por el pin de alimentación externa, teniendo en cuenta que si se alimenta con 3.3V no se podrá regrabar la tarjeta, pero todas las demás funcionalidades trabajaran bien. La tarjeta tiene el mismo encapsulado que un Arduino nano, ya que estos son compatibles, esta característica nos lleva a la distribución de los pines, que si bien son descritas en el datashet del dispositivo vale la pena recalcar, los pines D4, A4 y D5, A5 están cortocircuitados [6] para la compatibilidad con Arduino, esto llevo a un gran conflicto en la distribución de pines, puesto que al no tener en cuenta este detalle, no se podía programar el puerto UART1 independientemente del SPI2, generando corrupción en la comunicación de uno y otro puerto. Una vez identificados los puentes que generaban los cortocircuitos entre estos pines [7], se optó por removerlos (desoldarlos), y así tener los puertos UART1 y SPI2 independientes.

Fig. 3. Estructura del Software Fuente: Elaboración Propia

Software

La figura 3 muestra la estructura macroscópica de la OBC, donde la OBC está dividida en cuatro niveles de abstracción, las dos más bajas son de nivel físico, la tercera es la de enlace,

en ella se encuentra la plataforma en la que se desarrolla el software vuelo del OBC, y los controladores de los dispositivos que han de ser utilizados para la misión del satélite. Para la implementación del nano-satélite se utiliza el IDE de MBED, por su nivel de abstracción y manejo del lenguaje de programación para una rápida implementación y prueba del funcionamiento de las tarjetas. Mbed es una plataforma de prototipado para microcontroladores de 32 bits, Cortex-M3, Cortex-M4, etc. [4]. El plan de vuelo se realiza en base se diseña en base a la actuación que se desea del nanosatélite, donde como requerimiento mínimo se puso la adquisición de datos de los sensores de la misión, pero tomando en cuenta que es importante entablar comunicación con la estación terrena, por lo que se define diferentes fases de trabajo de la OBC.

Fig. 4. IDE MBED Fuente: www.mbed.org

Este plan de vuelo debe ser caracterizado en base a las características del OBC, no deben salir del rango en que este pueda actuar, ya que implicaría problemas en la programación. También debe ser un diseño claro y los más sencillo posible, ya que debe poder reciclarse en un futuro, esto implica que se le puedan añadir funcionalidades al OBC. Para poder obtener este resultado, se debe tener una idea clara de lo que se quiere para la misión que, en nuestro caso, es la adquisición de datos de la tarjeta de sensores la organización y almacenamiento de estos y el posterior envío de esto, como también la secuencia que debe seguir bajo parámetros de altura, Telecomandos, o comunicación. Se debe abstraer la idea principal tratando de no entrar en un detalle muy minucioso, sino que cumpla la idea principal, los detalles se pondrán a la hora de realizar el software. Por lo que se inicio visualizando cada estado posible que se tiene en la OBC y la forma de transición entre ellas, construyendo así maquinas de estado que representan la forma de actuar del OBC en cada etapa del plan de vuelo. La tarjeta STM32 núcleo L432KC soporta una gran cantidad de IDEs para diferentes aplicaciones, en este caso se escoge el MBED que es una plataforma amigable y de fácil comprensión. Este IDE es en línea, por lo que no necesita de instalación en una maquina especial, b asta con acceder a la página web www.mbed.org, para empezar a programar en este IDE se debe crear una cuenta en la misma página, esa no solo nos proporciona el acceso al IDE sino también la comunidad Mbed, pudiendo participar en foros y aportar con códigos de elaboración propia. Como se observa en la figura 4 la presentación es amigable, la programación se la realiza en C, pudiendo el usuario escoger la tarjeta con la que desea

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trabajar la programación no cambia, una vez terminada la fase de programación el IDE ofrece un botón de compilar con el compilador de MBED genera el archivo .bin que se descarga de internet, directamente a la tarjeta vía USB, dependiendo si se habilita esta opción en la configuración de descargas, en caso contrario se debe copiar este archivo .bin a la tarjeta manualmente. Una vez en la tarjeta el ST-Link depura el código y programa el microcontrolador. Las condiciones propuestas en la figura anterior se basan en las posibles acciones del nano-satélite, dando de ese modo los parámetros para la elaboración de un programa idóneo, en segundo plano se hace la verificación de la salud del nanosatélite, y la acción preventiva a los fallos. III. SIMULACIÓN Se organizo los estados que rigen al OBC en dos niveles, el nivel principal esta limitado por el cambio de altura, que es independiente de cualquier estado póstumo y tampoco es controlable. Cuenta con tres estados de funcionamiento, el estado “modo completo” inicia con el desprendimiento del nano satélite del globo que lo sostiene teniendo un periodo de caída libre visible a la estación terrena, con una altura mayor a H mínima, en este estado se ejecutan las condiciones iniciales y se inicializan los demás subsistemas. El estado “modo dormido” inicia al alcanzar el satélite la altura H mínima, con lo que la OBC genera el comando de apagado para el subsistema de comunicaciones, teniendo por tanto un lapso de silencio con la estación terrena hasta alcanzar el suelo (H cero), que es donde se inicia el estado “modo apagado” donde se reinicia el subsistema de comunicaciones para el envío de la señal SOS. El nivel secundario esta regido por los Telecomandos recibidos y la información que debe ser tratada, este nivel cuenta con tres modos de funcionamiento, el modo silencio es el primer modo que se ejecuta, en este se toma los datos de sensores básicos y los de precisión, guardándolos en la memoria de almacenamiento. Modo Estándar, se toman datos de los sensores básicos, se guardan y se organiza la telemetría básica y se envía al sistema de comunicaciones. Modo misión, en esta se toma los datos de los sensores básicos y de precisión, se guardan, se organiza la trama 2 con los datos de sensores de precisión y se envía la trama al sistema de comunicaciones. La transición entre estos modos depende del comando que envíe el sistema de comunicaciones, este comando es evaluado, verificando que sea uno de los tres comandos admitidos por el sistema: Com, la representación de comunicación con la estación terrena y que se puede enviar información. Nak, es la perdida de comunicación con la estación terrena, por tanto, no se envía datos a la estación terrena. Tc representa el pedido de la misión. Se realizo la simulación de cada uno de los procesos que debe seguir el software de vuelo inicialmente con un contador que emula la variación de la altura con respecto de la tierra, para poder observar la evolución de cada estado en el que puede estar el nano satélite.

Fig. 5. Diagrama de flujo del software de vuelo Fuente: Elaboración Propia

Para observar los datos adquiridos se utiliza el terminal Tera Term, emulador de terminal del programa, de código abierto, el cual nos ayuda a ver las banderas implementadas en el programa, que se imprimen en el terminal de salida del OBC. El software al no tener una evaluación y corrección de errores, se limita a seguir la secuencia asignada al trabajo que debe realizar. Por lo que la simulación hasta este punto de trabajo se limita a ver el cumplimiento de la secuencia principal, que es la evaluación de datos a diferentes alturas, y la recepción de Telecomandos. Implementación Se construye la tarjeta OBC que comprende la placa de desarrollo Stm32 y el lector de memoria micro SD. En la siguiente figura se puede ver la tarjeta por las dos caras, viendo los pines del header que se utilizó, por el lado izquierdo son 2, 3, 4, 5 6, 7, 8, 9, 15, 17, 18. Y del lado derecho 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9,10,11, 17.

Fig. 6. Tarjeta OBC, izquierda, cara de la tarjeta. Derecha coneccione \s de pines al header Fuente: Elaboración Propia

El conjunto de sistemas que componen el nano satélite debe trabar de manera organizada y en conjunto, por lo que se realizo tres pruebas de implementación, prueba de funcionamiento, prueba a corta distancia y prueba a larga distancia.

Existen pruebas pendientes que deben ser revisados antes de ser implementados en el lanzamiento del nano satélite, como la revisión de la programación de adquisición de datos de sensores, y el protocolo de comunicación con el sistema de comunicaciones. El IDE utilizado nos limita a programación si debugger, y no se tienen un control total del sistema, por lo que se recomienda un cambio de lenguaje, puede el Keil. Para mejorar el hardware se puede, utilizar un microcontrolador y descartar la tarjeta impresa, esta mejora implica, perder algunas funcionalidades con los sensores de temperatura y corrientes asociados al microcontrolador. V. REFERENCIAS [1] T. Narumi, S. Takano, S. Kimura, Development of HighPerformance Compact On-Board Computer for Micro/Nano-Satellites with Software Resource Sharing Framework, SICE Journal of Control. 2017 [2] ST life.augmented, STM32L432KB STM32L432KC, www.st.com. June 2017 [3] Tanenbaum, Sistemas Operativos Modernos, Pearson. [4] MikroElektronica, Programación en C con ejemplos, www.learn.mikroe.com . [5] www.mbed.org , www.TecBolivia.com [6] F. Aurioles, Análisis y evaluación de tecnologías para Pequeños satélites, 2007

Fig. 7. Distribución de pines de la tarjeta STM32 Fuente: Elaboración Propia

La prueba de funcionamiento se realizó en inmediaciones del Instituto de Electrónica Aplicada, teniendo la estación terrena al lado del nanosatélite, a su vez este tiene una secuencia para verificar el funcionamiento del nanosatélite. La adquisición de datos de la tarjeta de sensores es parcialmente satisfactoria, dado que algunos datos adquiridos presentan ruido apreciable, y por la falta de los sensores de precisión. La secuencia se cumple satisfactoriamente. La prueba a corta distancia se realiza entre la base del obelisco de la calle Camacho y el séptimo piso de la facultad de ingeniería, teniendo la misma falla de sensores, pero logrando la comunicación con la estación terrena y la adquisición de datos se da de manera óptima, el OBC pasa el primer estado de comunicación y trasmite los datos sensores a tierra. La prueba a larga distancia, se realiza entre la base del puente de las Américas y el puente en si mismo, esta es la ultima prueba que se hizo teniendo como resultado falla en la inicialización del sistema de comunicaciones, ya que, si bien se envía el comando de encendido, es sistema de comunicación no lo recibe. Existe también retardo en la adquisición de datos de la tarjeta de sensores, pero logra realizar la secuencia de trabajo y el almacenamiento de datos. IV. CONCLUSIONES El algoritmo diseñado para el plan de vuelo presenta una buena organización y funcionamiento, llegando a realizar toda la secuencia de funcionamiento y a pesar de que presenta problemas de comunicación con otros subsistemas, trabaja de manera óptima, guardando datos de la tarjeta de sensores en la tarjeta de almacenamiento de la secuencia básica de trabajo.

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Filtrado de Señales Digitales de Sensores Empleados en el Diseño de un Nanosatélite J. Quisbert, E. Vino Instituto de Electrónica Aplicada Facultad de Ingeniería - Universidad Mayor de San Andrés La Paz, Bolivia jpabloquisbert@gmail.com emvc2004@gmail.com

Resumen—Dentro de la línea de investigación en Tecnología Satelital se desarrolla el primer nanosatélite educativo boliviano. Asimismo, se investiga la adquisición de señales y su tratamiento para el monitoreo de la actitud y posición del satélite. Esta parte del proyecto de investigación se encuentra dentro del subsistema de misión. El presente artículo muestra el trabajo de filtrado realizado sobre las señales de los sensores que conforman este subsistema. Así mismo se muestran la implementación y los resultados obtenidos en esta área. Palabras Clave—Nanosatélites, Cubesat, Sensores, IMU, Filtro Kalman.

I. INTRODUCCIÓN

l Instituto de Electrónica Aplicada (IEA) cuenta con la línea de investigación en Tecnología Satelital en la cual se desarrolla la implementación de un nanosatélite educativo. El objetivo de este satélite es servir de plataforma educativa que permita familiarizar a los estudiantes, profesionales, aficionados y población en general con las características análogas a las de un satélite real.

Dado que el presente proyecto se basa en la investigación de nanosatélites y su implementación en modelos educativos, se optó por diseñarlo bajo el estándar CubeSat. El empleo de este modelo nos permite aprovechar tanto el tiempo y el costo de fabricación de la unidad [1]. Una plataforma basada en este modelo de nanosatélites es el Ardusat DemoSat que viene equipada con módulos electrónicos semejantes a los que se emplean en los satélites bajo el estándar Cubesat [2]. II. SENSORES Los sensores que se implementan en un nanosatélite por lo general están orientados a la adquisición de información correspondiente al estado del sistema, salvo los sensores dedicados a obtener datos externos. Los componentes de un satelite que se envía al espacio deben cumplir la calificación espacial que comprende una serie de pruebas tales como vibración, acústica de ruido, separación de impacto, radiación, etc., todas estas pruebas representan un elevado costo económico que sobrepasan los límites del presente proyecto. Es en este sentido que se opta emplear sensores que ayuden a estimar la orientación y posición del satélite ya que son factores vitales tanto en el funcionamiento del mismo al igual que en un satélite puesto en órbita [3], [4]. Para el sistema de navegación inercial en nanosatélites se emplean dos clases de sensores. Los primeros se denominan Sensores de referencia ya que realizan una medición respecto a un objeto el cual llegaría a ser un punto de referencia [5]. En el segundo grupo están los Sensores de inercia, estos miden los cambios en su posición. Debido a que recolectan datos basados en sistemas internos requieren de un ajuste y calibración por lo cual es recomendable combinarlos con los sensores de referencia [6]. Para este proyecto se empleó un magnetómetro como sensor de referencia y una unidad de medición inercial IMU (Inertial Measurement Unit) como sensor de inercia.

Fig. 1. Plataforma educativa Ardusat Demosat. Modelo de un Cubesat de una unidad (1U). Fuente: https://store.ardusat.com/products/ardusat-demosat

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2 A. Acelerómetro El acelerómetro es un sensor que nos permite medir la aceleración de un cuerpo. Esta magnitud no necesariamente está relacionada al cambio de velocidad si no a la fuerza de atracción gravitatoria que sufre un objeto conocida también como “Fuerza g” [5]. En el presente proyecto se empleó el componente MPU6050 el cual cuenta con tres acelerómetros ortogonales entre sí con la finalidad de medir la aceleración en los tres ejes del espacio. El modulo funciona con una tensión de alimentación de 3.3v, cuenta con una comunicación I2C y una precisión programable en rangos de ±2g, ±4g, ±8g and ±16g. B. Giroscopio Los giroscopios se emplean para medir la rotación de un objeto. Por lo general devuelven datos de la velocidad angular, aunque existen otros que pueden medir el ángulo de desplazamiento respecto a un eje [5]. El componente MPU6050 cuenta también con tres giroscopios distribuidos en los tres ejes con una sensibilidad de ±250, ±500, ±1000, y ±2000 dps.

Fig. 2. Módulo Acelerómetro y Giroscópico. Basado en el IMU MPU6050 de 6 grados de libertad. Fuente: https://www.amazon.com/MPU-6050-MPU6050-AccelerometerGyroscope-Converter/dp/B008BOPN40

C. Magnetómetro Los magnetómetros se emplean como sensores de referencia ya que miden la magnitud de campo magnético. Debido a que un nanosatélite se encuentra en una órbita baja estos sensores pueden medir el campo magnético de la Tierra lo cual permite fijar este como punto de referencia.

Fig. 3. Módulo Magnetómetro. Fuente: https://www.ebay.com/i/202145800957?rt=nc

Se optó por emplear el módulo HMC5883L, un magnetómetro de tres ejes con un rango completo de ±8 Gauss y una resolución de 5 mili Gauss, una alimentación eléctrica de 3.3v y transite los datos vía I2C. D. Barómetro Un barómetro mide la presión atmosférica, es decir el peso de la columna de aire a la que está sometido. Este sensor puede empelarse como altímetro. En un desplazamiento vertical es posible estimar la altura a la que se encuentra. Se utilizó el módulo BMP180 para monitorear la altura del nanosatélite durante su trayecto. Tiene un rango de medición de 300 a 1100hPa, comunicación I2C y se alimenta con una tensión entre 1.8 y 3.6v.

Fig. 4. Módulo Barómetro. Fuente: http://projectshopbd.com/product/barometric-pressure-sensorbmp180/

E. GPS El GPS (Sistema de Posicionamiento Global) permite obtener la posición de un objeto en la Tierra a través de 24 satélites que orbitan en tres orbitas diferentes [5]. Para el proyecto se empleó el módulo GPS GYGPS6MV2, esto con el fin de hallar la posición del nanosatélite durante su trayecto y su aterrizaje. Su alimentación eléctrica es de 3.3v y tiene una comunicación serial UART.

3 tĂŠrminos en lugar de los 9 que requiere la matriz de rotaciĂłn. AsĂ tambiĂŠn no presentan singularidades. La representaciĂłn de un cuaterniĂłn es la siguiente: (1) đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E; = đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A; + đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013; â&#x2C6;&#x2122; đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;1 + đ?&#x2018;&#x2014;đ?&#x2018;&#x2014;đ?&#x2018;&#x2014;đ?&#x2018;&#x2014; â&#x2C6;&#x2122; đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;2 + đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; â&#x2C6;&#x2122; đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;3

Fig. 5. MĂłdulo GPS. Fuente: https://www.ardobot.com/gps-neo-6m-v2.html

F. Otros Sensores Se implementaron otros sensores en el nanosatĂŠlite con el fin de obtener datos relevantes acerca del estado del mismo y su funcionamiento. Estos son: sensor se temperatura, sensor UV, sensor de corriente y sensor de voltaje. Con las lecturas recopiladas de estos sensores se espera monitorear el comportamiento de la unidad desde el lanzamiento hasta su posterior aterrizaje. III. DETERMINACIĂ&#x201C;N DE ORIENTACIĂ&#x201C;N La orientaciĂłn de un vehĂculo puede expresarse en base a ejes de referencia inerciales, de esta manera contarĂamos con un sistema de referencia fijo y otro sistema mĂłvil ubicado en el vehĂculo [7].

Posee un elemento escalar đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A; y 3 tĂŠrminos que pueden ser vistos como un vector đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;. Usualmente la forma en la que se expresan los cuaterniones es como una matriz columna con la siguiente forma đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192; â&#x17D;Ą đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;? 2 â&#x17D;¤ đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A; đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192; â&#x17D;Ľ â&#x17D;˘ đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;1 â&#x17D;˘đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;1 đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; 2 â&#x17D;Ľ đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E; = ďż˝đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019; ďż˝ = â&#x17D;˘ (2) đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;â&#x17D;Ľ 2 đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;2 đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; â&#x17D;Ľ â&#x17D;˘ 2 đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;3 â&#x17D;˘ đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;â&#x17D;Ľ â&#x17D;Łđ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;3 đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; â&#x17D;Ś 2

DĂłnde: đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192;đ?&#x153;&#x192; es el ĂĄngulo de rotaciĂłn đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;1 , đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;2 đ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Ś đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;3 son las coordenadas del eje de giro.

B. Ecuaciones cinemĂĄticas en Cuaterniones La relaciĂłn entre la variaciĂłn del cuaterniĂłn con el tiempo y la velocidad angular [4], [12] es: đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A; â&#x2C6;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;1 â&#x2C6;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;2 â&#x2C6;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;3 0 đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019; â&#x2C6;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;3 đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A; đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;2 1 đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D; đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;Ě&#x2021; ďż˝ ďż˝đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;1 ďż˝ (3) đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;Ě&#x2021; = ďż˝ ďż˝ = ďż˝đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;1 đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019; đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A; â&#x2C6;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019; 3 2 2 1 2 đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;Ě&#x2021; đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;3 â&#x2C6;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;2 đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;1 đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A;đ?&#x153;&#x201A; đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;3 0 Definido el cuaterniĂłn velocidad angular como ďż˝ ďż˝ se cumple đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D; que 1 0 đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;Ě&#x2021; = đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;â¨&#x201A; ďż˝ ďż˝ 2 đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;

(4)

IV. PROCESAMIENTO DE DATOS

Fig. 6. Sistemas de referencia fija y mĂłvil. Fuente: DĂaz, Daniel Vela. EstimaciĂłn de actitud en aplicaciones aeroespaciales.

A. Cuaterniones Los cuaterniones fueron descubiertos por William Rowan Hamilton en el siglo XIX [10], [11], quien buscaba la forma de extender los nĂşmeros complejos a mayores dimensiones o tambiĂŠn conocidos como nĂşmeros hipercomplejos. Un cuaterniĂłn es una forma de representar un cuadro de referencia con respecto de otro al igual que una matriz de rotaciĂłn pero con la caracterĂstica de que solamente emplea 4

A. Filtro Kalman El filtro de Kalman es una tĂŠcnica empleada para estimar los estados de un sistema dinĂĄmico. Los errores en las estimaciones se minimizan en el sentido de mĂnimos cuadrados por lo que resultan bastante Ăłptimas. Este filtro recurre a dos modelos, el modelo de proceso que describe cĂłmo cambia un sistema a travĂŠs del tiempo y el modelo de mediciĂłn que describe la relaciĂłn ĂŠntrelas cantidades medibles y los estados del sistema. Ambos modelos llevan el ruido del proceso y de la mediciĂłn respectivamente. Por lo general se asume que el ruido tiene la propiedad de ser un ruido blanco gaussiano con media igual a cero [6], [7]. Las ecuaciones del modelo discreto son las siguientes: đ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;+1 = đ??´đ??´đ??´đ??´đ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; + đ?&#x2018;¤đ?&#x2018;¤đ?&#x2018;¤đ?&#x2018;¤đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; = đ??śđ??śđ??śđ??śđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;â&#x2C6;&#x2019;1 + đ?&#x2018;Łđ?&#x2018;Łđ?&#x2018;Łđ?&#x2018;Łđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; DĂłnde: đ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; es el vector de estado en el tiempo k

(5) (6)

35 35

4 đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; es el vector de mediciĂłn en el tiempo k A es la matriz de transiciĂłn que describe cĂłmo cambia el sistema en el tiempo C es la matriz de mediciĂłn w, v son los ruidos de cada proceso

V. IMPLEMENTACIĂ&#x201C;N El diseĂąo de este nano satĂŠlite estĂĄ orientado a alcanzar la altura de 6km debido al peso de la unidad (954 g) y el rango de temperaturas de operaciĂłn de los componentes electrĂłnicos (entre -40 Â°C y 80 Â°C).

El filtro de Kalman es iterativo y sigue el proceso recursivo siguiente: IMU

1) PredicciĂłn Se estima el estado y se calcula la matriz de covarianza. (7) đ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľďż˝ đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; = đ??´đ??´đ??´đ??´đ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľďż˝ đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;â&#x2C6;&#x2019;1 + đ?&#x2018;¤đ?&#x2018;¤đ?&#x2018;¤đ?&#x2018;¤đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; = đ??´đ??´đ??´đ??´đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;â&#x2C6;&#x2019;1 đ??´đ??´đ??´đ??´đ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021; + đ?&#x2018;&#x201E;đ?&#x2018;&#x201E;đ?&#x2018;&#x201E;đ?&#x2018;&#x201E; (8)

MagnetĂłmetro

2) ActualizaciĂłn Se calcula la ganancia del filtro y se corrige el estado. â&#x2C6;&#x2019;1 (9) đ??şđ??şđ??şđ??şđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; = đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; đ??śđ??śđ??śđ??śđ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021; (đ??śđ??śđ??śđ??śđ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; đ??śđ??śđ??śđ??śđ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021;đ?&#x2018;&#x2021; + đ?&#x2018;&#x2026;đ?&#x2018;&#x2026;đ?&#x2018;&#x2026;đ?&#x2018;&#x2026;) đ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľďż˝ đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; â&#x2020;? đ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľďż˝ đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; + đ??şđ??şđ??şđ??şđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; (đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; â&#x2C6;&#x2019; đ??śđ??śđ??śđ??śđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľďż˝ đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; ) (10) đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; â&#x2020;? (đ??źđ??źđ??źđ??ź â&#x2C6;&#x2019; đ??şđ??şđ??şđ??şđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; đ??śđ??śđ??śđ??ś)đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x192;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; (11) B. FusiĂłn de Datos La fusiĂłn de datos nos permite recopilar informaciĂłn de diversos sensores para relacionarlos con una variable del vector de estados [8]. Los datos recopilados de los sensores se almacenan en el vector de mediciĂłn expresado en la ecuaciĂłn (6). Las columnas de la matriz C estĂĄn relacionadas al nĂşmero de variables de estado, en este caso los valores del acelerĂłmetro y el magnetĂłmetro son combinados para hallar la orientaciĂłn expresada en tĂŠrminos de cuaterniĂłn q, las lecturas del giroscopio se relacionan a la velocidad angular đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;. đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;§đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; = đ??śđ??śđ??śđ??śđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;â&#x2C6;&#x2019;1 + đ?&#x2018;Łđ?&#x2018;Łđ?&#x2018;Łđ?&#x2018;Łđ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;

đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x2019;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;? 1 0 đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E;đ?&#x2018;&#x17E; ďż˝ đ?&#x2018;&#x201D;đ?&#x2018;&#x201D;đ?&#x2018;&#x201D;đ?&#x2018;&#x201D;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x201D;đ?&#x2018;&#x201D;đ?&#x2018;&#x201D;đ?&#x2018;&#x201D;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013;đ?&#x2018;&#x2013; ďż˝ = ďż˝0 1ďż˝ ďż˝ ďż˝ đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D;đ?&#x153;&#x201D; đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D; 1 0

(6)

El algoritmo de adquisiciĂłn de datos de los sensores se realizĂł en una tarjeta Arduino Mega2560 la cual cuenta con un micro controlador ATMega 2560 como se observa en la figura 7, esta tarjeta cumplirĂa la funciĂłn de computadora a bordo en el satĂŠlite. La visualizaciĂłn se realizĂł en el interfaz Processing en el cual se codifico la cinemĂĄtica del nanosatĂŠlite y el filtro de Kalman, posteriormente se desplego una visualizaciĂłn 3D del mĂłvil (figura 9). GPS

Sensor de Corriente

(12)

C. Filtros IIR Los filtros de respuesta infinita al impulso IIR (Infinite Impulse Response) tienen salida un nĂşmero infinito de tĂŠrminos diferentes de cero. Se emplea este filtro para los sensores que temperatura y UV ya que sus valores llegan a fluctuar en el trascurso del tiempo, la salida de este filtro dependerĂĄ de las entradas actuales y pasadas, ademĂĄs que su implementaciĂłn representa una menor carga computacional [9], [13]. đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Ś(đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; ) = â&#x2C6;&#x2018;đ?&#x2018;&#x20AC;đ?&#x2018;&#x20AC;đ?&#x2018;&#x20AC;đ?&#x2018;&#x20AC; đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;=0 đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;?đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; đ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľđ?&#x2018;Ľ(đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; â&#x2C6;&#x2019; đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;) â&#x2C6;&#x2019; â&#x2C6;&#x2018;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;=1 đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x17D;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC; đ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Śđ?&#x2018;Ś(đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; â&#x2C6;&#x2019; đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;đ?&#x2018;&#x2DC;)

Fig. 7. ConexiĂłn del giroscopio y acelerĂłmetro a la tarjeta Arduino. Fuente: ElaboraciĂłn propia

(13)

Sensor de temperatura

MagnetĂłmetro

BarĂłmetro

IMU

Fig. 8. Montaje de los sensores en el nanosatĂŠlite Fuente: ElaboraciĂłn propia

Donde a, b son los coeficientes del filtro y el orden es el mĂĄximo entre M y N.

5 [3] [4] [5] [6] [7] [8] [9] [10] [11] [12] Fig. 9. Visualización del nanosatélite en Processing Fuente: Elaboración propia

VI.

[13]

Domínguez G. J. (2014). Determinación Visual de Actitud y Posición de Satélites que Viajan en la Misma Órbita. Universidad de Sevilla. Alarcón, J. R. C. (2011). Estimación Y Control De Orientación Para El Nanosatélite Humsat-México (Doctoral dissertation, Master Thesis, UNAM, Mexico). Jiménez, E. (2009). Subsistema de Estabilización Activa y Sensores para un Simulador Satelital. Universidad Nacional Autónoma de México. Jiménez M., E. A. (2012). Filtrado digital de señales de navegación inercial para el satélite HumSAT. Universidad Nacional Autónoma de México. Díaz, D. V. (2010). Estimación De Actitud En Aplicaciones Aeroespaciales. Universidad de Buenos Aires. The Extended Kalman Filter: An Interactive Tutorial for NonExperts. https://home.wlu.edu/~levys/kalman_tutorial/ Gutiérrez, E. G. (2009). Introducción al filtrado digital. Online. Disponible: http://www. dtic. upf. edu/~ egomez/teaching/sintesi/SPS1/Tema7-FiltrosDigitales. pdf. Castilla G.o, M. A. (2012). Seguimiento virtual en tiempo real de maniobras de estabilización de un simulador de vuelo satelital. Universidad Nacional Autónoma de México. Kuipers, J. Quaternions And Rotation Sequences. Ed. Princeton University Press. EEUU, 1999. Rodríguez, M. (2013). Control Y Estimación De La Actitud De Un Vehículo Espacial. Universidad de Sevilla. Martinez, M., Gómez, L., Vila, J., & Serrano, A. J. (2009). Filtros Digitales. Universidad de Valencia, Departamento de Ingeniería Electrónica, 2010.

CONCLUSIONES

Actualmente el proyecto presenta un sistema de adquisición de datos similar al de satélites que encuentran en órbita. El tratamiento de estos datos puede mejorarse ya que existen diversas modificaciones al filtro de Kalman que ayudarían a obtener mejores estimaciones. Se empleó una tarjeta Arduino para el prototipaje rápido del funcionamiento del proyecto, pero es posible migrar este algoritmo a microcontroladores de gama superior. Debido a que los modelos dinámicos empleados para la realización del proyecto se basan en trabajos de satélites reales, se espera obtener una calidad similar en este nanosatélite. Es recomendable comprobar el correcto funcionamiento de los sensores, los componentes con Sistemas Electromecánicos (MEM) son propensos a variaciones a lo largo de su funcionamiento por lo que requieren calibraciones constantes. La comunicación de los mismos con la computadora a bordo es de vital importancia por lo que es necesario revisar tanto las conexiones físicas como los protocolos de comunicación. El desarrollo de la programación debe ser en lo posible flexible, esto con el fin de una migración práctica de una plataforma a otra. REFERENCIAS [1] [2]

Gómez, R. M. (2013). Experiencias de las universidades en el desarrollo de pequeños satélites. Universidad Nacional Autónoma de México. Ardusat Demosat, https://store.ardusat.com/products/ardusat-demosat

37 37

Satélite Educativo Boliviano: Diseño e Implementación del Hardware del Subsistema de la Misión H. Choque, E. Vino Instituto de Electrónica Aplicada Facultad de Ingeniería - Universidad Mayor de San Andrés La Paz, Bolivia hernan95choque@gmail.com emvc2004@gmail.com

Resumen—En este artículo se describe parte de uno de los subsistemas para el desarrollo del satélite educativo que se desarrolla en el IEA. Este proyecto es parte de la Línea de Investigación en Tecnología Satelital del Instituto de Electrónica Aplicada de la Facultad de Ingeniería de la Universidad Mayor de San Andrés. El presente artículo da a conocer al subsistema de la misión. La misión de este proyecto y es del tipo educativo. Asimismo, el objetivo es obtener datos atmosféricos mediante sensores especiales, esta prevista la cooperación del Laboratorio de Física de la Atmosfera de la UMSA. El desarrollo de este subsistema se divide en dos partes, HW y SW. Este artículo se orienta principalmente el desarrollo del HW, dando a conocer: los Requerimientos del Subsistema de la Misión; que indica que es la misión y a que factores y perturbaciones externas será afectado conociendo al mismo tiempo los componentes que son necesarios como MEMS, SMD’s y la necesidad de aplicación de otros subsistemas, el Diseño del Subsistema de la Misión; abarca todas los requerimientos y consideraciones a tomar de diseño mecánico y electrónico para el éxito del correcto funcionamiento de los sensores, y la implementación del subsistema de la misión; da a conocer que se realizaron dos tarjetas de manera física, las cuales fueron validadas por medio de pruebas para su implementación en el proyecto. Palabras Clave — ADC, Cubesat, Cámara VGA, Cansat, DMP, sensores de calidad del aire, sensor UV, sensor Voltaje/Corriente, sensor de temperatura, puerto I2C, puerto UART, satélites.

I. INTRODUCCIÓN Con la creación de la línea de Investigación en Tecnología Satelital del Instituto de Electrónica Aplicada (IEA), se han ido desarrollando proyectos que permitieron recopilar información, capacitar a estudiantes, profesionales y su vez adquirir experiencia práctica en el diseño de satélites con equipos multidisciplinarios. Se generaron productos tangibles basados en recopilación bibliográfica, por consecuencia trajo un aporte de investigación con experimentos de laboratorio y de campo [1]. Por ello se planteó para la gestión 2017 diseñar, implementar y validar un satélite educativo del IEA y el primero en Bolivia.

La investigación, diseño e implementación de sistemas aeroespaciales completos demandan un presupuesto alto como fue el Satélite Túpac Katari con alrededor de 302 MM de $us [2]. Es por ello que el proyecto optó a pasar a la categoría nano satelital basándonos en estándar y requerimientos de los nanos satélites Cubesat y Cansats. El proyecto conlleva distintos subsistemas las cuales son: Subsistema de Comunicaciones; encargado de posibilitar la comunicación desde y hacia el satélite, el Subsistema de Telemetría; encargado de la adquisición de señales que permitan monitorear el estado del satélite, el Subsistema de Manejo de Datos en la Computadora a Bordo; que permite la adquisición, acondicionamiento, almacenamiento y toma de decisiones del satélite mediante una computadora central, el Subsistema de Estructura; encargado de la investigación, simulación e implementación de la estructura del satélite para satisfacer condiciones climáticas y geográficas, el Subsistema de Potencia; encargada de suministrar energía de manera eficiente a todos los subsistemas que sea necesario, el Subsistema de Estación Terrena; encargada de controlar de manera automática el posicionamiento de la antena Yagui y mostrar una interfaz visual amigable para la visualización de la actitud del nano satélite y sus datos, por ultimo tenemos el Subsistema de Misión; el cual es el propósito de los anteriores subsistemas, la misión además de recibir datos atmosféricos climáticos, visuales, también consiste en recibir datos de la actitud del satélite (orientación y posición) en tiempo real bajo condiciones climáticas extremas. II. REQUERIMIENTOS DEL SUBSISTEMA DE LA MISION El proyecto está diseñado para ser lanzado a un ambiente Cansat como se muestra en la siguiente figura 1,

39 39

Para fines cientĂficos y casos de estudio el proyecto estĂĄ equipado con sensores de đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; 2 , đ??śđ??śđ??śđ??śđ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; , đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; 3 , đ?&#x2018;&#x2020;đ?&#x2018;&#x2020;đ?&#x2018;&#x2020;đ?&#x2018;&#x2020;đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; đ?&#x2018; 2 y đ??ťđ??ťđ??ťđ??ť2 đ?&#x2018;&#x2020;đ?&#x2018;&#x2020;đ?&#x2018;&#x2020;đ?&#x2018;&#x2020;, temperatura, radiaciĂłn ultravioleta del sol y cĂĄmara VGA. Por otro lado para conocer la actitud del nano satĂŠlite requiere la implementaciĂłn de un sistema de navegaciĂłn inercial IMU de 10 DOF (Degrees of Freedom) con GPS llevĂĄndonos a usar la tĂŠcnica de Sensor Fution. Dada esta cantidad de sensores se optĂł a que la mayorĂa de ellos se comuniquen por medio del puerto I2C. Figura 1: Escenario de lanzamiento de un Cansat. Fuente: TraducciĂłn Cansat Lecture â&#x20AC;&#x201C; Its Educational Significance.

El ambiente para el que estĂĄ diseĂąado el nano satĂŠlite es el altiplano de La Paz, El vehĂculo de lanzamiento serĂĄ un globo aerostĂĄtico anclado, que alcanzara una altura de 6000 msnm aproximadamente, pasada esta altura mĂĄxima el nano satĂŠlite serĂĄ separado del vehĂculo de lanzamiento y se activarĂĄ el paracaĂdas y en ese momento se obtendran datos que serĂĄn transmitidos y recpcionados en la estaciĂłn terrena.

La elecciĂłn de los sensores fue realizada para que cumpla las condiciones ya mencionadas, se investigaron varias opciones para cada sensor. En el caso del sensor de temperatura, se especifican el rango de mediciĂłn, la precisiĂłn, el consumo de corriente, voltaje necesario y el costo como se muestra en la siguiente tabla:

El nano satĂŠlite se someterĂĄ a cambios de presiĂłn y temperatura en el transito que realizara entre la troposfera y la tropopausa. La troposfera es la capa mĂĄs baja de la atmosfera, es la zona donde se producen los fenĂłmenos del tiempo, contiene el 75 % de la masa total de la atmosfera, su temperatura es mĂĄxima junto a la superficie terrestre y desciende con la altura en un gradiente de 6.5Â°C por cada kilĂłmetro. La tropopausa es una capa atmosferica donde ocurren fenomenos de inversiĂłn de temperatura que evitan el movimiento vertical de aire, este es el motivo por el que todo el vapor de agua, aerosoles, nubes y fenĂłmenos meteorolĂłgicos se encuentran y desarrollan en la troposfera. [3].

Tabla 1. ComparaciĂłn de 6 sensores de temperatura Fuente: ElaboraciĂłn propia

DespuĂŠs de obtener la tabla se prosiguiĂł a analizar las 2 mejores opciones: TMP102

LM75

Consumo de corriente 10 đ?? đ?? đ?? đ?? đ?? đ?? đ?? đ??

Consumo de corriente 250 đ?&#x153;&#x2021;đ?&#x153;&#x2021;đ?&#x153;&#x2021;đ?&#x153;&#x2021;đ?&#x153;&#x2021;đ?&#x153;&#x2021;đ?&#x153;&#x2021;đ?&#x153;&#x2021;, aun asĂ es considerado de bajo consumo

Figura 2. VariaciĂłn de la temperatura respecto a la altitud Fuente: http://meteo.maicas.net/articulos/circula.html

El cambio de temperatura es un factor a tomar en cuenta para la selecciĂłn de componentes electrĂłnicos ya que llega a afectar al nano satĂŠlite de manera interna y externamente afectando a los subsistemas electrĂłnicos, por ello los parĂĄmetros fĂsicos deben ser monitoreados a tiempo real y en caso de un mal funcionamiento se debe tener alternativas.

Maneja 2 tipos de bus el I2C y el SMBus lo cual ofrece flexibilidad

Maneja el bus i2c

Posee herencia de vuelo de nano satélites como: ardusat-1, ardusat-x [4] y [5] Costo 2,05 $us El voltaje de suministro varía entre 1.4V y 3.6V La precisión de las medidas cambia según la temperatura en la cual trabaja, para una temperatura de (-25ºC a +85ºC) la precisión que utiliza es de (+/-2.0 ºC) y para una temperatura de operación de (40ºC a +125ºC) la precisión con la cual trabaja es de (+/-3.0ºC). Sensor

Código

magnetómetro y acelerómetro giroscopio

Posee herencia de vuelo en el satélite UAPSAT-1 [9]

Tabla 2. Comparación de sensores de temperatura adecuados Fuente: Elaboración propia

Costo 0.58 $us El voltaje de suministro varía entre 3,0V y 5.5V La precisión de las medidas cambia según la temperatura en la cual trabaja, para una temperatura de (- 25ºC a +100ºC) la precisión de medida es (+/-2.0ºC) y para temperaturas de (-55ºC a +125ºC) la precisión con la cual trabaja es de (+/-3.0ºC).

Se escogió el TMP102 porque tiene un bajo consumo de potencia y ya se lo usó en otros proyectos similares y por sus rangos de temperatura es satisfactorio para trabajar en el monitoreo de temperatura interna y externa al nano satélite. La caracterización y la selección de componentes se repiten para la selección de los sensores restantes. A continuación, se presenta una tabla resumen detallando características importantes de cada sensor. Consumo máximo de voltaje (V) 3,6

consumo de potencia (W/h) 0,001224

bits

lsm302DLHC

Consumo máximo de corriente (mA) 0,34

costo $us

Tipo de comunicación o interface I2C

L3GD20HCTR

6,1

3,6

0,02196

I2C

3,42

4,76

barómetro

MPL3115A2

0,04

3,6

0,000144

I2C

4,32

temperatura interna temperatura externa corriente

TMP102

0,01

3,6

0,000036

I2C

2,05

TMP102

0,01

3,6

0,000036

I2C

2,05

ACS712

5,5

0,0715

Analógica

5,07

voltaje

0,01

0,00005

Analógica

0,09

ultravioleta

div de tensión de resistencias ml8511

0,05

3,6

0,0018

Analógica

6,76

GPS

GY-NEO6MV2

100

0,5

UART

13,49

cámara VGA

C1098 JPEG

3,3

0,198

UART

41,99

NO2, CO, O3, SO2, H2S total:

AFE ALPHASENSE

2,6

0,013

Analógica

0,80775

224

Proporcio nado 84

82.15 (sin GPS) Tabla 3. Sensores escogidos Fuente: Elaboración propia

El costo estimado en la tabla 3 no involucra componentes pasivos como resistores, condensadores, reguladores de potencia y otros.

Figura 3. Módulos externos al nano satélite; cámara VGA, GPS y 4 sensors AFE Alphasense

III. DISEÑO DEL SUBSISTEMA DE LA MISIÓN Este subsistema tendrá componentes SMD, sensores MEMS, analógicos, digitales y módulos que apuntan a tener un bajo consumo energético. Dado al uso del módulo GPS esta

tarjeta se encuentra en el top de los cuatro subsistemas electrónicos, es decir, se encuentra arriba de las tarjetas de computadora a bordo, potencia y comunicaciones.

Figura 4. Subsistemas electrónicos Fuente: Vista 3D en SolidWorks [7], elaboración propia

Las tarjetas son de 80 mm x 86 mm y para evitar muchas conexiones con cables se optó por unirlas con conectores hembra y macho donde cada pin previamente fue declarado para un propósito en específico.

41 41

Al configurar las tarjetas de esta manera se obtiene una distancia entre pcb’s de 11 mm.

Figura 5. Interacción entre tarjetas Fuente: Vista 3D en SolidWorks, Elaboración propia

Definido lo mencionado anteriormente se procedió al diseño de la tarjeta de sensores. Los componentes SMD aportan a tener mayor área de trabajo, menor peso y uso de las 2 capas de la PCB. El diseño electrónico se divide en 3 secciones o áreas, digital, analógica y regulador de potencia. En la parte digital se involucran todos los sensores de tipo de comunicación I2C y UART, y en la parte analógica todos los sensores analógicos. a) Sección digital Los sensores de esta sección requieren de condensadores de desacoplamiento los cuales ayudan a resolver 2 problemas: primero aporta la energía necesaria para absorber los picos de corriente a través de una pequeña impedancia de línea y además de limitar el tamaño del bucle con un área menor, y segundo, con respecto a los componentes de alta frecuencia, efectúa un cortocircuito en alta frecuencia para impedir la creación de señales parasitas indeseables de forma que si existieran se derivan a masa o tierra. [8] Además, se consideró que al usar un GND general para todos los componentes digitales y analógicos traería consecuencias de existencia de ruidos que puede inducir estados lógicos falsos creando un desorden en la comprensión de los resultados y uso del CLK del I2C por esto se considero usar DGND y AGND unidos en un único punto para evitar estos inconvenientes [9]. b) Sección analógica. Los sensores análogos también tienen condensadores de desacoplamiento y todos estos están conectados a AGND. Se tiene 7 sensores análogos pero la computadora a bordo (STM 32L432KC) cuenta con solo 3 puertos ADC’s los cuales estarán orientados a muestrear los datos de los sensores de voltaje, corriente y radiación ultravioleta, entonces se decidió complementar la capacidad de puertos de muestreo con el módulo ADS1115 el cual tiene 4 puertos ADC’s de 16 bits y comunicación I2C, para poder muestrear correctamente todos los datos de la tarjeta AFE de ALPHASENSE [10] el cual tiene 4 salidas analógicas y de alta resolución.

Figura 6. Módulo ADC de 16 bit y 4 canales Fuente: https://www.adafruit.com/product/1085

c) Sección de regulación de potencia. Si bien existe una tarjeta de potencia es para la regulación de la batería el cual tiene una salida de 5V, la sección de regulación de potencia de la tarjeta de sensores cumple con 3 objetivos: 



Primero, suministra un voltaje condicional (5V) a todos los sensores y módulos a excepción del GPS, ya que se tiene planeado activar todos los sensores cuando el nano satélite se encuentre en la cúspide de su trayectoria dirigido por un comando de telemetría, esto condicionado de 5V es para que el GPS se encuentra todo el tiempo funcionando desde el despegue hasta el aterrizaje del nano satélite. Segundo, regula el voltaje a una salida de 3.3 V (VDD) y suministrar corriente de 82.15 mA, el cual es el consumo de corriente máxima. El componente principal para este funcionamiento es el MIC5225-3.3 el cual proporciona una salida de 3.3V y 150mA. Tercero, logra un cambio de nivel configurable compatible para el puerto I2C de 3.3V a 5V ya que existen varias plataformas como arduino que funcionan a 5V, el principal componente para lograr esto son dos transistores BSS138 FETs con dos resistencias configurados como pull ups.

Una vez reconocido los componentes necesarios, se pasó al diseño en el software Altium Designer V17.1.5 [11] para poder realizar el diseño esquemático y diseño PCB, para posteriormente implementarlo de manera física.

técnica logra obtener resultados satisfactorios ya que se pudo obtener pistas desde 0.2 mm de ancho. Para la soldadura en horno se tiene que tener los perfiles de soldadura de cada componente, estos se encuentran en sus respectivos datasheet, posteriormente se programa el horno por tiempos específicos, el usuario del horno debe estar totalmente convencido que el horno puede entregar la temperatura requerida a la superficie de la baquelita porque corre el riesgo de que la soldadura no logre hacerse correctamente, para probar el horno se puede muestrear la temperatura en un monitor serial con la ayuda de una termocupla. Posterior a ello se realizó las pruebas de soldadura con la estación de aire caliente, para el mismo se debe tomar en cuenta los perfiles de soldadura de los componentes para no dañarlos. Figura 7. Tarjeta de sensores Fuente: Vista 3D en Altium, Elaboración propia

Figura 8. Mini tarjetas SOCs externas al nano satélite a la izquierda del sensor UV y derecha sensor de temperatura. Fuente: Vista 3D en Altium, Elaboración propia

La tarjeta de sensores además de todas sus cualidades para sensado cuenta también con 2 puertos I2C extra para agregar más sensores con este tipo de puerto.

Figura 9. Primera tarjeta de sensores implementada Fuente: Elaboración propia

Para la segunda tarjeta se usó la fresadora CNC para PCB’s usando archivos gerber, los cuales se obtienen del SW Altium, y se realizó la soldadura usando cautín y aire caliente ya que el horno podría desoldar los componentes de los módulos.

IV. IMPLEMENTACIÓN DEL SUBSISTEMA DE LA MISIÓN Se realizaron 2 tarjetas de sensores, la primera tarjeta; esta hecha a base de todo el diseño y requerimiento mencionado anteriormente logrando implementar los MEMS y SMD’s, y la segunda tarjeta; básicamente tiene los mismos principios de diseño que la primera tarjeta, pero es un shield de módulos. Esto para comparar el rendimiento y validación por medio de pruebas entre ambos diseños. Con el mismo propósito de validación de métodos, se realizaron distintas técnicas de manufactura de Pcb’s:      

Metodo del planchado. Uso de percloruro ferrico. Fresadora CNC para Pcb’s usando archivos gerver. Soldadura con cautín. Soldadura con estación de aire caliente. Soldadura con horno.

Figura 10. Segunda tarjeta de sensores implementada Fuente: Elaboración propia

Una vez concluida la implementación de ambas tarjetas se unió todos los subsistemas electrónicos del nano satélite como se detallado anteriormente y se realizaron las pruebas respectivas.

La primera tarjeta fue realizada con el método del planchado y se usó de percloruro férrico y soldadura por horno. La baquelita debe estar limpia antes de ser planchada, esta

43 43

  

Figura 10. Unión de todos subsistemas electrónicos Fuente: Elaboración propia

V. CONCLUSIONES



Los MEMS y SMD’s son sensibles a los cambios de temperatura bruscos y es por ello que se debe considerar sus respectivos perfiles de soldadura porque pueden tener daños irreparables. Ambas tarjetas son doble capa, esto para simplificar la complejidad del diseño electrónico. La primera tarjeta se implemento en un plazo aproximado de 1 mes debido fallas inesperadas en el horno, por lo que, se utilizo la estación de aire caliente y el cautín soldando más de 40 componentes. La segunda tarjeta se implemento en un plazo aproximado de 1 semana y media. Ambas tarjetas fueron sometidas a pruebas de funcionamiento por medio de código implementado en el IDE de arduino e IDE de processing y luego en el IDE Keil para las pruebas con en microcontrolador ARM. Se realizaron las pruebas en cada sección de cada tarjeta obteniendose la siguiente tabla de validación para la implementación en el nano satélite.

Sección

Tarjeta 1

Cuando se diseñó las pistas de las tarjetas se trató de hacer lo más grueso posible, esto ayudo a la soldadura de los componentes. El espacio entre las pistas del circuito con el ground de la tarjeta, debe ser mínimo 1mm. En el transcurso del desarrollo de la tarjeta se conoció del MPU9250 9DOF [12] capaz de disminuir la cantidad de componentes y tener el mismo resultado, este es un MEMS CI fabricado por IvenSense que conlleva en si un acelerómetro, giroscopio y magnetómetro cada uno de 3 DOF, cuenta también con un sensor de temperatura interno y un DMP (Digital Motion Processor) capaz de procesar los complejos algoritmos de MotionFusion. Los sensores de temperatura del nano satélite son CI de 1.5mm x 1.5mm y si no se tiene las herramientas y equipos adecuados es posible dañar el componente debido a su tamaño tan diminuto, es por ello que se recomienda usar el modulo del TMP102 para evitar contratiempos y además cumple con las características de las tarjetas mini Soc’s.

La segunda tarjeta funcionó sin problemas porque se tomó en cuenta lo aprendido con la primera tarjeta, por lo tanto, fue validada para la implementación en el nano satélite. Al comprobar el funcionamiento de todos los sistemas electrónicos se procedió a la implementación en la estructura del nano satélite para realizar las pruebas finales.

Tarjeta 2

Digital



Analógica



Regulación de potencia



Figura 11. Unión de todos los subsistemas Fuente: Elaboración propia

Tabla 5. Validación para la implementación. Fuente: Elaboración propia

La primera tarjeta no fue validada para la implementación en el nano satélite, porque la sección digital no funcionó correctamente, se realizaron diversas pruebas para conocer el motivo y se llegó a establecer, lo siguiente: el tiempo de exposición a altas temperaturas daño los MEMS al momento de ser soldados, lo mismo paso con los capacitores, se quemaron cuando fueron soldados y además el espacio entre las pistas del circuito electrónico con la tierra de la tarjeta, a pesar de estar separadas por 0.24 mm como mínimo, hubo en ciertos lugares donde hacia corto circuito. Ambos problemas lograron dañar la sección digital. Algunos puntos a considerar de la primera tarjeta son los siguientes:

Figura 12. Visualización en processing. Fuente: Elaboración propia

Actualmente, el proyecto presenta un sistema de adquisición de datos similar al de los nanos satélites educativos comerciales como el DemoSat. La tarjetas del DemoSat cuya escala es a la de un cubesat, tiene sensores de temperatura, de posicionamiento GPS, infrarrojo, ultravioleta, giroscopio de 3 ejes, acelerómetro de 3 ejes y sensor de luminosidad.

[12] TDK IvenSense [en línea] [consultado enero de 2018] disponible en: https://www.invensense.com/products/motion-tracking/9axis/mpu-9250/ [13] ESA - Sensor avanzado de estrellas [en línea] [consultado octubre 2017] Disponible en: de http://www.esa.int/esl/ESA_in_your_country/Spain/Sensor_Avan zado_de_Estrellas [14] CubeSatShop – NSS CubeSat Sun Sensor [en línea] [consultado octubre de 2017] Disponible en: https://www.cubesatshop.com/product/nss-cubesat-sun-sensor/ Figura 13. Nano satélite educativo DemoSat. Fuente: Ardusat.org

Tomando en cuenta como margen de referencia a la tarjeta del DemoSat, la tarjeta de sensores cumple las funciones básicas mencionadas a excepción del sensor infrarrojo y luminosidad, pero en recompensa podemos tomar otros datos de mayor importancia para estudios atmosféricos ambientales. Si salimos del margen de plataformas educativas, con sensores profesionales en el tema de cubesat podemos encontrar por ejemplo al sensor de estrellas que son fundamentales para controlar la orientación de un osatélite sensor[13] solar que determina los ángulos del cuerpo de la nave espacial con respecto al sol [14]. REFERENCIAS [1]

E. Vino, J. Maydana, J. Torrez, W. Laura. Tecnología Satelital: Proyectos Multidisciplinarios de Investigación del Instituto de Electrónica Aplicada. Presentado en el Noveno Congreso Argentino de Tecnología Espacial CATE 2017. Córdoba, Argentina. [2] Agencia Boliviana Espacial ABE, “preguntas frecuentes” [en línea], [consultado enero de 2018] disponible en: https://www.abe.bo/preguntas-frecuentes/ [3] Meteo – la circulación general, la atmosfera, la troposfera y su temperatura. [En línea]. [Consultado octubre de 2017]. Disponible en: http://meteo.maicas.net/articulos/circula.html [4] NanoRacks-ArduSat-1 [en línea] [consultado octubre de 2017] Disponible en: https://www.nasa.gov/mission_pages/station/research/experiments /1210.html [5] Ardusat. [En línea]. [Consultado octubre de 2017]. Disponible en: https://es.wikipedia.org/wiki/ArduSat [6] F. López, M. Albino. Proyecto de Investigación Satelital – UAPSAT. Universidad Inca Garcilaso de la Veja – Universidad alas Peruanas. Presentado en el IV Congreso Internacional de Computación y Telecomunicaciones COMTEL 2012. Lima, Perú, 2012. [7] SOLIDWORKS [en línea] [consultado octubre de 2017] Disponible en: http://www.solidworks.es/ [8] Josep Balcells, “Interferencias electromagnéticas en sistemas electrónicos”, Marcomobo. Barcelona (España) 1992. [9] All About Cicruits – DGND Vs AGND [en línea] [consultado octubre de 2017] Disponible en: https://forum.allaboutcircuits.com/threads/dgnd-vs-agnd.17747/ [10] Alphasense – sensor for air quality networks [en línea] [consultado octubre de 2017] Disponible en: http://www.alphasense.com/index.php/air/products/ [11] Altium Designer [en línea] [consultado octubre de 2017] Disponible en: http://www.altium.com/

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Lecciones Aprendidas en el Diseño del Subsistema de Comunicaciones de un Nanosatélite Educativo O. Garnica, D. Clavijo, E. Vino Instituto de Electrónica Aplicada Facultad de Ingeniería Universidad Mayor de San Andrés emvc2004@gmail.com

oscarfgl.10@gmail.com

Abstract— Dentro del proyecto del desarrollo del satélite educativo por parte del Instituto de Electrónica Aplicada de la Universidad Mayor de San Andrés se realizo el diseño del subsistema de comunicaciones de dicho nanosatélite. Este subsistema es el encargado de establecer un enlace de comunicación entre el satélite y la estación terrena y de esta forma ser capaz de recibir señales de comando desde tierra y también transmitir a tierra señales concernientes a la misión del nano satélite. El proyecto está basado en las especificaciones del estándar CubeSat por lo tanto se desarrolló la placa correspondiente según los requerimientos de este estándar. Además, se desarrolló el software necesario para llevar a cabo todas las tareas a llevar a cabo por parte del subsistema. A continuación, se expone el proceso de diseño y los resultados obtenidos.

Palabras Clave — Subsistema de Comunicaciones, CubeSat, Nanósatelite Educativo I. INTRODUCCIÓN

El área de Tecnología Nanosatelital del Instituto de Electrónica Aplicada llevo a cabo el proyecto de la implementación de un Nanosatélite Educativo Experimental basado en el estándar Cubesat que será lanzado mediante un globo de helio a una altura de 6000 msnm. Para llevar a cabo dicho experimento es imprescindible establecer una comunicación confiable entre la estación en tierra y el nanosatélite. Para este objetivo se conformó el grupo del subsistema de comunicaciones formado dos integrantes. Fundamentalmente, el objetivo del grupo fue diseñar e implementar un sistema de comunicaciones completo que garantice el enlace de comunicación entre el satélite y la estación terrena. Se debieron tomar en cuenta varios factores como la altura, la banda de frecuencia, las antenas, la velocidad de transferencia, etc. El subsistema de comunicaciones permitirá enviar comandos y recibir los datos de telemetría del satélite, mediante el uso de los diferentes elementos que componen el subsistema. Dentro de estos se encuentran el Transciever, el TNC/MCU y las antenas. Por otro lado, se incorpora a este subsistema la implementación del módulo GPS en el nanosatélite para poder recolectar los datos de posicionamiento, incorporarlos a la trama de datos y

transmitirlos. Los resultados del proyecto se detallan más adelante. Antena Rx

Transciever

Receptor

Modem TNC/MCU

Transmisor

Hacia el OBC

Modem

Antena Tx Figura 1 Arquitectura básica del subsistema de comunicaciones Fuente: Elaboración Propia

En la Figura 1 se pueden observar la arquitectura básica del subsistema: los componentes y su conexión. Para llevar a cabo la implementación se hizo una lista de los componentes básicos requeridos y posteriormente se hizo una búsqueda de componentes de diferentes características para luego elegir el más adecuado según los requerimientos y las limitaciones del proyecto. Los elementos del subsistema son el transciever, las antenas y el MCU o Microcontrolador como unidad de procesamiento. En la Tabla 1 se especifica la función de cada elemento. Componente

Función y Descripción

Transceiver

Antenas

TNC / MCU

Tabla 1.Descripción de componentes del subsistema de comunicaciones Fuente: Elaboración Propia

47 47

II. DISEÑO DEL SUBSISTEMA a) Planteamiento de los Requerimientos Los requerimientos del subsistema de comunicaciones son aquellas tareas que el subsistema deberá ser capaz de realizar para lograr el cumplimiento de la misión y se mencionan a continuación: • Establecer un enlace de comunicación con la estación terrena a una distancia mayor o igual a 2 Km. • Transmitir la información de telemetría del satélite y de la misión en tiempo real a la estación terrena. • Recibir, validar y trasladar comandos de control desde la estación terrena hacia la computadora central. • Capacidad para controlar, procesar, empaquetar y desempaquetar tramas de un determinado protocolo para la transmisión y recepción de datos. • Garantizar la recepción y transmisión de al menos 80% de datos limpios (información no alterada por interferencias u otra causa de ruido) • Implementar un protocolo de comunicación propio • Incorporar los datos del módulo GPS en la trama de datos. b) Especificaciones de los Componentes El proceso de selección de los componentes se realizó mediante la búsqueda de diferentes opciones para cada componente buscando que las funcionalidades cumplan los requerimientos planteados. Se realizó la búsqueda de tres componentes: el transciever, el MCU y la antena. i) Transceiver Dentro de los transceivers se manejaron diferentes opciones de bandas, protocolos, tasas de transferencia, potencias de transmisión, etc. Por un lado, se tuvo la opción de elegir los transceivers XBee por su facilidad de implementación, pero se prefirió trabajar en la banda 433 MHz debido a que esta banda es de uso común en el ámbito de los nanosatelites por ser banda de radioafición y dado que se cuenta con una antena y estación terrena sensible a esta banda en el IEA. Además, se consideró una potencia considerable con la cual se debería tener un alcance de 2Km o más. Finalmente se eligió el modulo SV 651 de la empresa Nice RF. Este módulo se seleccionó por sus características de radio: Frecuencia, Potencia, Sensibilidad, etc. Además que es fácilmente programable y posee 4 bandas de operación. Haciendo los cálculos de enlace este módulo nos permite trabajar hasta 80 Km.

Figura 2. Transciever SV 651 Fuente: SV 651 Product Datasheet

ii) MCU

Valor 433/470/868/915 1200 – 115200 bps GFSK -121 dBm 500 mW / 27dBm 14.0g

Tabla 2. Especificaciones de SV 651 Fuente: Elaboración Propia

Uno de los componentes que nos proporcionará la capacidad de realizar el control del subsistema (configuración de transciever, ordenes de ejecución), procesamiento y/o tratamiento de tramas de datos, comunicación y comandos, es justamente el MCU. Para la selección de una computadora exclusiva, se consideraron una variedad de tecnologías actuales, las cuales desarrolladas a través de hardware y software libre proporcionan al proyecto la facilidad de adquirir componentes y el desarrollo de proyectos multidisciplinarios. Una de estas tecnologías conocida como Arduino, presenta un hardware consiste en una placa de circuito junto con un microcontrolador usualmente Atmel AVR. De acuerdo a los requerimientos y condiciones base del subsistema de comunicaciones, se eligió el componente electrónico Arduino Pro-Mini cuyo sistema está basado en un microcontrolador ATMega328 de una familia de bajo consumo de energía, el mismo contiene varias interfaces para distintas aplicaciones. El Arduino Pro Mini fue diseñado y fabricado por SparkFunElectronics. Su programación puede ser realizada mediante otra placa Arduino o un conversor UART a USB que será conectado a una PC respectivamente.

Figura 3. Arduino Pro Mini Fuente: www.sparkfun.com

Especificación Procesador Frecuencia de Procesamiento Pines digitales Pines Analógicos Voltaje de Alimentación Peso SRAM EEPROM Flash Memory UART SPI I2C

Valor ATmega328 16 MHz 14 8 5V < 2g 2 KB 1 KB 32 KB 1 1 1

módulos y las interconexiones del subsistema. El diseño se dividió en dos partes fundamentales, el desarrollo del software y el diseño de la placa PCB.

Tabla 3. Especificaciones Arduino Pro Mini Fuente: Elaboración Propia Figura 5. Esquema del Subsistema COMMS Fuente: Elaboración propia

iii) Antena En el caso de las antenas se consideraron los parámetros más importantes que son la frecuencia, la ganancia, las dimensiones y el tipo de conector. Por este motivo se seleccionó la antena SW433-WT36. Esta es una antena tipo codo, diseñada especialmente para la comunicación inalámbrica en 433MHz. Tiene buena VSWR, una ganancia de 2.5dBi, polarización vertical, un peso de 7g y un largo de 45 mm.

d) Desarrollo del Software En lo que a software de operación se refiere, el mismo está basado en un diagrama de estados que refleja el comportamiento en las distintas etapas de operación del subsistema. En la Figura 6 se observa distintos estados en los cuales el subsistema se desplaza debido a distintos factores y condiciones que influyen en el funcionamiento y transición a los distintos estados; los mismos están detallados en la Tabla 5.

Figura 4. Antena SW433-WT36 Fuente: Datasheet SW433-WT36

Especificación Frecuencias de Operación VSWR Ganancia Impedancia de entrada Polarización Peso Tipo de conector Largo

Valor 433 (±5) MHz ≤ 1.5 2.5 dBi 50 Ω Vertical 7g SMA 45mm

Tabla 4. Especificaciones de SV 651 Fuente: Elaboración Propia

c) Arquitectura del Subsistema El subsistema de comunicaciones estara conformado por 4 elementos principales: el transceiver SV 651, el arduino ProMini, la antena y el GPS. Las conexiones entre elementos son interfaces seriales por lo tanto se tienen 3 interfaces seriales: una para comunicación del Arduino ProMini y Transciever(UART Transciever), una segunda para la comunicación con el OBC/CDH (UART CDH) y una para la comunicación con el modulo GPS (UART GPS). Estas intefaces son configuradas como puertos virtuales en el caso del UART CDH y UART GPS, y para el UART Transceiver se utiliza el puerto serial por defecto del Arduino ProMini. A continuacion, se observa un esquema del subsistema completo. En la Figura 5 se observa un esquema de los

Figura 6. Diagrama de Estados del Subsistema de Comunicaciones Fuente: Elaboración propia

Condiciones para cambio de Estado Comando de encendido de Tranceiver desde MCU Central SYNC Establecimiento de Comunicación con Estación Terrena STBY Comando de paso a Estado Ahorro desde MCU Central ACK_TIMER_ Tiempo máximo de espera de ACK MAX desde Estación Terrena SOS Comando de paso a Estado de Emergencia (Altura Fija) ENC

Tabla 5. Tabla de Condiciones para cambio de Estado Fuente: Elaboración propia

49 49

En el primer estado del subsistema de comunicaciones, todo el sistema se encuentra en estado de ahorro a la espera de una trama de comando desde la computadora a bordo que proporcionará la orden de encendido del transceiver y el paso al estado de Establecimiento de la comunicación. En el siguiente estado el subsistema se encuentra en negociación de la comunicación y saludo de 3 vías mencionado anteriormente; en caso de completarse este proceso, se notifica a la computadora a bordo que el subsistema de comunicaciones se encuentra listo para transmitir telemetría de forma segura a la estación terrena (Estado de transmisión y recepción). El ultimo estado del presente subsistema (Estado de Emergencia), es también controlado directamente por la computadora a bordo, la cual a través de diversos factores comunicara al subsistema de comunicaciones que se debe pasar a un estado en el cual se debe trasmitir una señal intermitente que servirá para la búsqueda del CubeSat al completarse el tiempo de vuelo o en caso de existir algún tipo de falla. En el diseño del presente diagrama de estados (Figura 6) se presentaron diversos problemas como situaciones poco usuales en el que exista una altura fija pero no se haya llegado a la altura mínima de comunicación, se solucionaron varios problemas con la conexión directa de todos los estados al estado de emergencia. El uso de temporizadores proporciona al subsistema la capacidad de automatizar ciertos procesos que de muchas maneras contribuyen a la solidez del sistema y paso de un estado a otro para evitar errores como bucles infinitos en algún estado del presente subsistema. A partir del diagrama de estados del sistema se procedió a realizar la programación mediante el uso del IDE de Arduino, usando la librería Software Serial y Tiny GPS, para la configuración de puertos seriales virtuales y para la adquisición de datos del módulo GPS. Además cabe recalcar se realizó dos programas, uno para la estación terrena y otro para el cubesat. En una primera instancia se definieron las variables a usar donde se encuentran, los tamaños y tipos de tramas, las cabeceras, retardos y variables auxiliares para la adquisición de datos y para llevar a cabo el algoritmo planteado. Posteriormente se define la sección de setup, inicializando los puertos seriales y todas las variables necesarias para el envío, recepción de datos y conformación de tramas. Luego en la sección principal del programa se define el funcionamiento esencial del programa, dado por el funcionamiento del diagrama de estados propuesto anteriormente, se implementan los cuatro estados. En cada estado se define las tareas que debe realizar el cubesat, es decir el saludo de tres vías, la retransmisión de tramas, la configuración del transciever y el envío de tramas de comando y comunicación. Por último se definen todas las funciones necesarias para llevar a cabo dicho funcionamiento, dentro de esta funciones están la función del Saludo de tres vías, Enviar ACK o Comando, Comprobar ACK o Comando,

Configuración Modo Ahorro, Configuración Modo TxRx, Comprobar comando de inicio, Recepción de Data, modo TxRx, la función de verificación de checksum y la función de cálculo de checksum. f) Protocolo y tipos de Tramas La existencia de un protocolo de comunicación es importante para el tratamiento de la información, se debe utilizar una estructura de datos que el transmisor como el receptor puedan utilizar para identificar el tipo de datos, la verificación de errores y la corrección de los mismos. Por todo lo mencionado anteriormente, se realizó la determinación de los tipos de tramas que el subsistema de comunicaciones procesará y reenviara de acuerdo a sus funciones correspondientes. La importancia de la recepción correcta de los datos en la estación terrena y el correcto cálculo de las distintas velocidades de transmisión de nuestro transceiver tienen un impacto directo en el tamaño de los distintos tipos de tramas que se establecieron de la siguiente forma: •

Trama de Comunicación

Existen tres tipos de tramas para el inicio de comunicación entre la estación terrena y el cubesat respectivamente. Debido a que la existencia de una comunicación solida entre trasmisor/ receptor no será del todo segura y confiable al enviar solamente una señal de datos, se llegó a la conclusión de que un saludo de 3 vías es totalmente factible y necesario para asegurar una comunicación completa para comenzar con una trasmisión efectiva de datos y telemetría. Los nombres de las tres tramas de comunicación son las siguientes: • • •

Request ACK Cubesat ACK Estación Terrena

Una vez establecida la comunicación confiable y comenzada la trasmisión de telemetría, podría no existir una garantía del trasmisor de que se esté recibiendo los datos en el otro punto, por lo cual es necesaria una trama extra que sea enviada desde la estación terrena para confirmar que evidentemente se esté recibiendo los datos enviados. A esta trama de control de comunicación la denominaremos: •

ACK Estación Terrena

La trama de comunicación se muestra en la Figura 7. Inicio (1 byte)

Cabecera (1 byte)

Cheksum (1 byte)

Fin (1 byte)

Figura 7. Trama de Comunicación Fuente: Elaboración propia

El tamaño de la trama de comunicación consiste en 4 bytes que contienen un identificador para el inicio y fin de la trama, el control de errores y lo más importante la cabecera será nuestro identificador principal para diferenciar entre un tipo de trama de comunicación. •

Trama de Comandos

El control del CubeSat desde la estación terrena es de vital importancia para realizar diversos cambios de estado en el

sistema. Dentro los objetivos de la misión está el de llegar a un punto máximo en el cual mediante un comando recibido desde la estación terrena la computadora a bordo realizará diversas tareas. Existen solamente dos subtipos de trama que cambiaran el estado del CubeSat: • •

SOS TC

Ambos subtipos de trama se reenvían a la computadora a bordo para realizar distintas tareas. La trama a utilizar y con el tamaño ya conocido se muestra en la Figura 8. Inicio (1 byte)

Cabecera (1 byte)

Cheksum (1 byte)

Fin (1 byte)

Figura 8. Trama de Comandos Fuente: Elaboración propia

•

f) Diseño de PCB Debido a que la placa PCB se debe intercomunicar con los demás subsistemas, se definió el pinout los Headers que intercomunican todas las placas del Cubesat. Para esto se tuvo que considerar todas las interfaces necesarias para comunicar los subsistemas. Dentro de estas interfaces están los pines de comunicación serial entre COMMS y OBC, comunicación serial para la implementación de la cámara y para el GPS, la interfaz I2C para la comunicación con la placa de sensores, los pines analógicos de la placa de sensores, la interfaz SPI para el storage, los pines de alimentación, etc. El resultado de esta asignación de pines se muestra en la Figura 7.

Trama de Datos

Este tipo de trama tiene la característica especial de tener un tamaño que varía en función de la longitud de los datos o cantidad de bits por sensor incluido en el Cubesat. La trama a utilizar se muestra en la Figura 9. Inicio (1 byte)

Cabecera (1 byte)

Datos (Long. variable)

Cheksum (1 byte)

Fin (1 byte)

Figura 9. Trama de Datos Fuente: Elaboración propia

El tamaño máximo de trama es de 42 bytes, los cuales están ordenados en la trama de acuerdo a la Figura 10. SIGLA Inicio

START

Cabecera

HEAD

Magnetómetro

MAG

Acelerómetro

ACEL

Giroscopio

GIR

Barómetro

BAR

Temperatura

TEMP

Sensor de Corriente SC Sensor de Voltaje

Sensor Ultravioleta

SUV

Reloj

CLOCK

Latitud

LAT

Longitud

LONG

Altitud

ALT

Relleno

FILL

Checksum

CHECKSUM

Fin

END

Tabla 6. Siglas de la Trama de Datos Fuente: Elaboración propia

Figura 11 PinOut Headers. Fuente: Elaboración propia

El programa elegido para el desarrollo de la placa fue el software Altium 17 que consta de todos los recursos para la implementación de un PCB, desde la creación de los componentes, creación de pistas y desarrollo del esquemático del circuito. En una primera instancia se crearon los componentes involucrados, tanto el pinout y el footprint para poder incorporarlos a la plantilla de diseño con las dimensiones correctas de la placa, posteriormente se adiciono los headers y componentes adicionales (resistencias). Se implementó un divisor de tensión en los pines del Transciever debido a que estos trabajan con 3.3V y las salidas del arduino son de 5V. El esquemático final del circuito se muestra a continuación. Una vez posicionados los componentes se realizó el ruteo de las pistas manualmente de manera que todas las pistas queden en una sola cara y sin solaparse. Posteriormente se definió el relleno de las secciones vacías con la función Poligon Pour con una distancia de 1mm de separación con las pistas. El ancho de las pistas se definió como máximo de 1 mm para hacer más fácil el soldado de los componentes. Por otro lado el diámetro de todos los paths se configuro en 1.9mm, lo que nos permitirá soldar de manera más fácil. En la Figura 8 se puede observar la PCB diseñada. Luego del diseño de la placa se pasó a la implementación real, mediante el método de planchado y posterior soldado de componentes.

Figura 10. Trama de Datos Fuente: Elaboración propia

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Figura 12. Footprint de PCB COMMS y visualización 3D Fuente: Elaboración propia

Luego del diseño en Altium se procedió la fabricación física del PCB, se utilizó, en este caso, una placa de baquelita de una sola cara y se utilizó el método del planchado. La primera placa implementada no salió como se esperaba debido a problemas con incorrecto quemado de las pistas. Debido a los problemas presentes en la primera placa se realizó una segunda placa incorporando algunos cambios en el diseño, ampliando las pistas de 0.8mm a 1mm, y la separación entre pistas y para el relleno de 1 mm. De esta forma se obtuvieron mejores resultados utilizando, además, papel cuché para la impresión y posterior planchado. Una vez habiendo comprobado la continuidad de las pistas y la ausencia de corto circuitos se procedió a la perforación de los huecos de los paths. Este procedimiento se realizó con un taladro pequeño también llamado mini drill con brocas de 0.5mm, 0.7mm y 0.8mm. Se tuvo que ampliar los huecos en los cuales no entraban los pines de los headers machos, los pines del conector del transciever y los pines del Arduino. A continuación se procedió a soldar todos los componentes haciendo uso del equipo especializado adquirido por el IEA. Al finalizar todas las soldaduras de la placa se comprobó el correcto funcionamiento de los componentes, para esto se cargó un programa de prueba de envío de datos de manera periódica y la recepción en el otro transciever. La placa implementada no presento mayores problemas eléctricos y físicos. A continuación se observa el subsistema finalizado.

Figura 13 Subsistema de Comunicaciones Implementado Fuente: Elaboración propia

III. PRUEBAS Las pruebas de funcionamiento del subsistema se realizaron por partes a medida que se desarrollaba el proyecto, en una primera instancia las pruebas fueron exclusivamente del subsistema solo y posteriormente incorporando los demás subsistemas. Se realizaron pruebas de trasmisión y recepción exitosas llegando a realizar las pruebas con los demás subsistemas conectados obteniendo un comportamiento correcto, pero todavía con detalles del funcionamiento que faltaban implementar, una vez modificado el software de forma que cumpliera todas las funciones del subsistema de comunicaciones, exceptuando el funcionamiento del módulo GPS, se pasó a optimizar el funcionamiento con el subsistema de la Computadora a Bordo obteniendo resultados positivos Se realizó las pruebas de campo con el sistema final integrado en la Facultad de Ingeniería/Obelisco, en el campus de Cota Cota y en el Puente de las Américas. Se procedió a realizar la prueba de comunicación a distancia en el Puente de las Américas. El cubesat permaneció inmóvil en el Puente mientras que la estación terrena se movió desde el inicio de la Cancha Zapata hasta cercanías del Puente. Como resultado de las pruebas, la comunicación o se pudo establecer a larga distancia, sin embargo, a corta distancia la comunicación de los datos fue correcta. Los resultados obtenidos nos muestran la necesidad de resolver y mejorar la interacción y el sincronismo, etc.

poder cumplir con los requerimientos y el plan de vuelo planteado, finalmente se obtuvo un resultado óptimo pero, todavía considerando que se deberá implementar la adquisición y transmisión de datos del módulo GPS.

Figura 14 Pruebas realizadas con el sistema Fuente: Elaboración propia

IV. TRABAJO FUTURO El trabajo realizado hasta el presente es todavía un prototipo del subsistema por lo tanto está sujeto a posteriores modificaciones y mejoras de acuerdo a posibles cambios dentro del proyecto. El software desarrollado todavía es sujeto a modificaciones debido a que presenta dificultades de interacción con el Subsistema de Manejo de Datos a Bordo. Es preciso realizar un diagnóstico del software en distintos aspectos: primero se sugiere realizar un análisis del sincronismo entre la estación terrena y el subsistema considerando los tiempos de retardo dentro de los programas y al mismo tiempo verificar el funcionamiento a distintas velocidades de transmisión de los transcievers. Por otro lado se debe evaluar el funcionamiento de la comunicación serial entre el subsistema de datos a bordo y el subsistema de comunicaciones mediante pruebas que permitan comprobar el funcionamiento correcto de esta interfaz. Por otro lado es una posibilidad plantear la modificación del código fuente haciendo uso de herramientas como las interrupciones por hardware o software, el uso de timers, etc. que permitan mejorar el funcionamiento del sistema. V. CONCLUSIONES A partir de la colección de datos técnicos de posibles componentes, se determinaron los componentes más adecuados considerando los requerimientos de la misión y los cuatro factores limitantes: costo, tiempo, riesgo y recursos humanos. Al observar el diseño del presente subsistema, se afirma que el mismo está basado en la esencia de un subsistema de comunicaciones real. Al contar con los componentes y características detalladas al inicio del documento, la capacidad de diseño estaría limitada solamente por los factores mencionados anteriormente. Al ser este un proyecto multidisciplinario cumple en su mayoría con requerimientos necesarios y toda la ingeniería para su desarrollo.

En cuanto al hardware, el PCB final implementado no tuvo problemas de tipo eléctrico ni físico y a partir de la fabricación de esta placa se obtuvieron las herramientas necesarias para lograr un acabado final del PCB. De todas formas, este diseño e implementación pueden ser optimizados debido a que el acabado de las placas no es equiparable a un acabado industrial necesario para validar cualquier sistema electrónico para enviarlo a orbita espacial. Finalmente las pruebas realizadas demostraron que el equipo que trabajo, fue capaz de implementar el satélite con resultados satiosfactorios, pudiendo implementar el plan de vuelo dentro del cual está el saludo de tres vías, los estados de ahorro/inicio, transmisión/ recepción y estado de emergencia. Quedan varios temas por resolver, principalmente desarrollar los elementos del sistema de la adquisición de los datos del GPS, y lograr una robustez del sistema que permita tener una contingencia a cualquier tipo de error. REFERENCIAS [1] Wiley Larson & James Wertz, Space Mission Analysis and Design, 3th Edition, 2005. [2] Chris Noe, Design and Implementation of the Communications Subsystem for the Cal Poly CP2 CubeSat Project, Computer Engineering Department, California Polytechnic State University, 2004. [3]

Oscar Garnica Laime, Subsistema de Comunicaciones y Subsistema de Manejo de Datos a Bordo de un Nanosatélite, 2018

[4]

Diego Fernandes Boesel, Gerrit Holl, Joshy Madathiparambil Jose, Raveesh Kandiyil, DmitrySidorov, MallikarjunVayugundla, CanSat Final Report, 2008

[5]

Ramírez Santiago Pedro, Diseño y Fabricación del Subsistema de Comunicaciones UHF para un Nano Satélite Experimental, Universidad Nacional Autónoma de México, 2016

[6]

El diseño del subsistema de comunicaciones tuvo dos partes fundamentales, el software y el hardware, el desarrollo del software resulto ser dificultoso por el grado de detalle para

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