TFG-4183 GonzÃlez Bautista

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Equation Chapter 1 Section 1 
Proyecto Fin de Grado 
Grado en Ingeniería Electrónica, Robótica y 
Mecatrónica 
 
Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
Dpto. de Ingeniería Electrónica 
Escuela Técnica Superior de Ingeniería 
Universidad de Sevilla 
 
Autora: Paula González Bautista 
Tutores: Fernando Muñoz Chavero 
José Ignacio Mateos Martín 
Agustín García Saez 
 
Sevilla, 2022 
ii 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
iii 
 
Proyecto Fin de Grado 
Grado en Ingeniería Electrónica, Robótica y Mecatrónica 
 
 
 
 
 
Sistema de ensayo electrónico en plataforma 
CubeSat 
 
 
Autora: 
Paula González Bautista 
 
 
Tutores: 
Fernando Muñoz Chavero 
José Ignacio Mateos Martín 
Agustín García Saez 
 
 
 
Dpto. de Ingeniería Electrónica 
Escuela Técnica Superior de Ingeniería 
Universidad de Sevilla 
Sevilla, 2022 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
iv 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
v 
 
 
 
 
Proyecto Fin de Grado: Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
 
 
 
Autora: Paula González Bautista 
Tutores: Fernando Muñoz Chavero, José 
Ignacio Mateos Martín y Agustín 
García Saez 
 
 
 
El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: 
Presidente: 
 
 
 
Vocales: 
 
 
 
 
Secretario: 
 
 
 
 
Acuerdan otorgarle la calificación de: 
 
vi 
 
Sevilla, 2022 
 
 
 
El Secretario del Tribunal 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
vii 
 
 
A mi familia 
A mis maestros 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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ix 
 
 
Agradecimientos 
Siendo este trabajo la culminación de mi grado me gustaría empezar dando las gracias a los buenos docentes, 
cuya vocación por la enseñanza y la tecnología han hecho posible que hoy este aquí. A mi familia, por enseñarme 
a ser constante y no rendirme nunca. A mi hermana, Elisa, por darme siempre el empujoncito final. A mi pareja, 
por el infinito cariño y apoyo. A la electrónica y el espacio, por existir y ser fascinante. 
En especial agradecer a Fernando Muñoz Chavero, por creer en mí y en el proyecto, habiendo sido un honor 
para mí aprender de su mano. A José Ignacio Mateos Martín, por guiarme con CubeSat y adentrarme en un tema 
tan desconocido para mí. 
Y, por último, dar gracias a Alter Technology y en especial a Agustín García Sáez, por ser mi tutor en el período 
de prácticas en el que desarrollé el proyecto y brindarme toda su ayuda, consejos y motivación. 
Este proyecto es un poquito de todos, gracias. 
 
Paula González Bautista 
Sevilla, 2022 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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xi 
 
 
 
Resumen 
• Este proyecto consiste en el proceso inicial del diseño de un vehículo embarcado de test, con el 
objetivo de caracterizar componentes en órbita LEO. A lo largo del trabajo se recoge la base 
documental CubeSat y la elaboración de una PCB basada en electrónica espacial teniendo en cuenta 
los requisitos técnicos, mecánicos y funcionales de dicha plataforma para el posterior estudio de la 
degradación de componentes electrónicos en condiciones de vuelo debido a la radiación. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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xiii 
 
Abstract 
• This project consists of the initial design process of an on-board test vehicle, with the aim of 
characterising components in LEO orbit. Throughout the work, the CubeSat documentary base and the 
development of a PCB based on space electronics are collected, considering the technical, mechanical 
and functional requirements of this platform for the subsequent study of the degradation of electronic 
components in flight conditions due to radiation. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
xiv 
 
ÍNDICE 
 
Agradecimientos ix 
Resumen xi 
Abstract xiii 
Índice de Tablas xvi 
Índice de Figuras i 
Notación i 
Introducción 1 
1.1 Introducción 1 
1.2 Objetivo del proyecto 4 
2 Esquema del proyecto 5 
2.1. Planificación 5 
2.2 Alcance del proyecto 5 
2.3 Requisitos 5 
2.3.1 Requisitos de la misión 5 
2.3.2 Requisitos estructurales 6 
2.3.3 Requisitos de diseño 7 
2.3.4 Requisitos de potencia 8 
2.3.5 Requisitos de comunicación 9 
2.3.6 Requisitos del manejo de comandos y de datos 11 
2.3.7 Requisitos de la Payload 13 
2.3.8 Resumen de requisitos 13 
3 Diseño hardware 17 
3.1 Fuente de alimentación de bajo ruido 18 
3.2 Componentes bajo ensayo 18 
3.3 Red de polarización 19 
3.3.1 Diseño de la fuente de corriente 19 
3.3.2 Adaptación de las fuentes de corriente 20 
3.2 Circuitos 20 
3.3 Diseño Software 26 
4 Placa de circuito impreso 31 
4.1 Primer prototipo 31 
4.1.1 Schematic 31 
4.1.2 Board 37 
4.2 Segundo prototipo 39 
5 Conclusiones y líneas futuras 43 
Referencias 44 
Anexo A 48 
 
 
 
 
 
xv 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
xvi 
 
ÍNDICE DE TABLAS 
Tabla 2-1. Características [20] 6 
Tabla 2-2. Características [21] 7 
Tabla 2-3. Características [26] 9 
Tabla 2-4. Características [28] 10 
Tabla 2-5. Características [29] 12 
Tabla 2-6. Requisitos de la misión 13 
Tabla 2-7. Requisitos estructurales 13 
Tabla 2-8. Requisitos de diseño 13 
Tabla 2-9. Requisitos de potencia 13 
Tabla 2-10. Requisitos de comunicación 14 
Tabla 2-11. Requisitos de la computadora a bordo 14 
Tabla 2-12. Requisitos de la Payload 14 
Tabla 2-13. Requisitos en función de las fases del proyecto 15 
Tabla 3-1. Descripción de requisitos Fase I del proyecto 17 
Tabla 3-2. Descripción de requisitos Fase II del proyecto 27 
Tabla 4-1. MCUs 40 
Tabla 4-2. LDO 40 
Tabla 4-3. Operational Amplifier 41 
Tabla 4-4. Digital Potentiometer 41 
Tabla 4-5. DAC 41 
 
ÍNDICE DE FIGURAS 
Ilustración 1-1. Estructura CubeSat [13] 2 
Ilustración 2-1 Plataforma 1U [20] 6 
Ilustración 2-2. Plataforma 3U [21] 7 
Ilustración 2-3. Formato PC-104 para tarjetas electrónicas [23] 8 
Ilustración 2-4. EPS para un 1U [26] 9 
Ilustración 2-5. Diagrama de bloques NanoPower [27] 9 
Ilustración 2-6 Dispositivo SDR [28] 10 
Ilustración 2-7. NanoMind A3200 [29] 11 
Ilustración 2-8. NanoDock [30] 12 
Ilustración 3-1. Diseño de la estructura 18 
Ilustración 3-2.Fuente de corriente regulable 20 
Ilustración 3-3. Corriente de la carga en función del voltaje de entrada 20 
Ilustración 3-4. Corriente de la carga en función del voltaje de entrada 21 
Ilustración 3-5. DC sweep en LTSpice 21 
Ilustración 3-6. Adaptación para el canal ADC0 21 
Ilustración 3-7. Tensión en ADC0 y tensión en Vdd 22 
Ilustración 3-8. Circuito polarización directa diodo 22 
Ilustración 3-9. Corriente de la carga en función de la tensión que cae en la carga 23 
Ilustración 3-10. Tensiones de ADC1 y ADC2 23 
Ilustración 3-11. Circuito polarización inversa del diodo 24 
Ilustración 3-12. Corriente del diodo en polarización inversa 24 
Ilustración 3-13. Corriente del diodo en polarización inversa II 25 
Ilustración 3-14. Tensión del ADC3 25 
Ilustración 3-15. Polarización del transistor BJT 25 
Ilustración 3-16. VCE del transistor BJT 26 
Ilustración 3-17. Señales ADC4 y ADC5 26 
Ilustración 3-18. Pinout Núcleo-L432KC 28 
Ilustración 3-19. Device block diagram de MCP4461-10329 
Ilustración 4-1. Alimentación 31 
Ilustración 4-2. Circuitos de polarización 32 
Ilustración 4-3. LDO MIC5365-3.3YC5 32 
Ilustración 4-4. Level shifter SDA and SCL 33 
Ilustración 4-5. Potenciometro digital MCP4461-103 33 
Ilustración 4-6. Conector placa de evaluación 34 
Ilustración 4-7. Conector auxiliar 34 
Ilustración 4-8. Conector PC-104 35 
ii 
 
Ilustración 4-9. Top of the circuit board NanoMind 35 
Ilustración 4-10. Stack Connector NanoMind 36 
Ilustración 4-11. Diseño plataforma de test 37 
Ilustración 4-12. Board de la plataforma de test 38 
Ilustración 4-13. 3D de la plataforma de test 39 
 
 
Notación 
 
 
 
HSL 
SW 
LEO 
COTS 
µC/MCU 
TID 
NASA 
DAC 
ADC 
SEE 
High Speed Link 
Software 
Low Earth orbit 
Componentes electrónicos listos para usar 
Microcontrolador 
Total Ionizing Dose 
National Aeronautics and Space Administration 
Digital to Analogue Converter 
Analog to digital converter 
Single Event Effects 
 
 
 
1 
 
1. INTRODUCCIÓN 
1.1 Introducción 
El 4 de octubre de 1957, el satélite soviético Sputnik I marcó un antes y un después en la historia del espacio 
[1]: fue el primer lanzamiento exitoso de un satélite artificial. Tras este acontecimiento, Estados Unidos 
respondió acelerando la carrera espacial con el satélite Explorer I. La era espacial había comenzado y aunque el 
Sputnik era un satélite de unos 80 kg [2] esto no condicionó que los satélites no fueran creciendo y que durante 
las décadas posteriores el acceso a esta tecnología solo estuviera disponible para algunos países y grandes 
multinacionales. 
Con el avance de la tecnología, el camino de la miniaturización se hizo presente en la industria espacial. Dicha 
industria avanzó pasando del llamado Old Space (donde los programas espaciales estaban reservados para 
algunos gobiernos y empresas con grandes capitales) al New Space [3]. El New Space apostaba por la liberación 
del espacio [5], gracias en parte a una tecnología más pequeña, ágil y asequible [4], lo que generó una 
comercialización del espacio más diversa en la que muchas industrias impulsaron su carrera espacial [4]. 
Guillermo Lamelas, consejero delegado de la firma española de nanosatélites Alén Space consideró este 
fenómeno como la “democratización del espacio”. Esta democratización se vio impulsada por la reducción 
drástica del tamaño, coste y plazo [2] que se desarrolló con los nanosatélites. 
Aunque estos pequeños satélites operan en su mayoría en órbitas bajas, de unos 400 km y 1000 km de altitud, 
Roibás Millán asegura que “La principal diferencia radica en la filosofía de diseño, que emplea lo que se llama 
aproximación design-to-cost. Se trata de incluir el coste como parámetro de diseño, de manera que la 
planificación del proyecto es muy estricta. La consecuencia directa es que se ha pasado de un escenario en el 
que solo un selecto grupo de países, agencias espaciales y grandes industrias construyen y lanzan satélites, a uno 
en el que muchos centros de investigación y universidades pueden hacerlo”, apuntando que para conseguir 
avances en innovación “muchas veces hay que asumir riesgos y hacer un proceso de prueba y error hasta dar 
con la solución deseada, algo que con un satélite de 200 millones de euros no es una opción”. Por esta razón los 
nanosatélites se han convertido en plataformas muy valiosas para científicos e investigadores [4]. 
Los pequeños satélites se clasifican en cuatro categorías: 
• Microsatélites: con un rango de masa de 10 kg a 100 kg. 
• Nanosatélites: con un rango de masa de 1 kg a 10 kg. 
• Picosatélites: con un rango de masa de 0,1 kg a 1 kg. 
• Femtosatélites: con un rango de masa de 10 g a 100 g. 
 
Aunque el momento determinante en este proceso fue el surgimiento del concepto CubeSat. Este concepto surgió 
en el mundo universitario como resultado de un trabajo de la mano de los profesores Jodi Puig-Suari 
(Universidad Estatal Politécnica de California) y Bob Twiggs (Universidad de Stanford). Su objetivo era diseñar, 
construir, probar y operar un vehículo espacial con capacidades similares al Sputnik I con el fin de abaratar 
costes [5]. 
CubeSat es una estandarización miniaturizada de un satélite en la categoría de los nanosatélites cuyas medidas 
de longitud, ancho y largo son de 10 cm x 10 cm x 10 cm y un peso total inferior a 1,33 kg [6], [7]. Esta filosofía 
se diferencia de los grandes proyectos satelitales, por el bajo coste en su desarrollo y por el uso de componentes 
COTS en los pequeños satélites. Ambas diferencias se relacionan entre sí, el bajo coste del proyecto implica que 
se asuman más riesgos que con un satélite convencional. 
Para describir este estándar es importante categorizar los subsistemas que lo componen: 
• Subsistema estructural: da forma y rigidez a los equipos y subsistemas del satélite. Esta estructura se 
fabrica con aleaciones de aluminio debido a que las características de estos materiales son óptimas para 
 
2 
 
2 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
el ambiente espacial [8] [9]. 
• Subsistema de control térmico: mantiene la temperatura de todo el satélite y sus componentes en un 
rango apropiado durante el tiempo de vida de la misión. Generalmente se clasifican en activos y pasivos. 
Entre los pasivos están los acabados superficiales y los recubrimientos [10] [8]. 
• Subsistema de control y determinación de actitud (ADCS, Attitude Determination and Control 
Subsystem): encargado de medir y orientar el satélite de manera continua para mantenerlo en la posición 
y orientación deseada [10]. 
• Subsistema de potencia (EPS, Electrical Power Subsystem): suministra energía y garantiza que el 
satélite tenga capacidad para cargar las baterías (cuando le esté dando el sol) y para compensar la pérdida 
en la fase de sombra [10]. 
• Subsistema de comunicación (Communication Subsystem): transmite la señal hasta la estación en tierra 
para enviar y recibir datos obtenidos por la carga útil del satélite. La señal se transmite en el espacio 
como una onda electromagnética [11] [12] 
• Subsistema de manejo de comandos y de datos: es la computadora de a bordo (OBC, On Board 
Computer), unidad central de procesamiento digital de datos sobre el satélite. Primordial para que todos 
los subsistemas funcionen en conjunto, por lo que se suele denominar el cerebro del sistema. 
Estos subsistemas conforman la plataforma satelital, pero para que lanzar un nanosatélite al espacio tengo 
sentido, se necesita mínimo una carga útil (Payload). Sin la carga útil, el nanosatélite sería simplemente un objeto 
orbitando sin ninguna función (a no ser que la función sea probar dicho nanosatélite de manera educativa). La 
carga útil es la razón por la que se diseña el CubeSat, sin embargo, gracias a su estructura apilable muchos de 
ellos tienen más de una carga útil [13]. Un ejemplo de un sistema CubeSat con varias Payloads podría ser este: 
 
Ilustración 1-1. Estructura CubeSat [13] 
 
La filosofía CubeSat esta desarrollada para tolerar un mayor riesgo de fallo, una vida útil menor que la de los 
satélites convencionales y sus aplicaciones no cubren del todo la de los satélites convencionales. No obstante, 
son muchas las aplicaciones de este nuevo paradigma: 
 
3 
 
3 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
• Observación de la tierra. Recoger datos e interpretarlos es esencial para la gestión de los recursos 
naturales y el desarrollo de una economía sostenible. Analizar el impacto humano en agricultura, 
bosques, geología y medioambiente es crítico para la mejora de las condiciones de vida de la población. 
• Comunicaciones del Internet de las Cosas (IoT). Los nanosatélites son la base del desarrollo del IoT a 
nivel global, permitiendo comunicaciones con las zonas sin cobertura terrestre a través de una 
infraestructura espacial. Cada vez habrá más objetossensorizados y redes con necesidad de 
comunicación a nivel planetario. 
• Geolocalización y logística. La gestión de activos (aviones, barcos, vehículo, etc.) puede ser imposible 
o sumamente costosa en zonas sin cobertura terrestre. Desde el espacio y con una visión global, una 
constelación de nanosatélites puede monitorizar a diferentes grupos de activos en cualquier parte del 
planeta de manera inmediata. Los nanosatélites pueden complementar las redes terrestres en actividades 
logísticas complejas. 
• Monitorización de señales. Los nanosatélites permiten monitorizar las señales radio que se emiten desde 
la tierra. De este modo, en caso de desastre se puede obtener información preliminar sobre el grado de 
impacto y las zonas más afectadas permitiendo una organización más ágil de las labores de rescate y 
recuperación. 
 
Además de las soluciones comerciales, los CubeSats pueden emplearse para observación espacial, misiones 
interplanetarias, pruebas de sistemas en órbita o investigaciones biomédicas, así como para ver cómo se 
comporta una determinada tecnología en el espacio [14]. En el espacio hay muchos aspectos que considerar en 
lo referente al comportamiento de las tecnologías, lo que resulta muy interesante en ámbitos universitarios y de 
investigación, factores como la presión, la temperatura y la radiación pueden condicionar las misiones de vuelo: 
• Presión: las condiciones son de vacío, por lo que puede originar que algunos materiales se 
volatilicen. 
• Temperatura: puede cambiar drásticamente según donde se encuentre. Si se encuentra a la sombra 
del planeta Tierra pueden descender hasta los -300 grados Celsius, llegando incluso a congelar los 
componentes; por otro lado, si se encuentra recibiendo la luz directa del Sol, el efecto es inverso, 
elevando la temperatura exponencialmente [15] 
• Radiación: el efecto puede dañar los componentes y los materiales usados en satélites, naves 
espaciales y nanosatélites. 
La radiación representa uno de los factores más perjudiciales para las tecnologías espaciales. Debido a esto, la 
electrónica espacial es una complicación más a la hora de fabricar cualquier sistema para espacio. Algunos de 
los efectos de la radiación en la electrónica son [16]: 
• Dañar circuitos electrónicos. 
• Hacer que un circuito funcione incorrectamente. 
• Dañar materiales usados en la electrónica. 
• Acelerar el deterioro de los sistemas. 
• Interrumpir el flujo de la electricidad. 
Para disminuir este riesgo, se utilizan componentes con nivel de calidad QML-V (el flujo QML-V es la 
certificación estándar de mayor calidad y confiabilidad para circuitos integrados de grado aeroespacial.), lo que 
aumenta el presupuesto y el plazo de entrega en comparación con componentes convencionales. 
También, muchas corporaciones utilizan los llamados componentes COTS [17] (componentes electrónicos 
comerciales listos para usar), una alternativa algo menos fiable pero más asequible. Estos componentes permiten 
obtener un mayor rendimiento en el nivel del sistema y una disminución de los costes en el proceso, lo cual es 
difícil de conseguir con los componentes espaciales disponibles en el mercado actualmente. No obstante, el uso 
de componentes COTS presenta un riesgo inherente por la ausencia de confianza en la trazabilidad y el 
rendimiento a largo plazo de estos componentes, así como nuevas dudas que afectan sobre todo a este tipo de 
productos (RoHS, componentes falsificados, fiabilidad a largo plazo, etc.). 
 
4 
 
4 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
Un factor clave para el uso seguro de componentes COTS es tener en cuenta la fiabilidad y la calidad del uso de 
estos componentes en aplicaciones espaciales. Para comprobar la fiabilidad de cualquier componente y después 
poder usarlo en misiones espaciales, es necesario primero testear dicho componente y analizar su 
comportamiento ante radiación y en espacio [17]. 
De aquí nace la necesidad del testeo de componentes en Órbita LEO, buscando de manera experimental y 
asequible estudiar el comportamiento de determinados componentes electrónicos en órbita. 
Gracias al estándar CubeSat esta necesidad se hace asequible, no siendo necesario de esta forma enviar un satélite 
convencional. De manera que muchos componentes convencionales podrían constituir una solución COTS 
fiable en un futuro y también se abrirían nuevas puertas de investigación hacia el análisis de los dispositivos, la 
degradación de las placas electrónicas, las variaciones de los flujos de corriente, etc. 
1.2 Objetivo del proyecto 
El objeto del proyecto es evaluar la degradación y el comportamiento de componentes electrónicos en la Órbita 
LEO. Para ello se diseñará el Hardware de una de las Payload del nanosatélite haciendo uso de la filosofía 
CubeSat, con el fin de estudiar y evaluar los componentes ante radiación.
 
5 
 
2 ESQUEMA DEL PROYECTO 
2.1. Planificación 
El proyecto nace en la empresa ALTER TECHNOLOGY TÜV NORD en colaboración con el Área de 
Electrónica de la UCA y el Área de Tecnologías Electrónicas de la Universidad de Sevilla, a través de la Cátedra 
que tiene establecida con la Universidad de Sevilla. El proyecto consistirá en el diseño de un vehículo embarcado 
de test para la caracterización de componentes en Orbita LEO. 
Para tener una visión genérica del proyecto es necesario incluir como está fraccionado: 
• Fase 0: Conceptualización de la misión y diseño de la plataforma 
• Fase I: Desarrollo Hardware Payload 
• Fase II: Desarrollo Software Payload 
• Fase III: Ensamblaje en CubeSat 
2.2 Alcance del proyecto 
En este trabajo de fin de grado se abordarán las fases iniciales del proyecto (fase 0 y I), por lo que se estudiará 
el conjunto de requerimientos necesarios para el desarrollo de un vehículo espacial siguiendo el estándar 
CubeSat de 1U y se realizará el diseño de la plataforma física de la carga útil. Dejando al alcance de otros trabajos 
la tarea del desarrollo SW y el ensamblaje en CubeSat. 
2.3 Requisitos 
Previo al desarrollo del diseño es imprescindible el análisis de las condiciones en las que el satélite deberá 
sobrevivir, así como el estudio del estándar que tendrá que cumplir y la serie de subsistemas a los que se ha de 
adaptar. Dado que estos subsistemas no están diseñados nos basaremos en lo más genérico y en productos 
recomendados por las empresas distribuidoras de CubeSat. 
Por ello en las siguientes secciones se estudiarán en profundidad los principales requerimientos de la misión, de 
los subsistemas y de la Payload. 
2.3.1 Requisitos de la misión 
La órbita a la que está destinado el nanosatélite según la definición del proyecto es la Órbita LEO, cuyo acrónimo 
en inglés es Low Earth Orbit [18]. Esta órbita terrestre baja se encuentra en el equilibrio entre ser una órbita 
estable y no estar tan sujeta al efecto de la radiación intensa de las órbitas más altas. 
Aunque en la definición del programa no se exija un tiempo mínimo de funcionamiento es conveniente un 
periodo de más de tres meses para poder analizar el comportamiento de los componentes. 
Como se expuso anteriormente, en el espacio hay una serie de factores que perjudican la electrónica de los 
dispositivos (temperatura, presión y radiación), en concreto, el CubeSat se expone a unas características de un 
ambiente adverso a los que debe adaptarse [19] (se puede ver con más detalle en el Anexo A): 
• Asimetría del campo gravitacional de la Tierra, 
• heterogeneidad de la masa del satélite, 
• atracción del sol y la luna, 
• presión de la radiación solar, 
 
 
 
6 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
• albedo (presión de la radiación reflejado por la Tierra), 
• campo magnético de la Tierra y 
• radiación eléctrica de las antenas. 
2.3.2 Requisitos estructurales 
El subsistema estructural es el que da rigidez al sistema, sostiene a la carga útil y a los demás subsistemas y 
además se expone alas características ambientales extremas ya mencionadas. Como se puede observar en el 
Ejemplo 2-1, como requisito estructural y teniendo en cuenta que una falla en la estructura sería el colapso total 
del proyecto, la estructura debe ser generalmente de aluminio para evitar que se degrade lo menos posible. 
Adicionalmente, debe cumplir con el estándar CubeSat, de manera que el ensamblaje sea una estructura 
escalable en cubos. 
Ejemplo 2-1. Estructura CubeSat de 1U de endurosat 
Podemos observar un ejemplo de estructura válida para nuestro sistema: 
 
Ilustración 2-1 Plataforma 1U [20] 
Tabla 2-1. Características [20] 
Funcionalidades 
Dimensiones 100 x 100 x 113,5 mm 
Material Aluminio 6082 
Masa 120 g 
Compatibilidad PC-104, CubeSat estándar 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
7 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
Ejemplo 2-2. Estructura CubeSat de 3U de GomSpace 
 
Ilustración 2-2. Plataforma 3U [21] 
 
 
Tabla 2-2. Características [21] 
Funcionalidades 
Masa del bus 3,5 kg 
Masa máxima de 
la Payload 
1,5 kg 
Potencia 4,9-22,3 W 
Bus de alimentación 
Vida del diseño 
Bus de datos 
Comunicación HSL 
3,3 V y 5 V hasta 2 A 
5 años en LEO 
Hasta 120 GB 
Uplink S-band/ Downling S-band 
 
 
2.3.3 Requisitos de diseño 
Debido a la particularidad de la estructura, el diseño de la tarjeta electrónica también debe cumplir determinadas 
normas para que sea compatible con los diferentes subsistemas satelitales. El formato que se aplica para la 
construcción de dichas tarjetas electrónicas (tanto de las payloads como de los subsistemas) es el estándar PC-
104 [22], estas tarjetas para CubeSat son resistentes al fuego y generalmente de material polimérico reforzado 
con fibra de vidrio. 
La particularidad del estándar es que cada tarjeta tiene un dispositivo común, el conector PC-104, lo que permite 
una compatibilidad directa con todas las demás tarjetas CubeSat. La siguiente Ilustración muestra el plano 
dimensional acogido por los diseñadores COTS y el estándar CubeSat. 
 
 
 
8 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 2-3. Formato PC-104 para tarjetas electrónicas [23] 
Estos planos se pueden ver con mayor detalle en el Anexo A [23]. 
2.3.4 Requisitos de potencia 
Para el subsistema EPS (Electrical Power Subsystem) es necesario emplear unas baterías que se alimenten de 
un sistema de placas fotovoltaicas. La energía necesaria es una imposición de la carga útil (siendo esto para lo 
que el resto del CubeSat se diseñará), como estamos hablando de un satélite pequeño de bajo coste y, en un 
principio, con una única carga útil, con unos 30 W bastaría. Adicionalmente, como el objeto de la Payload será 
el testeo de componentes electrónicos no consumirá mucho y con una alimentación de unos 3,3/5 V sería 
suficiente. 
 
Ejemplo 2-3. EPS de 1U de GomSpace 
Basándonos en GomSpace (fabricante y proveedor líder mundial de soluciones de CubeSat y satélites pequeños 
para clientes en los mercados académico, gubernamental y comercial) podemos ver que un EPS para una 
plataforma satelital pequeña válido sería la fuente de alimentación NanoPower P31u [24] [25] (aunque hay 
infinidad de opciones). La fuente de alimentación interactúa con celdas fotovoltaicas de triple unión y utiliza un 
convertidor de impulso altamente eficiente para acondicionar su potencia de salida con el fin de cargar la batería 
de iones de litio proporcionada. Las celdas fotovoltaicas podrían ser el modelo que nos sugiere GomSPace 
NanoPower P110-A/B/C. Por lo que un ejemplo válido de EPS para el vehículo espacial de 1U a desarrollar 
sería dicha estructura: 
 
 
 
 
 
 
 
9 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 2-4. EPS para un 1U [26] 
 
Ilustración 2-5. Diagrama de bloques NanoPower [27] 
 
Tabla 2-3. Características [26] 
Funcionalidades 
1 módulo de potencia NanoPower P31u 
 
3 paneles solares NanoPower P110-A/B/C 
3 paneles solares NanoPower P110U-A/B/C 
1 kit de arnés, plomo volador, longitud 35 cm 
 
 
2.3.5 Requisitos de comunicación 
Para la comunicación por radio de los nanosatélites, se sugiere un sistema de radio definida por software (SDR). 
La mayoría de los distribuidores recomiendan un mismo sistema tanto para telemetría como para control de 
satélites y datos de la carga útil, es decir, que el mismo subsistema tenga opciones para la comunicación terrestre 
y para la comunicación inter-satelital. 
 
 
 
 
10 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
Ejemplo 2-4. CS de GomSpace 
Un ejemplo de sistema CS podría ser el NanoSDR de GomSPace compatible con los productos antes 
mencionados. 
 
 
Ilustración 2-6 Dispositivo SDR [28] 
 
Tabla 2-4. Características [28] 
Funcionalidades 
Software de plataforma de radio definida por software probado en 
vuelo para el desarrollo de aplicaciones de carga útil 
Placa madre estándar GomSpace - concepto de placa hija, hasta 4 
módulos 
Módulo FPGA y módulos transceptores 
Programable en órbita 
Compatible con GomSpace CSP 
Z7000 - Módulo FPGA: 
• SoC programable Xilinx Synq 7030 
• Doble ARM Cortex A9 MPCore hasta 800 MHz 
• 1 GB de RAM DDR3 y 32 GB de almacenamiento 
• Potente módulo FPGA - 125K células lógicas 
• Sistema operativo Linux 
TR-600 - Módulo transceptor: 
• Sintonizable en el rango: 70 Mhz a 6 GHz 
• Ancho de banda de hasta 56 MHz 
 
 
 
 
 
 
 
11 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
2.3.6 Requisitos del manejo de comandos y de datos 
Para toda misión es necesario un ordenador de a bordo (OBC, On Board Computer), que actúe como cerebro 
del sistema. El sistema tendrá que contar con: 
• Tarjeta electrónica con el estándar PC-104 y 
• PCB altamente miniaturizada que incorpore funciones como la red de protocolo espacial (CSP), ahorro 
de energía, ADC, I2C, UART, CAN-Bus, etc. 
Ejemplo 2-5. OBC de GomSpace 
Un ejemplo de computadora de a bordo podría ser NanoMind A3200. 
 
Ilustración 2-7. NanoMind A3200 [29] 
 
 
 
12 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
Tabla 2-5. Características [29] 
Funcionalidades 
MCU AVR32 de alto rendimiento con funciones avanzadas de 
ahorro de energía 
512 KB de memoria flash integrada 
128 MB de flash NOR (en dos matrices de 64 MB cada una) 
32 kB FRAM para el almacenamiento persistente de la 
configuración 
32 MB DE SDRAM 
Reloj RTC 
Sensores de temperatura incorporados 
I2C, UART, CAN-Bus 
8 canales ADC externos que también pueden utilizarse como GPIO 
SPI externo con 3 selecciones de chip 
Protocolo espacial Cubesat (CSP) 
Interfaz GOSH para el control de salida 
Características del sistema de control de actitud 
Giroscopio de 3 ejes 
3 salidas PWM bidireccionales con mediciones de corriente 
Interfaz I2C para el bus de sensores GomSpace (GSSB) 
Conector de una pieza FSI de 20 posiciones con baño de oro duro 
 
 
Aunque necesitaríamos un NanoDock [30] para que encaje en la placa PC-104, considerando que estamos ante 
un modelo miniaturizado. 
 
Ilustración 2-8. NanoDock [30] 
 
 
 
 
13 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
2.3.7 Requisitos de la Payload 
además de cumplir con los requisitos exigidos por los subsistemas y el entorno, también contamos con las 
especificaciones de la empresa Alter Technology, en la que se decide que los componentes que se testearán serán 
diodos y transistores BJT. 
2.3.8 Resumen de requisitos 
 
Tabla 2-6. Requisitos de la misión 
ID Descripción 
RM-1 
El CubeSat será caracterizado en 
Órbita LEO 
RM-2 La vida del diseño debe ser de más 
de 3 meses 
 
Tabla 2-7. Requisitos estructurales 
ID Descripción 
RE-1 
La estructura debe seguir el 
estándar CubeSat 
RE-2 El principal componente de la 
estructura tiene que ser aluminio 
 
Tabla 2-8. Requisitos de diseño 
ID Descripción 
RD-1 
Las tarjetas electrónicas deben 
seguir el estándar PC-104RD-2 Es indispensable reservar un 
espacio en la tarjeta para el 
conector PC-104 
 
Tabla 2-9. Requisitos de potencia 
ID Descripción 
RPo-1 
Se recomienda un sistema de 
potencia de unos 30 W 
RPo-2 Basta con una red de alimentación 
de unos 3,3/5 V 
 
 
 
 
14 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
Tabla 2-10. Requisitos de comunicación 
ID Descripción 
RC-1 
Al menos debe de haber un 
protocolo de comunicación inter-
satelital, a ser posible I2C o UART 
RC-2 Se recomienda un sistema SDR 
para la comunicación externa del 
satélite 
 
Tabla 2-11. Requisitos de la computadora a bordo 
ID Descripción 
RCB-1 
Sería interesante la integración de 
ADC, CAN-Bus, memoria Flash, 
reloj …Además de cumplir con los 
requisitos de diseño y 
comunicación 
 
 
Tabla 2-12. Requisitos de la Payload 
ID Descripción 
RPa-1 
Debe cumplir los requisitos de 
diseño, comunicación y potencia 
RPa-2 Los componentes que se 
estudiarán serán diodos y 
transistores BJT 
RPa-3 Debe ser compatible con los 
productos comerciales CubeSat 
estudiados 
RPa-4 Es recomendable el uso de un 
conector auxiliar para una posible 
adaptación a subsistemas no 
estandarizados 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
15 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
También podemos reorganizar los distintos requerimientos en función de las fases del proyecto: 
 
Tabla 2-13. Requisitos en función de las fases del proyecto 
Requisitos Fase I Fase II Fase III 
Misión - - RM-1 y RM-2 
Estructura RE-1 - RE-1 y RE-2 
Diseño RD-1 y RD-2 - RD-1 y RD-2 
Potencia RPo-2 RPo-2 RPo-1 y RPo-2 
Comunicación RC-1 RC-1 RC-1 y RC-2 
Computadora a 
bordo 
RCB-1 RCB-1 RCB-1 
Payload RPa-1, RPa-2, 
RPa-3 y RPa-4 
- - 
 
 
 
17 
 
3 DISEÑO HARDWARE 
Una vez realizada la conceptualización y el desarrollo de lo indispensable para el proyecto, nos centramos en el 
diseño hardware de la Payload. Considerando los requisitos que debe cumplir la Fase I del proyecto: 
Tabla 3-1. Descripción de requisitos Fase I del proyecto 
Requisitos ID Descripción 
Misión - - 
Estructura RE-1 La estructura debe seguir el estándar 
CubeSat 
 
Diseño RD-1 y RD-2 Las tarjetas electrónicas deben seguir el 
estándar PC-104 y es indispensable 
reservar un espacio en la tarjeta para el 
conector PC-104 
 
Potencia RPo-2 Basta con una red de alimentación de 
unos 3,3/5 V 
 
Comunicación RC-1 Al menos debe de haber un protocolo de 
comunicación inter-satelital, a ser posible 
I2C o UART 
 
Computadora a 
bordo 
- 
- 
 
Payload RPa-1, RPa-2, 
RPa-3 y RPa-4 
Debe cumplir los requisitos anteriores, los 
componentes sometidos a ensayo serán 
diodos y transistores BJT y se debería 
tener un conector auxiliar para ser 
compatible con sistemas no 
estandarizados 
 
 
El diseño de la plataforma de test deberá incluir los siguientes bloques para hacer posible tanto las exigencias de 
la Fase I como un funcionamiento óptimo del sistema [31]: 
• Fuente de alimentación de bajo ruido (low noise power supply) 
• Red de polarización (polarization network) 
• Componentes bajo ensayo (components under test) 
• Convertidores de digital a analógico (DAC, digital to analog converter) 
• Convertidores de analógico a digital (ADC, analog to digital converter) 
• Microcontrolador (microcontroller) 
• Interfaz de comunicación (comunication interface) 
• Bucle de autocalibración (autocalibration loop) 
 
 
 
 
18 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 3-1. Diseño de la estructura 
El funcionamiento de la estructura consiste en una serie de circuitos con diodos y transistores BJT (siguiendo 
los requisitos RPa-2 de la Tabla 3-1) diseñados específicamente para analizar todas sus zonas de funcionamiento 
(components under test). Para obtener un buen abanico de resultados se necesita una red en la que se polarizen 
adecuadamente los componentes (Polarization Network) y se tenga la posibilidad de realizar un barrido para 
observar y analizar las distintas zonas de funcionamiento de los dispositivos. Esta red debe ser programable, 
para que desde el microcontrolador sea posible controlarla, de ahí que se requiera un DAC o un sistema similar. 
Una vez obtenidos los resultados, es imprescindible el procesamiento de estos datos. Mediante el ADC los 
resultados serán monitorizados en el microcontrolador y podrán ser estudiados al detalle. El siguiente paso es la 
comunicación inter-satelital con la computadora a bordo (OBC) bajo uno de los protocolos recomendados en 
los requisitos (I2C o UART generalmente). 
Finalmente, el funcionamiento de este diseño es alcanzable gracias a la fuente de alimentación proveniente del 
subsistema de potencia (esta comunicación se hará mediante hardware gracias al conector PC-104). 
En este capítulo, una vez determinada la estructura de la plataforma, nos centraremos en el diseño hardware 
englobando los siguientes bloques anteriormente mencionados: 
• Fuente de alimentación de bajo ruido (low noise power supply) 
• Red de polarización (polarization network) 
• Componentes bajo ensayo (components under test) 
3.1 Fuente de alimentación de bajo ruido 
El Energy Power Subsystem es el encargado de suministrar la energía necesaria para el resto de subsistemas y 
para la Payload, por lo tanto, no pertenece al diseño hardware de la plataforma que se desarrolla. Aún así, es 
esencial determinar la tensión de la que partiremos para el diseño analógico. Por lo que mediante un análisis 
conceptual de los circuitos que se desarrollarán (circuitos que no consumen mucha corriente y no precisan mucha 
tensión) un voltaje que varíe desde los 0 a los 5 V sería idóneo. El sistema que se responsabilizará de estas 
variaciones será el convertidor digital/analógico por lo que la fuente de alimentación solo se tendría que encargar 
de suministrar los 5 V, cumpliendo así el requisito RPo-2 de la Tabla 3-1. 
3.2 Componentes bajo ensayo 
El primer componente sometido a ensayo será el diodo. En principio dividimos la polarización del diodo en dos 
ensayos: 
• Diodo en directa: lo que queremos obtener en este ensayo es un barrido en el que se vea evolucionar la 
 
 
 
19 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
corriente que pasa por el diodo y se aprecie la tensión umbral de este componente, de ahí la explicación 
del porque es necesario una fuente de corriente regulable, conforme esta aumente la intensidad iremos 
obteniendo la curva característica del diodo. 
• Diodo en inversa: en este estudio nos basta con comprobar que la corriente del diodo en inversa es 
prácticamente cero. 
El segundo componente sometido a ensayo será un transistor BJT PNP donde se estudiarán sus puntos de 
funcionamientos: 
• Zona de saturación 
• Zona activa 
• Zona de corte 
Para estas tres zonas emplearemos un único circuito de polarización que controlado por la red de polarización 
pase de una zona a otra. 
3.3 Red de polarización 
3.3.1 Diseño de la fuente de corriente 
Para generar una fuente de corriente nos interesa la zona lineal del transistor, donde suponemos despreciable la 
corriente de la base y las corrientes del emisor y el colector aproximadamente iguales: 
𝐼𝑏 ≈ 0(3 − 1) 
𝐼𝑒 ≈ 𝐼𝑐(3 − 2) 
Partiendo de la anterior aproximación, construimos el circuito que se aprecia en la Ilustración 4-1. La señal dac 
es donde iría conectado el DAC y este a su vez al microcontrolador. El microcontrolador variará la señal de 
voltaje y se generará una corriente por la carga inversamente proporcional, obteniendo así una fuente de corriente 
regulable controlada por el µC. 
Dicha corriente se basa en las siguientes fórmulas, siempre y cuando el transistor trabaje en activa: 
𝐼𝑏 ≈ 0 (3 − 3) 
𝐼𝑒 ≈ 𝐼𝑐 (3 − 4) 
𝐼𝑐𝑎𝑟𝑔𝑎 = 𝐼𝑐 (3 − 5) 
𝑉𝐵𝐸 = 𝑉𝐵 − 𝑉𝐸 (3 − 6) 
 𝑉𝐵 = 𝑉𝑑𝑎𝑐 (3 − 7) 
𝑉𝐸 = 𝑉𝑑𝑑 − 𝑅𝑒1 𝐼𝑐𝑎𝑟𝑔𝑎 (3 − 8) 
𝐼𝑐𝑎𝑟𝑔𝑎=
𝑉𝐵𝐸 + 𝑉𝑑𝑑 − 𝑉𝑑𝑎𝑐
𝑅𝑒1
 (3 − 9) 
 
 
 
 
20 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 3-2.Fuente de corriente regulable 
En la Ilustración 3-3 evaluamos los resultados de dichos cálculos a través de una simulación en LTSpice, 
observamos la corriente de salida (se corresponde con la corriente de la carga) en función de la tensión que le 
generaría el DAC: 
 
Ilustración 3-3. Corriente de la carga en función del voltaje de entrada 
Concluyendo este apartado, podemos apreciar en la gráfica una evolución lineal de la corriente y damos por 
concluido el diseño de la fuente de corriente regulable. 
3.3.2 Adaptación de las fuentes de corriente 
Como se menciona, la red de polarización serán dos fuentes de corriente regulables. La finalidad es diseñar dos 
fuentes de corriente regulables a través de una variación de tensión aproximada de 0 V a 5 V, ambas siguen las 
mismas estructuras, pero con algunas diferencias: 
• Fuente de corriente del diodo: se le añade una resistencia de 100 kΩ para limitar la corriente que entra 
por la base del transistor. 
• Fuente de corriente del transistor BJT: se emplea la misma lógica, pero en lugar de con un transistor 
PNP con un NPN. 
3.2 Circuitos 
Uniendo los estudios anteriores, llegamos al diseño final de los circuitos analógicos de la plataforma. Estos 
 
 
 
21 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
circuitos se han diseñado de manera teórica y posteriormente simulado en LTSpice. 
En la Ilustración 3-4 la fuente V1 simula la fuente de alimentación proveniente del Energy Power Subsystem de 
5 V y la fuente V2 la señal proveniente del DAC o de cualquier convertidor digital/analógico. 
 
Ilustración 3-4. Corriente de la carga en función del voltaje de entrada 
Para el estudio más detallado de los circuitos hemos realizado un barrido de 0 a 5 V en la fuente V2 a través de 
la herramienta DC sweep. 
 
Ilustración 3-5. DC sweep en LTSpice 
Los circuitos funcionan de forma que cada medida importante va hacia un canal de ADC para que el µC pueda 
procesar toda la información. Existiendo la posibilidad de que los canales de ADC provengan de los mismos 
perisféricos del microcontrolador y teniendo en cuenta que la tensión de polarización es como máximo de 5 V 
en muchos casos será necesario una disminución de la tensión ya que los canales del ADC de la mayoría de los 
microcontroladores van desde 0 a 3,3/3,6 V. En la Ilustración 3-6 vemos un ejemplo de lo comentado y vemos 
como se ha disminuido la tensión del punto de salida ADC0, siendo esto únicamente una opción para obtener 
las medidas en el microcontrolador. 
 
Ilustración 3-6. Adaptación para el canal ADC0 
La siguiente Ilustración representa los resultados del esquema anterior simulado en LTSpice, los cálculos 
teóricos están basados en la fórmula 3-10. 
𝑉𝐴𝐷𝐶0 = 𝑉𝑑𝑑
𝑅7
𝑅7 + 𝑅8
 (3 − 10) 
 
 
 
 
22 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 3-7. Tensión en ADC0 y tensión en Vdd 
El primer componente bajo ensayo será el diodo, por lo que en la Ilustración 3-8 observamos el circuito de 
polarización en directa. Las señales ADC1 y ADC2 son las que van directamente hacia el ADC (a través de 
divisores de tensión como la señal ADC0) y la señal dac hacia el convertidor. La configuración de la fuente de 
corrinte es de funcionamiento similar que la diseñada, añadiendo una resistencia de 100 kΩ para limitar la 
corriente que entra por la base. 
 
Ilustración 3-8. Circuito polarización directa diodo 
La siguiente Ilustración representa los resultados del esquema anterior simulado en LTSpice, los cálculos 
teóricos están basados desde las fórmulas 3 – 11 a la 3 – 19. 
𝐼𝑏 ≈ 0 (3 − 11) 
𝐼𝑒 ≈ 𝐼𝑐 (3 − 12) 
𝐼𝐴𝐷𝐶2 = 𝐼𝑐 (3 − 13) 
𝑉𝐸𝐵 = 𝑉𝐸 − 𝑉𝐵 (3 − 14) 
𝑉𝐵 = 𝑉𝑑𝑎𝑐 + 𝑅12 𝐼𝑏 (3 − 15) 
𝑉𝐸 = 𝑉𝑑𝑑 − 𝑅𝑒1 𝐼𝐴𝐷𝐶2 (3 − 16) 
𝐼𝐴𝐷𝐶2 =
−𝑉𝐸𝐵 + 𝑉𝑑𝑑 − 𝑉𝑑𝑎𝑐 − 𝑅12 𝐼𝑏 
𝑅𝑒1
 (3 − 17) 
𝑉𝐴𝐷𝐶1 = 𝑉𝑒
𝑅4
𝑅3 + 𝑅4
 → 𝑉𝑒 = 𝑉𝐴𝐷𝐶1 
𝑅4 + 𝑅3
𝑅4
 → 𝐼𝐴𝐷𝐶2 ≈ 𝐼𝑒 = 
𝑉𝑑𝑑 − 𝑉𝑒
𝑅𝑒1
 (3 − 18) 
 
 
 
23 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
𝑉𝐴𝐷𝐶2 = 𝑉𝐷 ≈ 0,7 𝑉 (3 − 19) 
 
 
Ilustración 3-9. Corriente de la carga en función de la tensión que cae en la carga 
Realmente los resultados que obtendremos en el microcontrolador no serán estos, si no las tensiones ADC1 y 
ADC2 (Ilustración 3-10). 
 
Ilustración 3-10. Tensiones de ADC1 y ADC2 
 
En el siguiente circuito, estudiaremos la polarización inversa del diodo. Básicamente, buscamos comprobar que 
la corriente que circula por el diodo es prácticamente cero. Al ser un número tan pequeño no entraría dentro de 
la resolución del ADC del microcontrolador. Por lo que se presenta el siguiente circuito: 
 
 
 
 
24 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 3-11. Circuito polarización inversa del diodo 
La siguiente ilustración representa los resultados de la corriente del diodo en inversa simulado en LTSpice, los 
cálculos teóricos están basados desde las fórmulas 3 – 20 a la 3 – 22, la función de la resistencia 𝑅1es para 
proteger el ADC3 por si el diodo fallara. 
𝑉− = 𝑉+ = 𝑉𝑑𝑑
𝑅11
𝑅11 + 𝑅10
 (3 − 20) 
𝐼𝐴𝐷𝐶3 ≈ 0 (3 − 21) 
𝑉𝐴𝐷𝐶3 = 𝑉
− − 𝑅9𝐼 = 𝑉
− + 𝑅9𝐼𝐷 (3 − 22) 
 
 
 
 
Ilustración 3-12. Corriente del diodo en polarización inversa 
Verificamos que el circuito está polarizado en inversa ya que la corriente que circula es muy pequeña. En la 
Figura 3-13 vemos el valor. 
 
 
 
 
25 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 3-13. Corriente del diodo en polarización inversa II 
 
El µC tramitará el siguiente valor: 
 
Ilustración 3-14. Tensión del ADC3 
 
 
En este último circuito analizaremos las tres zonas de funcionamiento de un transistor BJT PNP. Está compuesto 
por una fuente de corriente programable con la misma lógica que la primera fuente de corriente diseñada, pero 
con lógica NPN en lugar de PNP. En la Ilustración 3-15 vemos el esquema: 
 
Ilustración 3-15. Polarización del transistor BJT 
 
 
 
26 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
El circuito está basado en el siguiente desarrollo teórico y lógico: 
Cuando la señal del dac está a 0 V la corriente generada por el circuito (con el primer transistor: BJT NPN) es 
practicamente 0, por lo que el segundo transistor entra en corte. Sin embargo, ocurre todo lo contrario cuando la 
tensión de el dac supera los 2,5 V saturándose el segundo transistor. En la siguiente ilustración apreciamos la 
tensión colector-emisor del transistor BJT y verificamos el desarrollo seguido. 
 
 
Ilustración 3-16. VCE del transistor BJT 
 
Mientras tanto, el microcontrolador procesaría las señales ADC4 y ADC5. 
 
Ilustración 3-17. Señales ADC4 y ADC5 
3.3 Diseño Software 
En este capítulo, daremos toda la información necesaria para una posible compatibilidad del software con el 
hardware de la plataforma. Aunque el diseño en su profundidad pertenezca a la Fase II del proyecto y a otro 
trabajo de fin de grado es indispensable explicar como debe coordinarse el software con el hardware para 
aprovechar al máximo las posibilidades de la plataforma. 
En un principio, haremos un resumen de los requerimientos que este debe cumplir: 
 
 
 
 
27 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
Tabla 3-2. Descripción de requisitos Fase II del proyecto 
Requisitos ID Descripción 
Misión - - 
Estructura - - 
Diseño - - 
Potencia RPo-2 Debe alimentarse con una red de 
alimentación de unos 3,3/5 V 
 
Comunicación RC-1 Al menos debe de haber un protocolo de 
comunicación inter-satelital, a ser posible 
I2C o UART 
 
Computadora a 
bordo 
- 
- 
 
Payload - - 
Además, dadas las características de los circuitos analógicos del hardware, el microcontrodor que se use para la 
programación dela Payload debe tener: 
• 6 canales ADC para el análisis de los resultados 
• DAC o sistema similar para controlar las fuentes de corriente 
Por lo que en coordinación con el responsable de la Fase II, se ha elegido para un primer prototipo la nucleo de 
STM32 L432KC, que cumple con todas las características expuestas. 
Es importante exponer que este microcontrolador se usará para un primer prototipo aún no apto para espacio y 
que además, para las primeras pruebas se usará la placa de evaluación de STMicroelectronics, dejando para un 
segundo prototipo la integración del microcontrolador en la plataforma. En la Ilustración 3-18 apreciamos el 
pinout de esta placa: 
 
 
 
28 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 3-18. Pinout Núcleo-L432KC 
Con ayuda de la Ilustración 3-18 distinguimos que hay canales ADC suficientes para monitorizar las medidas 
de los circuitos, asimismo hay varios I2C con posibilidad de configurarse como slave o master y UART. 
No obstante, para el convertidor digital/analógico (esencial para el control de la red de polarización) hemos 
optado por un potenciometro digital, aunque también se podría sustituir por un DAC para un primer prototipo. 
Esta decisión se debe a que internamente el potenciómetro digital induciría a una menor degradación que 
cualquier DAC. El potenciómetro digital es el modelo MCP4461-103 de Microchip Technology. 
 
 
 
29 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 3-19. Device block diagram de MCP4461-103 
Observamos como en el diagrama de bloques del dispositivo está formado por una configuración más sencilla 
que la de cualquier DAC. 
Por último, para la interpretación de los datos que recogen los periféricos del micro es bueno aclarar que para 
obtener los datos reales de los canales ADCN (con N desde el 0 al 5) es necesario realizar en la programación 
las siguientes conversiones e interpretaciones de los resultados: 
• Fuente de alimentación: 
𝑉𝐴𝐷𝐶0 = 𝑉𝑑𝑑
𝑅7
𝑅7 + 𝑅8
 → 𝑉𝑑𝑑 = 𝑉𝐴𝐷𝐶0 
𝑅7 + 𝑅8
𝑅7
 (3 − 23) 
 
• Polarización directa diodo: 
𝑉𝐴𝐷𝐶1 = 𝑉𝑒
𝑅4
𝑅3 + 𝑅4
 → 𝑉𝑒 = 𝑉𝐴𝐷𝐶1 
𝑅4 + 𝑅3
𝑅4
 → 𝐼𝐷 ≈ 𝐼𝑒 = 
𝑉𝑑𝑑 − 𝑉𝑒
𝑅𝑒1
 (3 − 24) 
𝑉𝐷 = 𝑉𝐴𝐷𝐶2 (3 − 25) 
 
• Polarización inversa diodo: 
 
𝑉𝐴𝐷𝐶3 = 𝑉
− − 𝑅9𝐼 = 𝑉
− + 𝑅9𝐼𝐷 → 𝐼𝐷 =
−𝑉− + 𝑉𝐴𝐷𝐶3
𝑅9
 (3 − 25) 
 
 
 
 
30 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
• Zonas de funcionamiento transistor BJT: 
 
𝑉𝐴𝐷𝐶4 = 𝑉𝑒1
𝑅8
𝑅𝑒3 + 𝑅8
 → 𝑉𝑒1 = 𝑉𝐴𝐷𝐶4 
𝑅𝑒3 + 𝑅8
𝑅8
 → 𝐼𝑒1 = 
𝑉𝑒1
𝑅𝑒3 + 𝑅8
 (3 − 26) 
𝐼𝑒1 ≈ 𝐼𝑐1 = 𝐼𝑏2 (3 − 28) 
 
𝑉𝐴𝐷𝐶5 = 𝑉𝑐2
𝑅5
𝑅18 + 𝑅5
 → 𝑉𝑐2 = 𝑉𝐴𝐷𝐶5 
𝑅18 + 𝑅5
𝑅5
 (3 − 27) 
𝑉𝑒2 = 𝑉𝑑𝑑 → 𝑉𝑐𝑒2 = 𝑉𝑐2 − 𝑉𝑒2 (3 − 28) 
 
31 
 
4 PLACA DE CIRCUITO IMPRESO 
Una vez finalizados los capítulos de Hardwarre y Software y los circuitos analógicos eléctricamente 
comprobados, el último paso a seguir es el desarrollo de la placa de circuito impreso. 
4.1 Primer prototipo 
El primer prototipo está compuesto por: 
• Circuitos analógicos, anteriormente desarrollados, conformados por dos fuentes de corriente regulables 
y tres circuitos con los componentes bajo ensayo. 
• Regulador de voltaje para adaptar la tensión de 5 V que proviene del Energy Power Subsystem a la 
tensión de alimentación del micro de 3,3 V. 
• Conectadores de adaptación para poder ensamblar la placa de evaluación del microcontrolador. 
• Adaptador de nivel para las líneas SDA y SCL del I2C del potenciómetro digital. 
• Conector PC-104. 
• Conector auxiliar. 
• Potenciómetro digital. 
El diseño de la PCB se ha realizado en Eagle, software gratuito para el desarrollo de placas de circuito impreso. 
4.1.1 Schematic 
Primeramente, en Eagle realizamos el esquemático de toda la plataforma. En la Ilustración 4-1 observamos la 
conexión a alimentación. 
 
Ilustración 4-1. Alimentación 
En la Ilustración 4-2 observamos los circuitos de polarización tanto del diodo (primer y segundo circuito), como 
del transistor BJT (tercer circuito). 
 
 
 
32 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 4-2. Circuitos de polarización 
El LDO Microchip - MIC5365-3.3YC5 TR es el modelo que hemos elegido para regular la tensión a 3,3 voltios 
para el primer prototipo (Ilustración 4-3). 
 
Ilustración 4-3. LDO MIC5365-3.3YC5 
La Ilustración 4-4 nos muestra el adaptador de nivel (Level shifter) para las líneas SDA y SCL del I2C del 
potenciómetro digital, dado que el potenciómetro digital es alimentado de 0 a 5 V y el microcontrolador de cero 
a 3,3 V. 
 
 
 
 
33 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 4-4. Level shifter SDA and SCL 
La Ilustración 4-5 revela el conexionado del potenciómetro digital, donde se puede apreciar que las señales 
SCL_POT y SDA_POT se corresponden con las salidas del level shifter, que comunican a su vez con 
SCL_MICRO y SDA_MICRO (conectando entre sí las líneas I2C). Es importante destacar qué de los cuatro 
potenciómetros digitales que nos proporciona el encapsulado solo se han usado del potenciómetro los dos 
primeros (POT0 y POT1), estas señales son las que sustituirían las señales DAC (señales que provenían en un 
principio del convertidor digital a analógico). 
 
Ilustración 4-5. Potenciómetro digital MCP4461-103 
Otro componente que destacar son los dos conectores auxiliares de quince pines que sirven para encajar la placa 
de evaluación del microcontrolador y que conectan las etiquetas anteriormente mostradas con el µC. 
 
 
 
 
 
 
34 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 4-6. Conector placa de evaluación 
Por último, para conectar la plataforma de test con los demás subsistemas del satélite nos encontramos con dos 
conectores, siguiendo los requerimientos RPa-4 y RD-2, expresados en la Tabla 3-1. En primer lugar, un 
conector auxiliar para sistemas no estandarizados (Ilustración 4-7). 
 
 
Ilustración 4-7. Conector auxiliar 
Y, en segundo lugar, un conector compatible con el conector PC-104 (Ilustración 4-8). En el que observamos 
las etiquetas SDA_CC y SCL_CC, señales que provienen del I2C slave del microcontrolador y que irían 
directamente hacia la computadora a bordo, siguiendo los requisitos de comunicación (RC-1 de la Tabla 3-1). 
 
 
 
35 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 4-8. Conector PC-104 
El sentido de donde están conectados los pines no es mera casualidad, si no que están conectados de manera 
estratégica para que sean compatibles con muchos productos CubeSat, en concreto con los de GomSpace 
(cumpliendo los requisitos RE-1 y RPa-3 de la Tabla 3-1). Podemos comprobarlo con el Stack Conector de la 
NanoMind A3200: 
 
Ilustración 4-9. Top of the circuit board NanoMind 
 
 
 
36 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
 
Ilustración 4-10. Stack Connector NanoMind 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
37 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
4.1.2 Board 
Para la realización de la board, se ha realizado un diseño propio en base al estándar CubeSat, como se aprecia 
en la Ilustración 4-9, siguiendo el requisito RD-1 y RD-2 de la Tabla 3-1. 
 
Ilustración 4-11. Diseño plataforma de test 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
38 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
En la Ilustración 4-10 vemos como ha quedado el rutado de la PCB: 
 
Ilustración 4-12. Board de la plataforma de test 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
39 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
Finalizando el primer prototipo, observamos como quedaría el diseño 3D de la plataforma de test. 
 
Ilustración 4-13. 3D de la plataforma de test 
4.2 Segundo prototipo 
Para un segundo prototipo, se propone cambiar los componentes queno van a ser sometidos a test por 
componentes COTS pero que si han sido probados contra la radiación. 
Dada la importancia de esta información, en la mayoría de las ocasiones es confidencial por parte de la empresa 
distribuidora o de la agencia espacial. Por lo que, para garantizar, en la medida de lo posible, componentes COTS 
con experiencia en el espacio podemos basarnos en componentes que han participado en misiones y se sabe que 
han funcionado bien (como se sugiere en el Capítulo 2.3 Requisitos de la misión). 
También existe una base de datos de la NASA donde se recogen diferentes componentes COTS y las pruebas 
contra radiación a los que se han sometido. Al caracterizar y evaluar estos componentes, los posibles errores en 
la misión estarán ubicados y será más fácil determinar el mejor método para garantizar el mínimo riesgo de la 
misión. 
Los dispositivos que se sugiere sustituir son: 
 
 
 
 
 
 
 
 
40 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
• Microcontrolador: 
Tabla 4-1. MCUs 
Modelo Función Fabrica
nte 
Referencia Tipo de 
test 
Categoría 
A000066 Microcont
roller 
Board 
Arduino
, 
ATMEL 
and 
Various 
Others 
[32] [33] [34] [35] TID Miscellaneou
s 
Arduino 
UNO R3 
Microcont
roller 
Board 
Arduino
, 
ATMEL 
and 
Various 
Others 
[32] [33] [34] [35] TID Various 
CULPRiT 
C8051 
Microcont
roller, 
(Ultra 
Low 
Power) 
IAµE [32] [33] [34] SEE CMOS 
DS80C32
0 
Microcont
roller, 
80C32 
Dallas 
Semico
nductor 
[32] [33] [34] [35] SEE CMOS 
EZ-USB 
FX2 
USB 
Microcont
roller 
Cypress [36] SEE CMOS 
P80C322
4 
Microcont
roller, 
80C32 
Intel [33] [34] [35] [37] SEE CMOS 
• Regulador de tensión: 
Tabla 4-2. LDO 
Modelo Función Fabricante Referencia Tipo de test Categoría 
MSK5978RH LDO 
Positive 
Adjustable 
Voltage 
Regulator 
MS Kennedy [38] [39] [40] 
[41] 
[42] 
SEE; SET Linear 
Bipolar 
TL750L05CD
R 
LDO 
Positive 
Voltage 
Regulator 
5V 
Texas 
Instruments 
[43] TID Linear 
Bipolar 
VRG8661 Positive 
Adjustable 
LDO 
Aeroflex [44] Laser Bipolar 
 
 
 
 
 
 
 
41 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
• Amplificador operacional: 
Tabla 4-3. Operational Amplifier 
Modelo Función Fabricante Referencia Tipo de 
test 
Categoría 
26C31 Quad 
Operational 
Amplifier 
National 
Semiconduct
or 
[45] TID Operational 
Amplifier 
AD524 Instrument 
Operational 
Amplifier 
National 
Semiconduct
or 
[46] [47] TID Linear 
Amplifiers 
AD549 Ultralow 
Input-Bias 
Current 
Operatio al 
Amplifier 
Analog 
Devices 
[48] SEE Bipolar Linear 
Device 
AD620 Inst 
Operational 
Amplifierlifi
er 
Analog 
Devices 
[49] TID RAM (Random 
Access 
Memory) 
AD623 Operational 
Amplifier 
Analog 
Device 
[50] [51] SEE BiCMOS 
 
• Potenciómetro digital: 
Tabla 4-4. Digital Potentiometer 
Modelo Función Fabricante Referencia Tipo de test Categoría 
DS1803 Addressab
le Dual 
Digital 
Potentiom
eter 
Dallas 
Semiconductor 
[52] [53] SEL; SEE; 
TID 
Potentiometer 
 
 
• DAC 
Tabla 4-5. DAC 
Modelo Func
ión 
Fabri
cante 
Referencia Tipo 
de test 
Categoría 
AD5328 DAC Analo
g 
Devic
es 
[53] SEL CMOS 
AD5544ARS Quad 
16-
bit 
DAC 
Analo
g 
Devic
es 
[54] [55] TID; 
SEE 
BiCMOS 
 
Las pruebas a los que los componentes han sido sometidos son TID y SEE, generalmente. Esto se debe a que la 
mayoría de los dispositivos electrónicos sufren los efectos de la radiación a largo plazo a causa de los electrones 
y protones causando un daño ionizante (TID) que acumulado a largo plazo puede hacer que los dispositivos 
 
 
 
42 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
sufran cambios en el umbral, aumentando las fugas del dispositivo, aumentando el consumo de energía, 
cambiando la sincronización, disminuyendo las funcionalidades, etc [56]. Además, también existen los efectos 
de un solo evento (SEE) causados por una sola partícula energética. Pueden aparecer como pulsos transitorios 
en los circuitos lógicos, o como cambios de bits en las celdas o registros de la memoria, también dando lugar a 
una corriente de funcionamiento elevada (superando las especificaciones del dispositivo), etc [57]. Debido a 
estos efectos (algunos muy perjudiciales y que podrían provocar el colapso del sistema) es importante el uso de 
componentes ya estudiados ante estos fenómenos. 
 
43 
 
5 CONCLUSIONES Y LÍNEAS FUTURAS 
El presente trabajo establece la investigación y el análisis de requisitos del estándar CubeSat y crea una 
plataforma que nos abre muchas puertas en cuanto al desarrollo y aprendizaje del ámbito espacial a bajo costo. 
En estas fases se han establecido las bases del diseño de un nanosatélite yendo de gran escala a pequeña, 
recogiendo los diferentes subsistemas, junto con sus especificaciones. Posterior a esto, se ha diseñado en Eagle 
(programa para diseñar circuitos impresos y realizar esquemas electrónicos) una PCB, establecida en el estándar 
de tarjetas electrónicas PC-104. Esta placa de circuito impreso está compuesta por unos circuitos de polarización 
y un sistema para que a posteriori los datos se puedan transmitir. La PCB está diseñada estratégicamente para 
que sea compatible con el estándar y con productos CubeSat de GomSpace y demás distribuidores, no obstante, 
lleva un conector auxiliar para hacer posible otra conexión con dispositivos no estandarizados. Además, la 
electrónica del sistema está pensada con componentes que la radiación dañe lo más mínimo, exceptuando los 
diodos y transistores BJT, que son los componentes que queremos evaluar en vuelo y los componentes que se 
sugiere sustituir. 
Recapitulando, el objeto y alcance de este trabajo de fin de grado ha resultado satisfactorio, obteniendo una 
plataforma que en un futuro contribuirá a hacer el espacio más asequible y nuevas investigaciones e información 
sobre el comportamiento de componentes electrónicos convencionales. 
Este proyecto debe entenderse como una primera toma de contacto con el mundo CubeSat y como algo necesario 
para establecer las bases del diseño de un vehículo espacial. Gracias a esto, se podrá partir de una plataforma 
eléctricamente probada y puesta a punto para el desarrollo del software de la Payload (Fase II del proyecto) y de 
una primera prueba del prototipo al completo, ya que este estudio no ha sido posible dado el no paralelismo de 
los proyectos. 
 Una vez llegado satisfactoriamente al final de este trabajo de fin de grado, se abren muchos frentes en cuanto a 
posibles líneas futuras. La primera propuesta es el desarrollo de la segunda fase del proyecto para poder obtener 
una monitorización de los resultados. Se sugiere un análisis de los datos del test en tiempo real y la creación de 
un bucle de auto calibración a nivel de software (ADC-µC-Potenciómetro digital) para auto calibrar la red de 
polarización y poder llevar a los BJT a la zona de funcionamiento exigida, estudiando así el error y la 
degradación de estos componentes debido a la radiación. También sería recomendable un histórico de los datos 
para apreciar cómo es de perjudicial la radiación en estos componentes en función del tiempo y su relación con 
la temperatura. 
Se invita a la creación de un segundo prototipo con un microcontrolador de un precio asequible pero probado en 
espacio y de la sustitución de algunos componentes que no interesa ver su evolución como lo es el amplificador 
operacional, el regulador de tensión y el potenciómetro digital. 
En referencia a la Fase III del proyecto, se ha adelantado trabajo respecto al estudio de los distintos subsistemas 
de CubeSat y a las recomendaciones de algunos fabricantes, existiendo la posibilidad de comprar los productos 
recomendados o la construcción y el diseño de los demás subsistemas, siempre y cuando estén hechos de los 
materiales recomendados y cumplan con los requisitos. Dado que se trata de satélitesmás rápidos y sencillos de 
desarrollar que otros de dimensiones mayores se anima al ensamble de un nanosatélite en la Universidad de 
Sevilla con esta Payload y con la posibilidad de aumentar la estructura y el objetivo de la misión para darle más 
aplicaciones a este pequeño satélite, dando la posibilidad a estudiantes de aprender las habilidades tecnológicas 
del espacio y de ser partícipe de diseñar, probar y operar con un vehículo espacial real. También existe la 
posibilidad de reutilizar la misma Payload pero sustituyendo los componentes a testear por otros más interesantes 
o necesarios. 
Finalizando este proyecto, confío e invito en que se continue ahondando en la filosofía CubeSat, en explorar sus 
líneas futuras y en un posible nanosatélite nacido en Sevilla.
 
44 
 
REFERENCIAS 
 
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uevos,demostrar%20tecnolog%C3%ADas%20de%20naves%20espaciales%20o%20como%20. 
 
 
 
45 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
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46 Sistema de ensayo electrónico en plataforma CubeSat 
 
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[57] NASA, «Rad Home,» [En línea]. Available: Single Event Effects (nasa.gov). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
48 
 
 
 
Anexo A 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
91.82
5.08
33.79
33.79
4.57
7.62
54.11
54.11
85.47
88.25
89.34
85.34
85.09
81.28
4
4
76.2
Vue de face
Echelle : 1:1
Tolérances non
référencées :
+/− 0.05mm
Nb. Désignation Matériel
1 Carte GFRP FR4
Ech 1:1 PC104 +
 
Nom : Pierlot
G.
Note : / ULg, LTAS Date : 06/03/
2009
H1
H2
H1
H2
1
2
1
1
2
Y
 X
1
.
5
7
Vue de dessus
Echelle : 1:1
5
.
0
8
7
2
.
9
9
5
.
8
9
9
0
.
8
1
2
.
9
2
2
.
9
2
9
0
.
4
5
8
.
0
8
3
7
.
8
1
1
6
.
5
1
5
.
0
8
9
0
.
8
1
3
.
1
8
3
.
1
8
3.
183.
1
8
8
1
.
9
8
Vue de face[2]
Echelle : 1:1
1
2
.
6
4
2
0
.
5
7
0
.
5
1 3
78
13
78
2
0
.
5
7
0
.
5
7 4
4
3
14
2
4
Vue de face
Echelle : 1:1
Les dimensions générales restant les mêmes,
seuls les 4 trous du PCB batteries sont annotées
La zone de l’espace batterie limite la hauteur 
des composants à 4mm
X
 Y
Espace batterie
Tolérances non
référencées :
+/− 0.05mm
Nb. Désignation Matériel
/ Carte GFRP FR4
Ech 1:1 PC104 +
EPS2
Nom : Pierlot
G.
Note : rev1 ULg, LTAS Date
:14/03/2009
9
6
8 2
5
3
1
0
.
5
3 .5
1
0
.
5
3 .5
Vue de face
Echelle : 1:1
Tolérances non
référencées :
+/− 0.05mm
Nb. Désignation Matériel
3 Panneau
solaire
Al 7075−T73
Ech 1:1 +X,+/−Y Nom : Pierlot
G.
Note : / ULg, LTAS Date :
25/01/2009
Vue de dessus
Echelle : 1:1
Vue de gauche
Echelle : 1:1
1.5
90
80
46
6
7
7
7
3
5.5
1
1
3
5.5
1
1
5
Vue de face
Echelle : 1:1
Tolérances non
référencées :
+/− 0.05mm
Nb. Désignation Matériel
1 Panneau
solaire
Al 7075−T73
Ech 1:1 +Z Nom : Pierlot
G.
Note : / ULg, LTAS Date :
25/01/2009
Vue de dessus
Echelle : 1:1
1.5
9
6
8
2
Vue de gauche
Echelle : 1:1
Tolérances non
référencées :
+/− 0.05mm
Nb. Désignation Matériel
1 Panneau
solaire
Al 7075−T73
Ech 1:1 −Z Nom : Pierlot
G.
Note : / ULg, LTAS Date :
25/01/2009
1.5
Vue de gauche
Echelle : 1:1
Vue de face
Echelle : 1:1
100
1
0
0
2.5
R
2.5
R
2.5
R
9.5
9
.
5