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Equation Chapter 1 Section 1

Trabajo Fin de Grado

Ingeniería Aeroespacial

Desarrollo de un modelo de estimación de costes de

lanzamiento de pequeños satélites terrestres

Autor: Rosa María Villegas Nogales

Tutor: Eduardo José Sanz de Lucas

Dep. Ingeniería de la Construcción y Proyectos

de Ingeniería

Escuela Técnica Superior de Ingeniería

Universidad de Sevilla

Sevilla, 2017

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Trabajo Fin de Grado

Ingeniería Aeroespacial

Desarrollo de un modelo de estimación de costes de

lanzamiento de pequeños satélites terrestres

Autor:

Rosa María Villegas Nogales

Tutor:

Eduardo José Sanz de Lucas

Profesor asociado

Dep. de Ingeniería de la Construcción y Proyectos de Ingeniería

Escuela Técnica Superior de Ingeniería

Universidad de Sevilla

Sevilla, 2017

v

Trabajo Fin de Grado: Desarrollo de un modelo de estimación de costes de lanzamiento de pequeños satélites

terrestres

Autor: Rosa María Villegas Nogales

Tutor: Eduardo José Sanz de Lucas

El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros:

Presidente:

Vocales:

Secretario:

Acuerdan otorgarle la calificación de:

Sevilla, 2017

El Secretario del Tribunal

vii

A mi familia, por ser los

cimientos de mi vida.

A mi tutor.

ix

Resumen

El objeto de este Trabajo Fin de Grado es desarrollar un modelo para estimar el coste asociado a una misión de

un satélite pequeño. La finalidad no es obtener un valor muy preciso del coste, sino más bien una primera

aproximación a cuál sería el coste de la misión total, desde el desarrollo del segmento espacial hasta las

operaciones en órbita durante toda la vida útil del satélite.

Dado que no se define a priori el tipo de satélites dentro del marco de los satélites pequeños, ni el tipo de

misión para el cual desarrollar el modelo, será necesario en primer lugar, llevar a cabo un análisis de las

necesidades de mercado para descubrir el tipo de satélites y misiones que serán más demandadas en los

próximos años, asegurando así la utilidad de este modelo.

En segundo lugar y una vez seleccionado el nicho de mercado, se realiza un análisis de costes para establecer

cuáles serán los métodos de estimación en cada segmento de la misión. El siguiente paso, será desarrollar el

modelo, estructurando éste de la forma más sencilla e intuitiva posible para el usuario.

Completado el modelo, será el momento de probar su funcionamiento haciendo estimaciones de misiones ya

realizadas de las cuales se disponga de datos suficientes para poder hacer la estimación.

Por último, un análisis de los resultados obtenidos será realizado para comprobar la validez de las estimaciones

que realiza. De dichos resultados serán extraídas las limitaciones del modelo, así como las líneas de desarrollo

futuras, con lo que quedará cerrado el alcance de este Trabajo.

xi

Índice

Resumen ix

Índice xi

Índice de Tablas xiii

Índice de Figuras xv

1 Introducción 1

2 Necesidad de un modelo de estimación 3

3 Selección del nicho de mercado 5 3.1. UCS Satellite Database 5 3.2. Oportunidades de mercado 9

4 Programas espaciales 17 4.1. Segmento espacial 19

4.1.1 Carga de pago 20 4.1.2 Bus espacial 20 4.1.3 Integración, Ensamblaje y Test 24 4.1.4 Adaptador al vehículo espacial 24

4.2. Segmento de Tierra 24 4.3. Segmento de lanzamiento 25

5 Microsatélites para misiones de observación de la tierra 27 5.1. Satélites pequeños 27 5.2. Microsatélites para misiones de observación de la Tierra 29

6 Análisis de costes 31 6.1. Procedimiento de análisis de costes 31

6.1.1 Desarrollo de WBS e identificación de costes 32 6.1.2 Modelos de estimación de costes 33 6.1.3 Modelo de estimación paramétrico 33 6.1.4 Análisis de riesgos 36 6.1.5 Gestión del valor ganado 37

7 Desarrollo del modelo de estimación 39 7.1. Herramienta seleccionada 39

7.2. Modelo de estimación 39 7.2.1 Aspectos generales 39 7.2.2 Inicio 41 7.2.3 Datos de entrada 41 7.2.4 Distribución de costes 46 7.2.5 Información de referencia 47 7.2.6 Segmento espacial 47 7.2.7 Segmento de lanzamiento 52 7.2.8 Segmento de Tierra y Operación 59 7.2.9 Resumen de Misión 64

8 Aplicación de un caso real 67 8.1. Requerimientos de misión 67

9 Limitaciones y líneas de trabajo futuras 71

ANEXO A – Manual de usuario 73 A.1. Datos de entrada 73

A.1.1 Parámetros básicos 74 A.1.2 Arquitectura del satélite 75

A.2. Segmento espacial 76 A.3. Segmento de lanzamiento 79 A.4. Segmento de Tierra y Operación 80 A.5. Resumen de misión 81 A.6. Distribución de costes 81 A.7. Información de referencia 82

ANEXO B – Códigos de programación 83 B.1. Introducción a Microsoft Visual Basic 83 B.2. Herramientas generales de Excel 84

B.2.1. Definición de listas desplegables 84 B.2.2. Aplicación de formatos condicionales 85

B.3. Códigos VBA y fórmulas 86 B.3.1. Inicio 86 B.3.2. Datos de entrada 87 B.3.3. Segmento espacial 90 B.3.4. Segmento de lanzamiento 91 B.3.5. Segmento de Tierra y Operación 92

Referencias 95 Bibliografía 95

Libros 95 Papers, ensayos y artículos científicos 95

Imágenes 97 Enlaces web 98

Estudios y análisis de mercado 98 Pronóstico futuro de mercado 99 Lanzadores espaciales 99 Segmento de Tierra 100 Otros 100

xiii

ÍNDICE DE TABLAS

Tabla 2–1 Coste específico de sistemas espaciales. 4

Tabla 4–1 Tipos de trayectoria por tipo de misión. 17

Tabla 6–1. Factores wrap 34

Tabla 6–2. Factores de complejidad. 35

Tabla 6–3. Factroes de inflación relativos al año 2006. 35

Tabla 6–4. Nivel de disposición de tecnología. 36

Tabla 7–1 Costes de desarrollo de software (FY00$K). 51

Tabla 7–2 Cálculo del número de contactos para el caso simple: 5 Kbyte por revolución 64

Tabla 7–3 Cálculo del número de contactos para el caso medio: 150 Mbyte por revolución 64

Tabla 7–4 Cálculo del número de contactos para el caso complejo: 570 Mbyte por revolución 64

Tabla 8–1. Resumen de parámetros orbitales y de misión. 67

Tabla 8–2. Arquitectura del satélite. 67

Tabla 8–3. Segmento espacial. 68

Tabla 8–4. Segmento de lanzamiento. 68

Tabla 8–5. Segmento de Tierra y Operación. 68

Tabla 8–6. Otros datos de interés. 68

Tabla 8–7. Estimación de coste del ciclo de vida de FireSat. 69

Tabla 8–8. Comparación de resultados. 69

xv

ÍNDICE DE FIGURAS

Figura 1. Distribución de costes de pequeñas misiones espaciales. 3

Figura 2. Previsión de mercado realizada en 2013. 9

Figura 3. Proyección de mercado según el sector realizada en 2013. 10

Figura 4. Proyección de mercado según el tipo de misión realizada en 2013. 10










Figura 14. Partes implicadas en una misión espacial. 17

Figura 15. Ilustración del tipo de órbitas según la inclinación respecto al plano ecuatorial. 18

Figura 16. Órbitas terrestres. 19

Figura 17. Bloques del sistema de potencia eléctrica. 21

Figura 18. Categorización de satélites en función de la masa. 27

Figura 19. Relación entre masa, coste y tiempo de respuesta de satélites. 28

Figura 20. Procedimiento de análisis de costes. 31

Figura 21. Ejemplo de Work Breakdown Structure 32

Figura 22. Ilustración del modelo de estimación. 40

Figura 23. Pantalla de inicio del modelo de estimación. 41

Figura 24. Interfaz de la pestaña Datos de entrada. 42

Figura 25. Primer bloque de Datos de entrada: parámetros básicos. 42

Figura 26. Ilustración del bloque Parámetros orbitales. 43

Figura 27. Ilustración de la celda Tipo de órbita. 43

Figura 28. Datos de misión solicitados al usuario. 43

Figura 29. Ilustración del bloque Arquitectura del satélite. 44

Figura 30. Ilustración Carga de pago. 44

Figura 31. Mensaje informativo al pulsar la celda tipología. 44

Figura 32. Lista desplegable de la Tipología de Carga de pago. 45

Figura 33. Mensaje informativo al pulsar la celda Tipología. 45

Figura 34. Lista desplegable en Masa Total del satélite. 45

Figura 35. Proporción de masa de cada subsistema sobre el total del satélite. 46

Figura 36. Ilustración de Distribución de costes. 46

Figura 37. Ilustración de “Información de referencia”. 47

Figura 38. Pestaña Segmento espacial. 48

Figura 39. Resumen de coste del segmento espacial. 48

Figura 40. Bloque Carga de pago 49

Figura 41. Aspecto del Segmento espacial al elegir CER como método de estimación. 49

Figura 42. Aspecto en Segmento espacial al elegir un tipo de sistema. 50

Figura 43. Celda “Método de estimación”. 50

Figura 44. Celdas en color blanco tras la elección de CER como método de estimación. 50

Figura 45. Mensaje de alerta sobre uso de un único CER. 50

Figura 46. Celdas en blanco al elegir “Otro” como método de estimación. 50

Figura 47. Línea “Coste total del bus”. 51

Figura 48. Celda desplegable para seleccionar el método de estimación. 51

Figura 49. Ilustración del Segmento de lanzamiento. 52

Figura 50. Configuración Dnepr. 53

Figura 51. Configuración PSLV. 54

Figura 52. Configuración de Pegasus XL. 55

Figura 53. Secuencia de lanzamiento de Pegasus XL. 55

Figura 54. Configuración Minotaur I. 56

Figura 55. Distribución de masa lanzada frente a altitud objetivo para cada base de lanzamiento. 56

Figura 56. Inclinaciones alcanzadas por Minotaur I desde cada base de lanzamiento. 57

Figura 57. Configuración de Vega. 57

Figura 58. Inclinaciones alcanzadas por Vega según la masa lanzada y la altitud de la órbita. 58

Figura 59. Configuración de Falcon 9. 58

Figura 60. Configuración de Segmento de Tierra y Operación. 59

Figura 61. Configuración del sistema TDRSS. 60

Figura 62. Representación de la visibilidada del satelite desde una estación. 62

Figura 63. Lista desplegable para Datos generados por revolución. 63

Figura 64. Ilustración del Resumen de misión. 65

xvii

Figura 65. Ilustración del Resumen de costes. 65

Figura 66. Factores de la curva de aprendizaje según SMAD (Space Mission Analysis and Design). 65

Figura 67. Resumen de misión. 69

Figura 68. Ilustración del modelo de estimación. 73

Figura 69. Interfaz de Datos de entrada. 74

Figura 70. Primer bloque: parámetros básicos 74

Figura 71. Ilustración del bloque Parámetros orbitales. 75

Figura 72. Ilustración de la celda Tipo de órbita. 75

Figura 73. Ilustración del bloque Arquitectura del satélite. 75

Figura 74. Mensaje informativo sobre tipologia de subsistemas. 76

Figura 75. Lista desplegable para cálculo de la masa del satélite. 76

Figura 76. Ilustración del Segmento espacial. 77

Figura 77. Resumen de coste del segmento espacial. 77

Figura 78. Ejemplo de cálculo de coste del subsistema de control térmico. 78

Figura 79. Celda “Método de estimación”. 78

Figura 80. Celdas para cálculo de coste mediante uso de CER. 78

Figura 81. Mensaje de alerta cuando existe más de un inductor de coste para calcular el coste. 78

Figura 82. Empleo de “Otro” como “Método de estimación”. 78

Figura 83. Cálculo alternativo del coste del bus espacial. 79

Figura 84. Celda para elección del método de estimación del bus espacial. 79

Figura 85. Ilustración del Segmento de lanzamiento. 79

Figura 86. Selección del lanzador y coste del segmento. 80

Figura 87. Segmento de Tierra y Operación. 80

Figura 88. Lista desplegable para Datos generados por revolución. 81

Figura 89. Ilustración de Resumen de misión. 81

Figura 90. Desglose de costes en una misión de un satélite pequeño. 82

Figura 91. Configuración de Información de interés. 82

Figura 92. Editor Visual Basic. 83

Figura 93. Explorador de proyectos. 84

Figura 94. Selección de Validación de datos en la ficha Datos. 84

Figura 95. Configuración de celda. 85

Figura 96. Origen de los datos de la lista. 85

Figura 97. Mensaje de entrada y error para la celda. 85

Figura 98. Definición de nueva regla para formato condicional. 86

Figura 99. Tipo de regla de formato condicional. 86

Figura 100. Macro de programación al inicio. 87

Figura 101. Macro “Iniciar”. 87

Figura 102. Botón “INICIAR ESTIMACIÓN”. 87

Figura 103. Macro “Iniciar”. 87

Figura 104. Origen de datos de la lista desplegable para inclinación de órbita. 88

Figura 105. Macro “Inclinacion”. 88

Figura 106. Código para ejecutar las macros “Inclinacion”, “Personal” y “CalculoMasa”. 89

Figura 107. Reglas de formato condicional definidas. 89

Figura 108. Macro “CalculoMasa”. 89

Figura 109. Botón “LIMPIAR DATOS”. 90

Figura 110. Macro para limpiar los datos del libro. 90

Figura 111. Líneas correspondientes al sistema de control térmico. 91

Figura 112. Reglas definidas en el sistema de control térmico. 91

Figura 113. Fórmula en caso de no haber determinado la tipología del sistema. 91

Figura 114. Resultado de seleccionar el tipo pasivo. 91

Figura 115. Reglas para Método de estimación. 91

Figura 116. Reglas de formato condicional para el lanzador Dnepr. 92

Figura 117. Macro “Personal”. 92

Figura 118. Fórmula para asignar el número de contactos diarios. 92

1

1 INTRODUCCIÓN

Desde sus orígenes, el ser humano, como parte de su existencia, ha sentido la necesidad de ampliar las

fronteras de su conocimiento, llegando a interesarse por lo que hay más allá de su propio planeta. Si por algo

se caracteriza este siglo es por el avance de la tecnología, hecho que se refleja en los medios desarrollados para

estar informado de todo lo que sucede en la Tierra. En este sentido, la capacidad de divulgación que tienen los

satélites sobrepasa ampliamente la de cualquier otro medio, y ya no solo como medio de difusión de

información; las aplicaciones de los satélites son casi ilimitadas.

Hoy en día es habitual hablar de satélites pequeños con un gran potencial, pero no siempre ha sido así.

Históricamente, los satélites eran solo accesibles para organizaciones pudientes, gobiernos o para grandes

proyectos nacionales, y no fue hasta finales de los años 80 que los microsatélites, nanosatélites y picosatélites

entraron en juego dando un giro de 180° a toda la industria, volviéndola más asequible para un mayor número

de candidatos.

Esta nueva generación de sistemas espaciales, ya no solo de menor tamaño sino también de menor coste, son

fruto de la explotación del uso de la tecnología y los componentes existentes, así como de minimizar la labor

de desarrollo de los programas. Ya desde su origen, muchos pensaron que este tipo de sistemas cobrarían un

gran protagonismo frente a los sistemas espaciales tradicionales que se habían construido durante los 30 años

anteriores y, de momento, no se han equivocado.

Como ocurre con toda nueva tecnología, cuando irrumpe en el mercado surge la necesidad de estimar el coste,

y con ésta aparecen múltiples cuestiones: ¿Qué parámetros son los que más influyen en el coste?, ¿los

inductores de coste son los mismos que para los satélites tradicionales? ¿Cómo se pueden comparar los

satélites pequeños con los grandes?

Ninguna de estas cuestiones tenía una respuesta sencilla, por ello derivaron en una serie de estudios técnicos y

económicos relacionados con el diseño, la fabricación y la operación de este tipo de satélites. Dichos estudios

revelaron que los medios de estimación de costes existentes hasta la fecha no eran aplicables para este tipo de

sistemas debido a las diferencias obvias entre éstos y los sistemas tradicionales, costosos y de gran tamaño.

El problema reside no solo en las diferencias de arquitectura, sino también en que los modelos existentes eran

aplicables para varios tipos de misiones, por lo que el resultado en la estimación podía conllevar errores

importantes. La forma de reducir estos errores es desarrollar modelos específicos para cada tipo de misión y

cada tipo de satélite.

Esto es lo que se busca con el desarrollo de este Trabajo Fin de Grado, obtener un modelo de estimación, una

forma de obtener una ROM (Rough Order of Magnitude) que nos dé una idea del coste de lanzamiento y

operación de microsatélites destinados a misiones de observación de la Tierra.

Introducción

2

2

3

2 NECESIDAD DE UN MODELO DE ESTIMACIÓN

Introducido el objetivo de este Trabajo, se busca en este capítulo mostrar evidencias que justifiquen la

necesidad de desarrollar modelos de estimación de costes específicos para cada tipo de satélite y cada tipo de

misión.

Los programas low-cost y los contratistas están redefiniendo sistemáticamente el negocio espacial, haciendo

decaer los precios, lo cual hace que sea más difícil predecir el coste exacto, así como determinar qué sistema es

menos costoso.

Si un sistema espacial se desarrolla bajo las mismas circunstancias que otro ya empleado anteriormente, se

esperaría que cueste lo mismo, pero nunca es así. Primero porque es casi imposible duplicar estos elementos, y

segundo porque si un proyecto costaba mucho antes, un nuevo comprador no estará interesado en llevarlo a

cabo.

El coste de un sistema depende del tamaño, la complejidad, el grado de innovación tecnológica, el diseño, el

programa y otras características. También es una función de la tolerancia al riesgo, del estilo de gestión, de los

requisitos de documentación y el control de la gestión del proyecto, así como de la complejidad y el tamaño de

las organizaciones del proyecto.

Para dar una idea de los números que se manejan en el sector espacial, en la Figura 1 se muestra una

distribución de los costes asociados a una misión espacial de carácter pequeño según la NASA.

Figura 1. Distribución de costes de pequeñas misiones espaciales.

Vehículo de lanzamiento; 21%

Instrumentos; 14,30%

Integración y test; 3,20%

Contaminación; 0,10%

Partes; 2,40%Integración VL;

0,60%Operaciones; 8%Sistema tierra;

2,60%

Ciencia; 1,70%Dirección; 4,60%

Planificación y diseño de misión;

3,30%

Estructura; 6,60%

Control térmico; 0,50%

ACS; 7,10%

C&DH; 4,30%

EPS; 5%

RF Comm; 3,80%

Propulsión; 3,90%Software; 1,90%

Harness; 0,50%GSE; 1,10%

GFE; 1%Sistemas ingeniería;

1,60%

Seguridad; 1,10%

COSTE PEQUEÑAS MISIONES ESPACIALES

Necesidad de un modelo de estimación

4

4

El coste es lo que determina si un programa espacial se llevará a cabo o no. Analizar y estimar el coste de los

programas se está convirtiendo en algo realmente importante, incluso crítico algunas veces. Además, tener una

estimación de coste a priori puede ayudar a evaluar si el programa funcionará, así como a identificar las

decisiones claves sobre el diseño que influirán en mayor medida en el coste total.

Los sistemas espaciales tienen costes específicos (coste por unidad de peso) del orden de cientos de miles de

dólares por kilo. El coste de una misión tripulada a la Luna o a Marte es típicamente de millones de dólares

por kilo, mientras que misiones de detección remota o satélites de comunicaciones han sido producidas por

100000 $ por kilo.

Tabla 2–1 Coste específico de sistemas espaciales.

Tipo de sistema espacial Coste específico ($K/kg)

Satélites de comunicación en GEO 70 – 150

Satélites de vigilancia 50 – 150

Satélites meteorológicos 50 – 150

Vehículos interplanetarios > 130

Para tener una idea del coste específico de algunos proyectos, se presentan algunos ejemplos. Proyectos de

ingeniería civil a gran escala cuestan millones de dólares, pero son muy rentables en términos específicos pues

salen por 1 $ por kilogramo. Los automóviles cuestan entre 10 $ y 100 $ por kilo, mientras que productos

exóticos biomédicos cuestan miles de dólares por kilo. La parte más comercial del sector aeroespacial produce

aeronaves al coste de unos 3000 $ por kilo, unas treinta veces más barato que los sistemas espaciales.

En resumen, lanzar un satélite al espacio no es barato, pero sí puede ser más barato de lo que era hace unos

años. No es equiparable a comprar un teléfono móvil, y no es algo que esté al alcance de cualquiera, pero sí se

está volviendo un mercado más asequible para algunos sectores como se verá en el próximo capítulo.

Nadie, o casi nadie, se arriesgaría a invertir a ciegas en un proyecto de esta magnitud sin antes tener una idea

del coste total. Por esta razón, contar con una herramienta que permita tener un orden de magnitud, una

primera estimación del coste total, de forma rápida y sencilla sería de gran utilidad a la hora de decidir si llevar

a cabo un proyecto o no.

5

3 SELECCIÓN DEL NICHO DE MERCADO

Justificada la necesidad de tener una herramienta para estimar el coste de poner en órbita un satélite, es

necesario determinar el segmento de mercado en el que se centrará dicho modelo de estimación: ¿Qué tipo de

satélites? ¿Qué tipo de misión? ¿Qué es lo que más interesa de cara al futuro?

A priori, ninguna de estas cuestiones es fácil de responder. Para poder tomar una decisión es necesario llevar a

cabo una investigación de qué mercado tendrá mayor demanda en los años próximos, así como un análisis del

tipo de satélites que han sido lanzados hasta el momento.

3.1. UCS Satellite Database

En primer lugar, conviene analizar cuál ha sido la evolución la evolución histórica del sector espacial para

entender la demanda futura.

La base de datos de satélites de UCS (Union of Concerned Scientists) recoge información de los más de 1000

satélites que se encuentran orbitando la Tierra actualmente. Su propósito es servir como herramienta y

complemento de investigación para todo aquel que requiera información sobre satélites operativos.

En este caso, la base de datos sirve como herramienta para hacer un primer sondeo del tipo de satélites que han

sido lanzados al espacio desde el año 2000, que suman un total del 1271. A estos satélites se fueron aplicando

una serie de filtros para ir comparando datos de masa con tipos de misiones objetivo entre otros aspectos

De todos esos satélites, es apreciable que la mayoría orbitan en LEO (Low Earth Orbit), es decir, en Órbita

Terrestre Baja (OTB).

Gráfico 1. Distribución de satélites lanzados desde el año 2000 según la clase de órbita.

Dentro de las órbitas bajas, predominan las órbitas heliosíncronas seguidas de las órbitas inclinadas y las

polares.

Elíptica3%

GEO35%

LEO55%

MEO7%

Elíptica

GEO

LEO

MEO

Selección del nicho de mercado

6

6

Gráfico 2. Distribución de satélites en Órbita Terrestre Baja según el tipo de órbita.

Si se analiza el rango de masa de estos satélites en el siguiente gráfico, se puede apreciar que históricamente

predominaban los satélites de grandes dimensiones pero que con el paso de los años el número de satélites en

este rango ha ido disminyendo dando paso a satélites de menor peso.

Gráfico 3. Distribución de satélites en Órbita Terrestre Baja según su masa.

Si ahora se analiza el tipo de misiones de estos satélites categorizando por el rango de masa, se obtienen el

Gráfico 4, Gráfico 5 y Gráfico 6.

Elíptica1%

Ecuatorial2%

Inclinada28%

Polar13%

Heliosíncrona56%

Elíptica

Ecuatorial

Inclinada

Polar

Heliosíncrona

72 69

116

2

6

28

6 9

31

>2010 2005 -2010 2000 -2005

>200 100-200 10-100 Hasta 10

7

Gráfico 4. Categorización de satélites de hasta 10 kg según el tipo de misión.

Para este rango de masa, predominan los satélites destinados al desarrollo e investigación de nuevas

tecnologías. Además, cabe nombrar aquí que los satélites dentro de este rango de masa son, en su mayoría, los

estándares conocidos como CubeSat1, los cuales están muy explotados y muy estandarizados por lo que

quedarán fuera del ámbito de estudio de este Trabajo.

Gráfico 5. Categorización de satélites de entre 10 kg y 100 kg según el tipo de misión.

Dentro de este rango de masa, las misiones objetivo son muy variadas, aunque predominan las misiones de

comunicación frente al resto.

1 Un CubeSat es un tipo de satélite miniaturizado y estandarizado compuesto de unidades cúbicas de dimensiones 10x10x10cm. Tienen una masa de 1.33 kg por unidad y suelen usar componentes “off-the-shelf” tanto para estructura como para electrónica. Se crearon para facilitar el acceso al espacio a las instituciones académicas. Suelen emplearse individualmente o en bloques de 3 (3U) o 6 (6U).

1

2

1

>2010 2000-2005

Hasta 10 kg

Desarrollo detecnología

Comunicaciones

3 3

3

2

1

3

1 1

1

3

1

1

>2010 2005 -2010 2000 -2005

10 - 100 kg

Desarrollo de tecnología

Ciencia espacial

Observación de laTierra/Desarrollo de tecnología

Observación de la Tierra

Comunicaciones/Desarrollo detecnología

Comunicaciones/Seguimientomarítimo

Comunicaciones


8

8

Gráfico 6. Categorización de satélites de entre 100 kg y 200 kg según el tipo de misión.

En el caso de los satélites de entre 100 y 200 kilos, la aplicación exclusiva son las misiones de observación de

la Tierra.

Gráfico 7. Categorización de satélites de más de 200 kg según el tipo de misión.

Por último, es apreciable la tendencia histórica al empleo de satélites de gran masa, aunque esta tendencia

disminuye con el paso de los años. Los satélites de comunicación son los que tienen mayor protagonismo para

este rango de masa, y así lo sigue siendo con el paso de los años, aunque el número de lanzamientos va

disminuyendo progresivamente.

De los datos expuestos se pueden extraer varias conclusiones:

2

6

2

>2010 2 0 0 5-2010 2000 -2005

100 - 200 kg


3546

851

1

1

17

13

111

75

11

74

2

6

3

1

>2010 2005 -2010 2000 -2005

> 200 kg

Desarrollo de tecnología

Ciencia espacial

Observación espacial

Navegación/Posicionamientoregional

Navegación/Posicionamientoglobal

Ciencia espacial/terrestre


Comunicaciones/Desarrollo detecnología

Comunicaciones/Navegación

Comunicaciones

9

1. Ha quedado en evidencia la tendencia histórica al empleo de satélites de mayores dimensiones, caros

y solo asequibles para un grupo reducido de organizaciones pudientes.

2. La segunda es que, en los últimos años, parece haber un aumento en el interés por los satélites de

menores dimensiones, de masas entre 1 y 100 kilogramos. Este hecho es debido al avance

tecnológico y a la tendencia a explotar los recursos existentes en lugar del desarrollo de nueva

tecnología, lo cual supone una reducción importante del coste.

3. Quedarán fuera del estudio de este Trabajo los satélites dentro del rango de 1 a 10 kilogramos por ser

éstos los conocidos como CubeSat.

3.2. Oportunidades de mercado

Analizada la evolución del sector espacial hasta el momento, toca investigar cuales son las necesidades del

mercado para los años venideros con el fin de escoger adecuadamente el sector en el que se centrará el modelo

de estimación, asegurando su utilidad y aplicación.

Una de las fuentes principales sobre proyecciones de mercado dentro de esta industria es SpaceWorks2, en la

cual se basan los resultados que se van a exponer a continuación.

Según el estudio realizado en 2013, se estimaba que en el año 2020 serían lanzados entre 121 y 188

nanosatélites3 y microsatélites4.

Figura 2. Previsión de mercado realizada en 2013.

El aumento de la frecuencia de lanzamiento de pequeños satélites era más que notable respecto a los

lanzamientos realizados en el año 2012, siendo casi el triple.

De estos lanzamientos previstos, se predecía que la mayoría pertenecerían al sector civil y estarían destinados a

misiones de desarrollo de tecnología e investigaciones científicas.

2 SpaceWorks Enterprises Inc. es una compañía de la industria aeroespacial especializada en el diseño y análisis de conceptos espaciales avanzados tanto para clientes comerciales como gubernamentales. 3 Los nanosatélites son una categoría de satélite caracterizado por su masa, que oscila entre 1 kg y 10 kg. 4 Los microsatélites son una categoría de satélite cuya masa oscila entre los 10 kg y los 100 kg.


10

10

Figura 3. Proyección de mercado según el sector realizada en 2013.

Figura 4. Proyección de mercado según el tipo de misión realizada en 2013.

Aunque el sector civil seguía siendo el mayor usuario de este tipo de satélites, los sectores de defensa e

inteligencia comenzaban a mostrar también un gran interés, lo cual era debido a que la variedad de

aplicaciones de este tipo de satélites se estaba diversificando, aumentando para misiones de reconocimiento,

observación de la Tierra y científicas.

Atendiendo a los datos históricos de crecimiento, a los satélites lanzados en los años anteriores, así como a los

planes de lanzamiento anunciados, ya se podía afirmar que se estaba produciendo un cambio importante en la

demanda de este tipo de satélites.

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Según las previsiones realizadas en el año 2014, la cifra de lanzamientos esperados para el año 2020 había

aumentado hasta alcanzar la franja entre 410 y 543 nano y microsatélites, es decir, cuatro veces más de lo

estimado en el año anterior.





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En base a los datos de la Figura 6 y la Figura 7, el sector civil seguía ostentando un alto porcentaje de

lanzamientos de este tipo de satélites, pero era el sector comercial el que se convertía en líder con un 56%. Es

decir, las previsiones se habían triplicado para este sector. Por otro lado, casi la mitad de los satélites que serían

lanzados se emplearían en misiones de observación de la Tierra y toma de datos remota, por lo que la

aplicación predominante de este tipo de satélites también cambiaba respecto al pronóstico del año anterior.

Para el año 2015, la tendencia seguía la misma línea que los dos años anteriores. Las proyecciones de

SpaceWorks estimaban que ese mismo año serían lanzados entre 163 y 212 nano y microsatélites entre todos

los sectores, pero la realidad fue que se lanzaron 131 en total, lo cual supone un descenso del 17% respecto al

récord de lanzamientos del año 2014. La razón fue que se produjeron tres grandes fallos de lanzamiento que

frenaron y retrasaron los lanzamientos previstos.

Es por ello que el pronóstico del año 2016 fue un 35% mayor que el de 2014, lo cual se debió a que el sector

comercial seguía estando muy interesado en aplicaciones de nano y microsatélites, y a que se esperaba que los

retrasos se saldasen ese año.

Así pues, según las previsiones del año 2016, la tendencia creciente de la que se hablaba no había cambiado en

absoluto. Más bien al contrario, las previsiones de lanzamiento seguían siendo muy altas: se preveía que unos

3000 satélites serían lanzados desde 2016 hasta 2022 como ilustra la Figura 8. Más del 70% de los satélites se

emplearían en observación de la Tierra y en toma de datos remota.



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Si por último se tienen en cuenta los datos para este mismo año 2017, éstos ponen de manifiesto que existen

serias carencias en cuanto a tecnología y disponibilidad de los vehículos de lanzamiento que no permiten un

crecimiento completo de esta industria. Consecuentemente, hay una cantidad importante de satélites esperando

ser puestos en órbita (unos 100 satélites se vieron afectados en el año 2016).

Aunque el potencial de este mercado sigue siendo alto, los motivos antes mencionados provocan que las

previsiones de lanzamiento para este año hayan disminuido respecto a las previsiones de años anteriores. Sin

embargo, el pronóstico sigue siendo prometedor pues se espera que todos los satélites que se han visto

afectados durante el año 2016 sean lanzados a lo largo del año 2017.



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Además, sigue siendo evidente que el sector comercial es el más interesado en el lanzamiento de este tipo de

tecnología. Cabe destacar también el protagonismo que comienza a tener el mundo académico, el cual, debido

a la reducción de costes que están sufriendo estos satélites, hace que la tecnología se vuelva asequible a nuevos

organismos a los que antes les era impensable.


Por último, y como ya se venía observando, serán las misiones de observación de la Tierra y toma de datos

remota las que predominen con diferencia por encima del resto de misiones.

Asimismo, en el reporte de 2017 SpaceWorks afirma que:

“If successful, Rocket Lab’s Electron and Spaceflight’s SHERPA have the potential to dramatically increase the

number of small satellites launched in 2017”,

Lo cual justifica las previsiones para los años venideros.

Las conclusiones y los datos a los que llega esta corporación no son únicos. Hay multitud de fuentes que

coinciden en sus predicciones, como por ejemplo:

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▪ Frost & Sullivan5: “% of the small satellites to be launched during 2015–2020 will belong to commercial

organizations looking to enter the Earth observation/imaging market with diverse imaging data services using

cloud/Big Data technologies.”

▪ MarketsandMarkets:6 “The nanosatellite and microsatellite market size is estimated to grow from USD 889.8

Million in 2015 to USD 2.52 Billion by 2020, at an estimated CAGR of 23.2% from 2015 to 2020. Nanosatellites

and microsatellite have proved to be a great opportunity for space exploration and research related to civil,

commercial, government, and military activities.”

▪ Tyvak7: “The global nano and microsatellite market to grow at CAGR of 22.87% and 25.48%, in terms of revenue

and number of satellites, respectively, during the period 2014-2019.”

▪ PR Newswire8: “% of the small satellites to be launched during 2015–2020 will belong to commercial

organizations looking to enter the Earth observation/imaging market with diverse imaging data services using

cloud/Big Data technologies.”

En vista de todos los datos presentados, resulta coherente centrar el segmento de mercado del modelo de

estimación de coste que se quiere desarrollar en los satélites destinados a misiones de observación de la Tierra

cuya masa esté entre 10 kg y 100 kg.

La decisión cae por su propio peso al ver la previsión de demanda para los próximos años, asegurando además

la utilidad del modelo que se va a desarrollar.

5 Frost & Sullivan es una consultora global para el crecimiento empresarial que acompaña a sus clientes en el desarrollo de estrategias innovadoras. Ayuda a captar oportunidades de negocio de una forma ágil y reduciendo riesgos. Investigan mercados globales y regionales, identifican tecnologías emergentes y observan indicadores econométricos y demográficos específicos de cada país. 6 MarketsandMarkets es la mayor consultora mundial en términos de publicaciones de informes sobre investigaciones de mercado. Son especialistas en asesoramiento e investigaciones de negocio sobre mercados en crecimiento, tecnologías vanguardistas y nuevas aplicaciones. 7 Tyvak ha sido el experto en tecnología de nanosatélites líder durante diez años. Como pioneros en este campo, han demostrado ser capaces de revolucionar el diseño y fabricación de este tipo de satélites. 8 PR Newswire en el principal proveedor global de plataformas multimedia y difusión que los comerciantes, comunicadores corporativos, jefes de sostenibilidad, etc., aprovechan para captar destinatarios clave. Proporcionan soluciones integrales para producir, optimizar y dirigir contenido, así como distribuir y medir los resultados.


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4 PROGRAMAS ESPACIALES

Justificada la motivación de este Trabajo Fin de Grado y escogido el nicho de mercado en el cual se centrará el

desarrollo del modelo de estimación, se procede a describir en qué consiste un programa espacial, las partes de

las que se compone, así como algunos conceptos imprescindibles para la correcta comprensión de este

Trabajo.

Figura 14. Partes implicadas en una misión espacial.

La misión de un programa espacial define su propósito e influye fuertemente en su diseño y coste. Las

especificaciones de la misión proporcionan la base para definir los requisitos de diseño de un sistema espacial.

Las misiones que se pueden llevar a cabo desde el espacio han evolucionado con la capacidad de los vehículos

espaciales y sus cargas de pago. Se pueden clasificar de diferentes formas, aunque generalmente se clasifican

en misiones de comunicación, navegación, meteorológicas, experimentales, científicas, vigilancia y radar.

Cada una de estas misiones, tiene una órbita objetivo particular, tal y como se aprecia en la Tabla 4–1.

Tabla 4–1 Tipos de trayectoria por tipo de misión.

Misión Tipo de trayectoria

Comunicaciones Órbita geoestacionaria para latitudes bajas

Molniya para latitudes altas

Recursos terrestres Órbita geoestacionaria polar, cobertura global

Clima Órbita terrestre baja polar o geoestacionaria

Navegación Órbita terrestre baja polar, cobertura global

Astronomía Varias altitudes (pero altas)

Entorno espacial Varias, incluyendo cohetes de sondeo

Militares Órbita terrestre baja polar, cobertura global, varios tipos

Estaciones espaciales Órbita terrestre baja

Pruebas de tecnología Varias

Misión espacial

Sujeto

Órbita

Segmento espacial

Segmento de

lanzamiento

Segmento Tierra

Operaciones de misión

Centro de control de

misión

Programas espaciales

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Las órbitas se suelen categorizar según la distancia a la Tierra, según la inclinación del plano orbital, según su

forma o según la dirección. Atendiendo a la inclinación del plano orbital con respecto al plano ecuatorial,

existen 3 tipos de órbitas:

▪ Órbita ecuatorial: es aquella cuyo plano orbital coincide con el plano del ecuador.

▪ Órbita inclinada: es aquella cuyo plano orbital tiene cierta inclinación respecto al plano ecuatorial de

la Tierra. Este ángulo es el que se conoce como inclinación de la órbita.

▪ Órbita polar: es aquella que pasa por encima de los polos de un planeta, o muy cerca de ellos, por lo

que la inclinación está cerca de los 90°. Este tipo de órbita proporciona una visión más global de la

Tierra al barrer todas las latitudes.

Figura 15. Ilustración del tipo de órbitas según la inclinación respecto al plano ecuatorial.

Según el tipo de forma, las órbitas pueden ser circulares, si la excentricidad es cero, o elípticas, si la

excentricidad está entre cero y uno.

Según la distancia a la Tierra, o altitud, las órbitas se clasifican en:

▪ LEO (Low Earth Orbit): las órbitas terrestres bajas son aquellas cuya altitud se encuentra por debajo

del anillo interior de los cinturones de Van Allen9, es decir, por debajo de los 2000 km

aproximadamente. Para una cobertura dada de la Tierra, este tipo de órbita requiere más satélites para

poder cubrir una zona, lanzadores menos potentes y con los beneficios de mayor resolución de

sensores y cargas de pago con menor potencia.

▪ MEO (Medium Earth Orbit): las órbitas terrestres medias se sitúan entre los 2000 y los 36000 km de

altitud, con un periodo orbital promedio de unas 12 horas. Se usan mayoritariamente para observación

de la Tierra, defensa y posicionamiento. La red de satélites de GPS, los satélites Glonass o los Galileo

son usuarios de este tipo de órbitas.

▪ Molniya: es una órbita especial de las órbitas intermedias que se emplea cuando se quieren cubrir las

altas latitudes. Es altamente elíptica y muy inclinada.

▪ GEO (Geosynchronous Earth Orbit): la órbita geosíncrona es una órbita ecuatorial ubicada a 35786

km de altitud cuyo periodo coincide con la duración del día sideral10, es decir, los satélites parecen

permanecer inmóviles pues rotan a la misma velocidad angular que la Tierra. Ofrece una amplia área

de cobertura con menos satélites, pero requiere de lanzadores más potentes, más potencia para la carga

de pago y mayor tolerancia a la radiación.

9 Los cinturones de Van Allen son ciertas zonas de la magnetosfera terrestre en forma de anillo de superficie toroidal en las que los protones y electores se mueven en espiral en gran cantidad entre los polos magnéticos del planeta. Es una zona de alta radiación que afecta perjudicialmente a los satélites. 10 El día sideral se define como el lapso de tiempo transcurrido entre dos tránsitos sucesivos del primer punto de Aries. Es 4 minutos más corto que el día solar medio, el cual se corresponde con el tiempo civil.

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▪ HEO (High Earth Orbit): las órbitas terrestres altas se ubican más allá de la órbita geoestacionaria. Su

periodo es superior a las 24 horas.

▪ SSO (Sun Sincronous Orbit): las órbitas heliosíncronas son un caso particular de la órbita polar que

permiten que un objeto pase todos los días sobre un lugar determinado a la misma hora. Se usa

cuando el perfil de la misión requiere una posición constante respecto al Sol. Se usan sobre todo para

misiones de observación y meteorología.

Por último, según la dirección hay dos tipos de órbitas:

▪ Órbita prógrada o directa: en este tipo de órbita el satélite se mueve en sentido anti horario respecto al

cuerpo alrededor del cual orbita.

▪ Órbita retrógrada: el sentido del movimiento es horario respecto al cuerpo alrededor del cual orbita.

La Figura 16 ilustra la clasificación de órbitas que se ha descrito.

Figura 16. Órbitas terrestres.

Un programa espacial es el resultado de la integración de los segmentos espacial, Tierra y lanzamiento, los

cuales se describen en los siguientes apartados.

4.1. Segmento espacial

De forma general, el segmento espacial se compone de la carga de pago, el bus espacial, la fase de integración,

ensamblaje y test, y el adaptador del vehículo espacial.


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4.1.1 Carga de pago

El elemento principal es la carga de pago. Se trata de una combinación de software y hardware que permiten

que se consiga el objetivo de la misión. El propósito del resto de partes implicadas en el satélite es mantener

esta carga de pago segura, en buenas condiciones medioambientales y correctamente posicionada. Su

desarrollo e integración en el vehículo suponen uno de los principales focos de coste de los programas.

4.1.2 Bus espacial

El bus espacial proporciona soporte estructural, protección, actitud, control térmico, energía eléctrica,

monitorización de estado y comunicación con el segmento de Tierra. De forma general, se compone de

estructura, sistema de determinación y control de actitud, sistema de potencia eléctrica, control térmico,

telemetría, comando y seguimiento, sistema de mando y control de datos y sistema de propulsión.

4.1.2.1 Sistema estructural

El sistema estructural soporta y protege todos los sistemas embarcados durante la fase de lanzamiento y el

despliegue posterior en órbita. El diseño de la estructura es una tarea complicada ya que debe satisfacer todos

los requisitos de masa, resistencia y rigidez, así como proporcionar la entrefase con el lanzador y el sistema de

suelta de carga.

El factor principal que influye en el diseño estructural es el de optimización del peso. Además, la estructura

debe ser extremadamente eficiente y segura. El diseño comprende la configuración de la estructura, la

selección de materiales, el análisis y los ensayos de verificación. El tipo de misión del satélite condiciona los

requisitos de estabilidad que se le exigen a la estructura.

Es importante tener en cuenta que el comportamiento de la estructura influye en el diseño de los distintos

subsistemas que irán embarcados, por lo que del diseño se desprenden las especificaciones mecánicas del resto

de sistemas del satélite.

4.1.2.2 Sistema de determinación y control de actitud

El sistema de determinación y control de actitud (ADCS) estabiliza el vehículo y lo orienta en la dirección

deseada durante la misión. Esto requiere que el vehículo determine su actitud, usando sensores, y la controle,

usando actuadores.

Las propiedades de masa del vehículo son clave para determinar la magnitud del control y los pares de

perturbación. También es necesario conocer la posición del centro de gravedad, la matriz de inercia y la

variación de estas magnitudes con el tiempo.

El sistema tiene que modificar la actitud del vehículo para orientar la carga útil, los paneles solares o las

antenas. Estos requerimientos de actitud son los que determinan el diseño del sistema.

Para orientar el vehículo adecuadamente, se requieren referencias externas, como el Sol, la dirección del

campo magnético local, el horizonte terrestre o las estrellas. También pueden incluir giróscopos para aportar

referencias a corto plazo con las referencias externas.

El proceso de diseño de este subsistema es iterativo, siendo necesario tener en cuenta la masa y los requisitos

de la misión del vehículo, así como una estimación de los pares de perturbación a los cuales estará sometido el

satélite.

Los requerimientos del sistema varían mucho pues están muy ligados a las necesidades de la misión y a las

características de otros subsistemas. Una vez en órbita, los requerimientos de apuntamiento son los que

predominan. Se requiere definir las necesidades y frecuencia de maniobras de cambio de actitud. Estas

maniobras pueden ser necesarias para:

▪ Apuntar los sistemas de detección a los objetivos.

▪ Maniobrar los sensores del sistema de control a cuerpos celestes para determinar la actitud.

▪ Seguir cuerpos estacionarios o en movimiento.

▪ Conseguir la actitud deseada inicialmente o tras un fallo.

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En la mayoría de los casos no será necesario reposicionar el cuerpo rápidamente, aunque el tiempo que tarda sí

puede ser crítico en algunos casos. En cualquier caso, el giro es lo que principalmente influye en la elección

del tipo y el tamaño de los actuadores.

Otra de las cosas a tener en cuenta es si el vehículo de lanzamiento deja el satélite en el punto justo de la órbita

deseado o no, porque si es así no se requiere de un sistema que lo haga.

4.1.2.3 Sistema de potencia eléctrica

El subsistema de potencia eléctrica (EPS) se encarga de la generación, acumulación, distribución y control de

la potencia eléctrica de un satélite.

Los requisitos que debe cumplir para realizar todas sus funciones son, entre otros, generar potencia continua

para todas las cargas durante la vida útil del satélite y que cubra además los picos de potencia, proteger las

cargas ante cualquier fallo en el sistema, o generar comandos para mantener y controlar de forma autónoma el

sistema.

Para cumplir con todos estos requisitos hay que tener en cuenta una serie de consideraciones generales, como

la distancia al Sol, la duración de la misión, la configuración del satélite o los parámetros orbitales. Todos ellos

son factores condicionantes en la selección de la fuente primaria de energía, las dimensiones de paneles solares

y baterías, así como el consumo de potencia.

El sistema de potencia eléctrica consta de cuatro bloques: sistema de generación, acumulación, control y

distribución de potencia.

Figura 17. Bloques del sistema de potencia eléctrica.

El sistema de generación tiene por objetivo principal proveer la potencia eléctrica necesaria para el normal

funcionamiento de todos los equipos a bordo. Se trata de la fuente primaria de energía. Para misiones que

duran entre varias semanas y años, las baterías son demasiado masivas por lo que hay que emplear una fuente

capaz de generar energía durante varios ciclos orbitales. Existen tres tipos de fuentes de generación en el

vehículo:

▪ Energía solar fotovoltaica: es la fuente más común para vehículos orbitando la Tierra. Convierten la

radiación solar incidente en energía eléctrica de forma directa.

▪ Energía estática: convierte calor en electricidad mediante efectos termoeléctricos o termoiónicos

▪ Energía dinámica: convierte el calor obtenido de concentradores solares, radioisótopos o reactores de

fusión en electricidad mediante ciclos termodinámicos.

De las formas de energía enumeradas, la más empleada por vehículos orbitando la Tierra es la basada en la

conversión fotovoltaica de la energía solar. Su elemento básico es la célula solar, que están basadas en la

generación de electricidad de la radiación solar a través del efecto fotovoltaico.

Por otro lado, se requiere de un sistema de acumulación de potencia. Su objetivo es almacenar los excedentes

de potencia de los periodos diurnos de baja demanda para proporcionarlos durante los periodos de eclipse o

cuando la demanda no pueda ser satisfecha por la fuente primaria. Es una fuente secundaria de potencia.


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Las técnicas de acumulación energética más utilizadas son:

▪ Energía electrostática: condensadores.

▪ Energía magnética: bobinas.

▪ Energía inercial.

▪ Energía térmica: fluidos.

▪ Energía química: explosivos, baterías, células de combustible.

▪ Energía nuclear: núcleos atómicos.

Las baterías son el dispositivo comúnmente empleado como fuente secundaria. Existes dos tipos: recargables o

no recargables. La elección de un tipo u otro viene marcada por el tipo de misión.

El sistema de control de potencia tiene por finalidad la regulación de la potencia disponible entre las distintas

cargas, controlando la tensión de la barra de alimentación principal y la carga y descarga de las baterías.

Los sistemas de control son dispositivos electrónicos que se encargan de proporcionar la información del

estado de salud de diferentes partes del subsistema de potencia. Además de proporcionar datos, estos

dispositivos deben ser capaces de actuar sobre los diferentes componentes de forma autónoma y/o remota con

el fin de que algún defecto de funcionamiento en algún punto no suponga una puesta fuera de servicio de toda

la unidad. Existen dos tipos de sistemas de control: regulados y no regulados.

Los sistemas no regulados se caracterizan por la transferencia directa de energía de los paneles y las baterías.

Los sistemas regulados optimizan el funcionamiento de los paneles y el diseño de las baterías. Además,

simplifican el diseño de la interfase con las cargas reduciendo la regulación individual.

Se debe tener en cuenta para su diseño que, para el caso de satélites terrestres de observación y reconocimiento

en órbita baja, la carga de pago principal usualmente requiere altos picos de potencia por cortos periodos de la

órbita. La razón entre los máximos y mínimos de potencia es de 2 a 3 así que la potencia total varía entre 5 y

20 kW.

Por último, se requiere un sistema de distribución que reparta la potencia disponible entre las distintas cargas

de acuerdo a las necesidades individuales de cada subsistema. Consta de cableado, protección antifallos,

mecanismos de conmutación y convertidores.

Para su diseño, hay que tener en cuenta algunas consideraciones como la demanda nominal, los picos de carga

individual, la protección frente a cortocircuitos y sobrecargas o los dispositivos redundantes.

4.1.2.4 Sistema de control térmico

El papel de este subsistema es mantener el satélite en unos límites adecuados de temperatura en cada fase de la

misión. Se suelen definir dos límites: el limite operacional en el que deben mantenerse los dispositivos

mientras operan, y el límite de supervivencia entre los cuales se deben mantener los equipos incluso si no están

operando. Exceder este límite puede tener consecuencias catastróficas. También debe asegurar que los

gradientes de temperatura son adecuados entre diferentes partes del satélite.

La importancia del control térmico reside en que los sistemas solo funcionan si las condiciones

medioambientales son adecuadas. Las variaciones de temperatura pueden dar lugar a derivas en la respuesta

eléctrica de los componentes electrónicos, a corrosión por condensación de vapores sobre superficies frías, a

dilataciones de los materiales, etc.

En vehículos pequeños, el control se consigue especificando los tipos de recubrimientos o acabados

superficiales en los elementos externos, mediante mantas aislantes y conectores térmicos en los equipos

interiores.

Las técnicas de control térmico se dividen en dos categorías:

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▪ Control térmico pasivo: hace uso de materiales, revestimientos o acabados superficiales para mantener

los límites de temperatura. No tienen partes móviles y no requieren de un control externo. Son fiables

y relativamente baratos.

▪ Control térmico activo: es más complejo y caro, mantiene la temperatura mediante elementos como

calentadores y enfriadores termoeléctricos. Se usan en aquellos lugares en los que los métodos pasivos

son insuficientes para mantener una temperatura adecuada.

En general, los sistemas low-cost están diseñados para mantener el satélite en el menor nivel de temperatura

permitido. Los componentes enfriadores suelen durar más, pero suelen requerir de potencia adicional.

4.1.2.5 Sistema de telemetría, comando y seguimiento

El subsistema de telemetría, comando y seguimiento, también conocido como el sistema de comunicaciones,

es la interfaz entre los sistemas de Tierra y el satélite. Todos los datos generados en el satélite, así como la

información del estado del mismo, son transmitidos a Tierra a través de este subsistema. Además, hace de

enlace para enviar los comandos desde Tierra para controlar el satélite.

Algunas de sus funciones son recibir la información de Tierra y procesarla, hacer un seguimiento de la

portadora emitida por la estación de Tierra, recibir datos de los distintos sistemas a bordo, procesarlos y

transmitirlos o procesar y transmitir datos sobre la posición en órbita del satélite.

Para asegurar un sistema TT&C (Telemetry, Tracking and Control) robusto, hay que considerar y satisfacer

tres partes del diseño: los requerimientos, las limitaciones y las regulaciones. Algunos de los requerimientos

que tiene que satisfacer el sistema son el tipo de señal, la capacidad, el área de cobertura o la localización en

Tierra.

Las limitaciones están relacionadas con las restricciones de potencia asociadas al tamaño del satélite, y con

restricciones de masa derivadas del diseño de la misión y el vehículo lanzador elegido.

4.1.2.6 Sistema de mando y control de datos

El sistema de mando y control de datos es el sistema nervioso central del satélite. Se encarga de recibir,

validar, codificar y distribuir comandos a los sistemas, así como de recoger, procesar y modelar tres flujos de

datos: datos de la carga de pago, datos de ingeniería y comandos.

Los datos de la carga de pago es la información por la que el satélite fue puesto en órbita. El satélite la recoge,

se procesa a bordo y se transmite a Tierra. Esta información supone la mayor cantidad de datos generados en el

satélite.

Los datos de ingeniería es la información con la que el equipo en Tierra puede conocer el estado de cada

subsistema.

Por último, los comandos son aquellas órdenes transmitidas desde Tierra al satélite para controlar o modificar

la configuración, la actitud y otras acciones. Para este tipo de datos, la exactitud es fundamental pues se puede

poner en riesgo la integridad del sistema espacial.

Este sistema está estrechamente ligado al sistema de telemetría, comando y control antes explicado

4.1.2.7 Sistema de propulsión

El sistema de propulsión es el encargado de modificar el movimiento o la actitud del satélite mediante la

eyección de masa. Esta masa es en forma de gas frio o caliente, o un chorro de partículas. Los requerimientos

de este sistema vienen determinados por las necesidades de maniobra del satélite para ajustar la órbita, realizar

reapuntamientos, cambiar la actitud, etc.

Históricamente este subsistema consistía en una serie de propulsores para mantener la órbita y controlar la

actitud, y un motor de impulso para cambios de órbita. La práctica hoy en día es combinar ambas funciones en

un mismo sistema.


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4.1.3 Integración, Ensamblaje y Test

La fase de Integración, Ensamblaje y Test (IA&T) comprende la instalación de todos los subsistemas,

incluyendo la carga de pago, y los test para validar el correcto funcionamiento del conjunto. El coste de esta

fase incluye los gastos de desarrollo de planes y procesos, así como la obtención de los recursos necesarios

para integrar y comprobar el funcionamiento del vehículo completo.

4.1.4 Adaptador al vehículo espacial

El adaptador al vehículo lanzador es la conexión estructural entre el satélite y el cohete que pondrá dicho

satélite en órbita. El diseño de este adaptador, así como los requerimientos de energía, datos y acceso deben

estar estrechamente coordinados con los del proveedor del lanzador espacial.

Normalmente, el coste de este elemento se incluye dentro de los costes asociados al segmento de lanzamiento.

4.2. Segmento de Tierra

El segmento de Tierra de un programa espacial es la infraestructura terrestre requerida para operar el segmento

espacial. Las funciones que cumple son múltiples y complejas, incluyendo el seguimiento del satélite para

determinar su posición en órbita, la comunicación con el satélite para registrar datos de masa y estado, la

generación de comandos para el control de las funciones del satélite, el control de parámetros orbitales, etc.

Este segmento puede dividirse en tres áreas funcionales: centro de control de operaciones del satélite, centro de

control de operaciones de la carga de pago y el centro de control de misión.

En el centro de control de operaciones del satélite se generan todos los comandos para su control y se

monitoriza el estado, la posición y el bienestar del satélite. En el centro de control de la carga de pago se

generan comandos para su control, se monitoriza su estado y bienestar y se reciben e interpretan los datos

generados y recogidos por la carga de pago. Por último, en el centro de control de misión se controlan aspectos

del sistema completo, se programan actividades, se procesan y priorizan requerimientos, se monitorizan las

operaciones del segmento Tierra y supone la interfaz con el resto de organizaciones.

Las tres funciones pueden combinarse dependiendo de los requerimientos de la misión, las capacidades de las

infraestructuras existentes para respaldar las operaciones del programa, así como de consideraciones

geográficas y de seguridad.

Por el contrario, puede darse el caso de tener múltiples sistemas dispersos geográficamente por necesidades de

redundancia o comunicación con el satélite.

La mayoría de los programas emplean servicios de Tierra y seguimiento existentes o adaptados para ahorrar en

coste, y en desarrollo y operación de un sistema particular para cada misión espacial. Algunos de estos

sistemas son el Air Force Space Control Network (AFSCN), NASA’s Tracking and Data Relay Satellite

System (TDRSS) o la red comercial Universal Space Network (USN).

De forma general, el número de estaciones necesarias, su localización y el tipo de equipo requerido vienen

determinados por la órbita del satélite, la cobertura y la redundancia necesaria. Por ejemplo, para un satélite

geoestacionario, se podría tener una cobertura total con una sola estación de seguimiento, mientras que un

satélite en órbita baja requerirá más de una estación.

Otra consideración a tener en cuenta es el número de personas implicadas en la operación de este segmento.

Como en cualquier gran organización, existen unas necesidades de personal para dirigir las instalaciones. Esto

incluye personal para supervisión de la operación en Tierra y en órbita, personal de la estación, personal de

mantenimiento de las instalaciones, personal de ingeniería e interpretación de datos, entre otros.

El número de personal requerido puede ascender hasta las 250 personas durante la fase de lanzamiento e

inserción en órbita, aunque luego puede reducirse hasta por debajo de las 100 personas una vez la misión entra

en su rutina de operación.

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4.3. Segmento de lanzamiento

El segmento de lanzamiento comprende toda la actividad y los recursos necesarios para poner en órbita un

satélite, incluyendo toda la planificación y preparación del satélite para el lanzamiento, la integración del

satélite con el lanzador y comprobaciones, cálculo de la órbita, documentación de procedimientos,

entrenamiento, seguros, simulaciones, combustible, y el centro de control. También, en caso de ser necesario,

incluye todas las operaciones relacionadas con la reentrada en Tierra.

El vehículo lanzador es el responsable de insertar el satélite en órbita. Puede ser de una sola etapa o multietapa,

y puede incluir carenas para encapsular el satélite y protegerlo durante la fase de lanzamiento.


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5 MICROSATÉLITES PARA MISIONES DE

OBSERVACIÓN DE LA TIERRA

Tras la descripción en el capítulo anterior de las características generales de un programa espacial, aún quedan

algunas cuestiones por resolver en cuanto a la aplicación de este Trabajo. ¿Qué quiere decir satélite pequeño?

¿qué es un microsatélite?

5.1. Satélites pequeños

Hablar de satélite pequeño, mediano o grande no es más que hacer una referencia a su masa. No hay una

definición común para el rango de masa asociado a cada tipo de satélite ya que cada gran organismo tiene su

propia definición.

Sin embargo, para el desarrollo de este Trabajo se ha decidido seguir la división elegida por la NASA, siendo

los satélites pequeños o “SmallSats”11 aquellos cuya masa es inferior a 500 kg. Pero dentro de esta franja de

masa, existen subdivisiones, tal y como ilustra la Figura 18.

Figura 18. Categorización de satélites en función de la masa.

En la última década los satélites pequeños han irrumpido en el mercado con el potencial de acercar los

sistemas espaciales a países o empresas con presupuestos reducidos y poca o ninguna experiencia en

tecnología espacial. El éxito de todo ello reside en el coste asociado, el cual se ha visto reducido en varios

órdenes de magnitud, así como en el aumento de la receptividad de las misiones, entendida ésta como la

capacidad de reacción ante una necesidad del mercado.

En muchas ocasiones se suele hacer la suposición de que lo caro siempre es mejor, pero tal afirmación no

siempre es cierta. Extrapolando al ámbito espacial, se suele dar por hecho que un satélite más caro y complejo

es más fiable. No existen datos cuantitativos suficientes sobre la fiabilidad de los sistemas low-cost pero sí

existen evidencias que sugieren que los satélites pequeños son iguales o más fiables que los satélites

tradicionales.

11 SmallSats es una abreviación derivada de la combinación de las palabras Pequeños y Satélites en inglés: Small Satellites.

Satélites pequeños

Microsatélites para misiones de observación de la tierra

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28

A priori se esperaría menos fiabilidad por parte de este tipo de sistemas espaciales, ya que la calidad de

algunas partes es menor, la cantidad y el coste de los procedimientos es menor, no existe redundancia y

aceptan mayores riesgos. Sin embargo, al incluir menos partes, ser diseños más simples, con mayores

márgenes y menos énfasis en diseños óptimos, con programas de montaje y test más cortos, así como un

mayor nivel de responsabilidad del personal, se espera justo lo contrario, una mayor fiabilidad.

Por otro lado, un satélite pequeño no es necesariamente más barato. La reducción de coste se consigue

aplicando una filosofía de diseño a la misión completa. Así, no es solo el tamaño en sí, sino la filosofía de

diseño lo que distingue este tipo de satélites de los convencionales.

Figura 19. Relación entre masa, coste y tiempo de respuesta de satélites.

Esta filosofía de diseño se traduce en una serie de tendencias que hacen a su vez que este tipo de satélites sean

más populares y demandados, como:

▪ Los avances en miniaturización de electrónica y las capacidades asociadas. También los avances en

tecnologías como óptica, mecánica y materiales, procesado de señales, comunicaciones o navegación.

▪ El desarrollo de nuevos lanzadores espaciales pequeños, dedicados para este tipo de sistemas, que

sean fiables y rentables.

▪ La posibilidad de tener independencia en el espacio, es decir, la posibilidad que se brinda a

organismos o países menos pudientes de tener sus propios recursos para observación de la Tierra. De

hecho, como se comentó en el Capítulo 3, las pequeñas industrias están teniendo mayor involucración

en el sector.

▪ La transición de grandes misiones científicas equipadas con múltiples instrumentos y cargas de pago a

misiones enfocadas en tareas específicas. Los satélites pequeños optan por enfocar las misiones en una

única tarea, haciendo uso máximo de tecnología “off-the-shelf”12 disponible para su construcción o

bien hacer uso de la tecnología que hay en desarrollo, enfocada sobre todo en miniaturizar los

componentes desarrollando micro-tecnologías para sensores e instrumentos que permiten el desarrollo

de misiones dedicadas.

▪ El desarrollo de pequeñas estaciones en tierra más baratas que permiten la conexión con el satélite y la

descarga de datos de forma fiable y rentable.

▪ El nuevo paradigma en misiones espaciales para tener rápida respuesta a eventos que puedan

producirse, como catástrofes.

▪ La variedad de misiones que pueden llevar a cabo es muy amplia y, en consecuencia, hay una gran

diversidad de usuarios potenciales.

12 Este término en inglés significa, literalmente, “de la estantería”. Se refiere a componentes comerciales que se venden en grandes cantidades.

29

Aunque muchos aún lo hacen, estos satélites no deben compararse ni considerarse sustitos de los satélites

tradicionales. Presentan tres limitaciones principales: la alta velocidad orbital, el volumen y la capacidad de

generación de potencia.

La velocidad de los satélites relativa a la Tierra ronda los 7.5 km/s, lo cual supone un periodo aproximado de

90 minutos. En consecuencia, el efecto Doppler13 y las pequeñas ventanas de comunicación son un problema

importante al usar este tipo de satélites.

Por otro lado, el volumen limita el tamaño de las baterías y el número de subsistemas que puede incluir, así

como el área total de paneles solares lo cual se traduce en un impacto en la cantidad de potencia generada. En

este tipo de satélites la potencia generada oscila entre unos pocos vatios y miles de kilovatios, dependiendo de

la masa, por lo que la potencia requerida por los transmisores está muy limitada.

Esto condiciona la distancia que puede haber entre la estación de seguimiento y el satélite y, en consecuencia,

suelen orbitar en LEO. Las órbitas objetivo de las misiones de pequeños satélites se caracterizan por:

▪ Dar cobertura a una región específica, evento o serie de eventos.

▪ Renunciar a una larga vida útil por obtener mejor comportamiento a bajo coste.

▪ Querer lanzamientos de bajo precio acorde al coste del satélite.

▪ Querer minimizar la creación y acumulación de basura orbital.

Por otro lado, si se tuviese el lanzador apropiado, estos satélites tienen el potencial de poder situarse en órbitas

que no eran realísticamente posibles con las misiones tradicionales, y que proporcionan mejor comportamiento

y cobertura. Además, podrían ser lanzados como respuesta a eventos críticos en la Tierra o para proporcionar

información adicional en caso de necesidad.

Asimismo, los SmallSats ofrecen menor riesgo y mayor seguridad en la misión que los satélites tradicionales

gracias a la habilidad de reponer rápidamente activos fallidos.

Por último, comentar que para un satélite así, que se produzca un fallo en el lanzamiento, una colisión con

basura espacial o que se produzca un ataque enemigo no supone una pérdida económica tan grande ni se

pierde tanta cobertura como si fuese el caso de un satélite tradicional.

5.2. Microsatélites para misiones de observación de la Tierra

Tal y como se muestra en la Figura 18, los microsatélites son aquellos cuya masa oscila entre los 10 y los 100

kilogramos.

El concepto de microsatélite apareció en 1981 con la aplicación de microprocesadores avanzados y otra

tecnología “off-the-shelf”. Los años 90 vieron una rápida comercialización de esta tecnología, y desde

entonces los microsatélites juegan un papel muy importante en el mercado al permitir el acceso al espacio a

naciones y organismos con menos recursos.

Las misiones de observación de la Tierra pueden dividirse en las siguientes categorías:

▪ Comerciales, las cuales requieren un beneficio económico de los servicios o los datos del satélite.

▪ Científicas y/o militares, las cuales obtienen datos científicos o militares.

▪ Desarrollo de nuevas tecnologías.

▪ Demostración de competencia, para desarrollar y demostrar las capacidades en sistemas espaciales.

▪ Transferencia y enseñanza de tecnología espacial, enfocadas a la adaptación de grupos de ingenieros

que ya son competentes.

▪ Mejora de las competencias en ingeniería, usando el espacio como motivación.

▪ Educativas, destinadas a la enseñanza de estudiantes mediante la participación en proyectos.

Por último y a modo de resumen, se enumeran algunas de las características más importantes que caracterizan

este tipo de satélites:

13 El efecto Doppler es el cambio de frecuencia aparente de una onda producida por el movimiento relativo entre la fuente y su observador.

Microsatélites para misiones de observación de la tierra

30

30

▪ Son satélites cuya masa está entre 10 y 100 kilogramos.

▪ Orbitan en LEO y, en consecuencia, necesitan menos energía para colocar el satélite en la órbita.

▪ Dan cobertura a una región concreta.

▪ Las misiones que pueden desempeñar son muy variadas pero las cargas de pago están centradas en un

único tipo.

▪ En general, explotan al máximo los recursos y la tecnología existentes haciendo uso además de

COTS14, con la consecuente reducción de coste.

▪ No tienen una vida útil muy larga.

14 Abreviación de Components Off The Shelf, que traducido significa Componentes de la estantería.

31

6 ANÁLISIS DE COSTES

Dada la tendencia actual a maximizar el alcance de las misiones para un presupuesto dado, el coste es un

elemento crítico para determinar el rumbo que tomará un proyecto.

De forma general, la misión y el coste de un programa espacial son exhaustivamente evaluados antes de iniciar

el desarrollo del programa para tener cierta seguridad de que será eficaz y eficiente, así como rentable.

Desde el nacimiento de los satélites, los expertos han trabajado en el desarrollo de modelos y técnicas de

estimación de coste que materialicen un orden de magnitud del presupuesto de los programas espaciales.

Existen múltiples modelos de estimación, como NAFCOM (NASA/Air Force Cost Model) y USCM

(Unmanned Space Vehicle Cost Model), que han sido ampliamente utilizados pero que no son adecuados para

la realidad y la tendencia del mercado actual.

También, algunos organismos espaciales han desarrollado algunos modelos más específicos para satélites

pequeños, como SSCM (Small Satellite Cost Model) orientado a satélites de masa inferior a 1000 kg. El

problema reside en que todos estos modelos están enfocados a varios tipos de misión por lo que el resultado de

la estimación puede no ser lo suficientemente preciso.

Así pues, una forma de mejorar las estimaciones sería desarrollar modelos específicos para cada tipo de

misión, que es justamente el objeto de este Trabajo: desarrollar un modelo de estimación de costes exclusivo

para microsatélites destinados a misiones de observación de la Tierra.

6.1. Procedimiento de análisis de costes

El primer paso para realizar un análisis de coste es hacer una descripción de los requisitos de la misión para

identificar cuáles son los parámetros principales que influyen en el coste, es decir, identificar cuáles son los

inductores del coste.

El siguiente paso es definir una Estructura de Trabajos Desglosados (EDT), más conocida como Work

REQUISITOS DE MISIÓN

ESTRUCTURA DESGLOSADA DE TRABAJOS

NORMAS BASE Y

ASUNCIONES

MODELOS DE COSTE

ANÁLISIS DE RIESGOS

ANÁLISIS DE COSTES

Figura 20. Procedimiento de análisis de costes.

Análisis de costes

32

32

Breakdown Structure (WBS), que no es más que un esquema empleado para categorizar cada una de las partes

que componen el sistema en todo su ciclo de vida, y que se traducen en un coste. El ciclo de vida del coste se

puede dividir en tres fases:

▪ Investigación, Desarrollo, Test y Evaluación (RDT&E), que comprende el diseño, análisis y test de

prototipos y unidades de cualificación.

▪ La fase de producción, que engloba el coste de fabricar las unidades finales y su lanzamiento. Una

definición usada para modelar costes es la Primera Unidad Teórica o TFU (Theorical First Unit), que

representa el primer satélite cualificado para volar que se fabrica. Para unidades múltiples, el coste de

producción se obtiene usando la curva de aprendizaje aplicado al coste de la TFU.

▪ La fase de Operación y Mantenimiento, O&M, que son costes asociados a operaciones y

mantenimiento durante la vida del satélite, incluyendo costes de repuestos y mantenimiento de

software.

En tercer lugar, se definen normas de base y asunciones que establecen el fundamento para entender los costes

y poder compararlos con los de otros programas. Como los resultados del análisis de costes están

condicionados por cada una de las asunciones y normas de base, éstas deben estar todo lo documentadas

posible.

Una vez determinados los parámetros de entrada y fijadas las normas de base, se pueden realizar estimaciones

mediante los modelos de costes. Las estimaciones se organizan según cada segmento de la WBS, cada pase del

ciclo de vida y el programa.

Por último, se realiza un análisis de riesgos tanto de coste como de programa para detectar incertidumbres.

También proporciona una estimación del efecto que tendría algún requerimiento inusual o el uso de tecnología

avanzada.

6.1.1 Desarrollo de WBS e identificación de costes

Al inicio de la estimación del coste, es necesario hacer una WBS, que es una lista de todo aquello por lo que se

debe pagar para conseguir un sistema en su plena capacidad de operación. El WBS se puede dividir en

categorías de alto nivel como investigación, desarrollo y test, operación, mantenimiento y soporte, producción

y lanzamiento, hasta tratar niveles más inferiores como módulos de software, cajas electrónicas y otros

componentes.

En la siguiente figura se muestra un ejemplo general de Work Breakdown Structure.

Figura 21. Ejemplo de Work Breakdown Structure

33

Para estimar el coste de cada elemento hay que hacer uso de datos históricos, precios de productos “off-the-

shelf” y de cualquier otra información disponible que pueda emplearse para asignar precios a los elementos en

la WBS.

6.1.2 Modelos de estimación de costes

La WBS proporciona una base para poder determinar qué tipo de método de estimación se puede usar. Existen

tres tipos de modelos básicos de estimación:

▪ Estimación detallada ascendente (detailed Bottom-up estimating).

En este caso, la estimación se basa en el coste de los materiales y el trabajo necesarios para desarrollar

y producir cada elemento en el menor nivel posible de la WBS. Es un método prolongado que no es

apropiado para la fase de diseño conceptual pues los datos no suelen estar disponibles hasta la fase de

diseño detallado.

▪ Estimación basada en analogía o juicio de expertos (analogous estimating).

La estimación se basa en el coste de elementos similares, ajustados a las diferencias en tamaño y

complejidad. El método se puede aplicar a cualquier nivel de detalle del sistema.

▪ Estimación paramétrica (parametric estimating).

La estimación se basa en ecuaciones llamadas Cost Estimating Relationships15 (CERs) que expresan

los costes como una función de un parámetro de diseño, como la masa o la potencia consumida. Las

estimaciones matemáticas están relacionadas usando análisis de regresión entre puntos de datos de

sistemas existentes que comparten características físicas o de comportamiento con el sistema que se va

a estimar, junto con juicio ingenieril en las circunstancias en las que la estadística se quede corta. Las

CERs pueden incluir un factor de complejidad para tener en cuenta los cambios de la tecnología.

Normalmente incluye los desarrollos de hardware y el coste teórico de la primera unidad. Para

unidades múltiples, el coste de producción se iguala al coste de la primera unidad por un factor de la

curva de aprendizaje. Este método se ha convertido en el estándar para estimar costes de programas

que apenas han sido desarrollados.

Los tres métodos de estimación tienen sus ventajas y desventajas dependiendo del objetivo de la estimación, la

cantidad de información de diseño y datos históricos disponibles para el juicio de expertos.

El hecho de que el modelo paramétrico se base en datos de alto nivel lo hace más adecuado para calcular una

primera estimación.

6.1.3 Modelo de estimación paramétrico

Como se ha comentado, este modelo de estimación se basa en el uso de relaciones matemáticas que

proporcionan una estimación de coste a partir del valor del inductor del coste de cada sistema. El uso de un

modelo de estimación de este tipo lleva asociado una serie de asunciones.

La primera es que, al estar los cálculos basados en datos y tendencias históricas, la estimación del coste futuro

reflejará la tendencia pasada. Por ello, es importante seleccionar un rango de datos históricos acorde a la fecha

en la que se hace la estimación. Hay que tener especial cuidado cuando la tecnología haya sufrido un cambio

importante respecto al pasado ya que la estimación no reflejará la realidad completamente.

La segunda es que los costes del programa son variables aleatorias que son imposibles de predecir con total

certeza. Existen multitud de variables que influyen en el coste de un sistema, sin embargo, solo se usa una

magnitud para obtener la estimación. Por ello, lo normal es que se dé una estimación de coste junto con un

error asociado a la estimación, el cual es un reflejo de todos esos costes que no pueden ser tenidos en cuenta en

la estimación.

Existen tres fuentes generales para los modelos de estimación paramétricos:

15 Relaciones de estimación de costes

Análisis de costes

34

34

▪ Modelos públicos para un propósito específico, como el Unmanned Space Vehicle Cost Model

(USCM), el Small Satellite Cost Model (SSCM) o Communication Payload and Spaceborne

Electronics Cost Model (COCM). Son modelos desarrollados por organismos gubernamentales,

aunque suelen estar disponibles para el público.

▪ Modelos públicos para un propósito general. Ofrecidos por organizaciones comerciales como PRICE

Systems16. Este tipo de modelos tienen que ser calibrados para el producto específico que se quiera

estimar.

▪ Modelos privados para propósitos específicos. Generalmente son desarrollados por una única

organización con información privada para estimar sistemas y componentes específicos de la

compañía.

Para desarrollar un modelo paramétrico, lo primero es obtener el conjunto de CERs. Éstas se expresan como

una ecuación de regresión que predice el coste como una función de un inductor de coste. Para poder

obtenerlas, el primer paso es definir una base de datos históricos. Además, es necesario conseguir información

sobre detalles técnicos, subsistemas, cargas de pago, materiales, etc.

Todos estos datos se categorizan en función del sistema o subsistema al que se refieren para ir conformando el

sistema de coste. El siguiente paso fundamental es normalizar todos los datos para que sean consistentes, y

expresarlos en el mismo año fiscal.

Existen otros factores, llamados wraps, que no se incluyen en las CERs. Son factores como ingeniería de

sistemas, gestión, seguros, el coste de integración y test del sistema espacial. Normalmente estos costes suelen

suponer el 30% del coste total del sistema espacial.

Tabla 6–1. Factores wrap

Elemento Factor medio [%]

Operaciones y soporte a estaciones de seguimiento anuales 5

Ingeniería de sistemas 20

Gestión de programas 15

Integración y pruebas de sistemas 15

Seguridad del producto 3

Gestión de configuración 4

Precio de contratistas 12

Gestión de datos 2

Instalaciones de soporte en tiempo real 4

Integración de software y hardware 16

Logística integrada 6

Garantía de misión y seguridad 7

Activación del lugar 3

Escoger los inductores de coste es una tarea compleja que engloba la aplicación de conceptos de estadística,

conocimientos de ingeniería, juicio de expertos y sentido común. Para los sistemas espaciales, los inductores

de coste suelen ser el peso, la potencia o los requerimientos de comportamiento.

16 PRICE Systems es una compañía mundialmente conocida por su amplia experiencia en estimaciones de coste. Es un proveedor de soluciones de estimación fiables y rápidas.

35

No se debe olvidar que las CERs son solo simplificaciones de la relación que están emulando. Así pues,

aquellas que dependen del peso implican que estructuras menos pesadas costarán menos a priori. Pero puede

suceder lo contrario pues al diseñar sistemas más ligeros se puede requerir aumentar la complejidad, lo cual se

traduce en un aumento de coste.

La complejidad es un ajuste a las CERs para compensar características que no se tienen en cuenta en los datos

históricos. Algunos de estos factores de complejidad se muestran en la Tabla 6–2.

Tabla 6–2. Factores de complejidad.

Elemento Factor

Sistema COTS. Modificaciones leves 0.2

Existe el diseño básico del sistema. Pocos problemas técnicos; 20% nuevo

diseño y desarrollo 0.4

El diseño del sistema es similar a uno existente; algunos problemas técnicos;

20% problemas técnicos; 80% nuevo diseño y desarrollo 0.7

El sistema requiere de un nuevo diseño, desarrollo y calificación; se requiere

cierto desarrollo tecnológico 1

El sistema requiere nuevo diseño, desarrollo y cualificación; notable desarrollo

tecnológico; múltiples proveedores 1.3

El sistema requiere nuevo diseño, desarrollo y cualificación; importante

desarrollo tecnológico 1.7

El sistema requiere nuevo diseño, desarrollo y cualificación; importante

desarrollo tecnológico; programación intensiva 2

Por último, para asegurar la consistencia de los costes, es importante ajustarlos a un mismo año fiscal. Para

ello, no habría más que aplicar un factor de inflación respecto al año en el que están expresados los costes.

Tabla 6–3. Factores de inflación relativos al año 2006.

Año Fiscal (FY) 2006 2008 2010 2012 2014 2016 2017

Factor de inflación 1 1.042 1.086 1.138 1.175 1.193 1.212

También se tiene que evaluar lo buenas o bien que se ajustan estas CERs. A priori no es obvio cual es el mejor

criterio para determinar cómo de apropiada es una CER, sin embargo, existen tres de ellos que son

especialmente importantes:

▪ Porcentaje de error estándar en predicciones hechas por las CER para valores de la base de datos:

valor cuadrático medio17 de todos los porcentajes de error hechos al estimar valores de la base de

datos.

▪ Margen de error del porcentaje neto en las predicciones de los valores en la base de datos: suma

algebraica, incluyendo positivos y negativos, de todos los porcentajes de error que se obtienen al

estimar valores de la base de datos usando las CER.

17 Raíz cuadrada de la media aritmética del cuadrado de una serie de números; un numero único que resume el error general de una estimación.

Análisis de costes

36

36

▪ Correlación18 entre la estimación y el coste real: si la relación fuese un predictor perfecto del coste, la

representación de la estimación frente al coste real sería una línea inclinada 45°.

6.1.4 Análisis de riesgos

Como las estimaciones paramétricas tratan el coste como una variable aleatoria, se debe realizar un análisis de

riesgos con el que evaluar la incertidumbre de la estimación y que permita además estimar posibles efectos que

no se han tenido en cuenta, como tener un nivel de complejidad por encima o por debajo de la media.

Modelar el coste como una variable aleatoria no implica que el coste sea aleatorio, sino que refleja cómo el

coste de un elemento está influido por un gran número de factores cuya contribución no puede ser investigada

de forma individual con suficiente detalle como para poder calcular el coste total.

El análisis de riesgos se compone de tres fases:

1. Una evaluación técnica de las tecnologías involucradas en cada subsistema que conduce a las

distribuciones estadísticas del coste del subsistema.

2. Estas distribuciones son relacionadas y combinadas para generar una distribución cumulativa del coste

total del sistema.

3. Una vez establecida la distribución cumulativa, se desprenden los percentiles de interés de la gráfica.

El objetivo de llevar a cabo el análisis de riesgo es triple:

▪ Traducir una evaluación cualitativa de riesgos en un impacto cuantitativo monetario.

▪ Ayudar a los gestores del programa a manejar el riesgo.

▪ Establecer una base empírica para estimar futuros programas con seguridad.

Algunos factores determinantes del riesgo son el uso de tecnología innovadora, requerimientos de producción

inusuales (como fabricar grandes cantidades o empleo de materiales tóxicos), tener un calendario ajustado, la

fase de integración de sistemas o eventos inesperados.

Para cuantificar la suma de las contribuciones de las incertidumbres al coste total del sistema se emplea la

estimación más probable, que es la cantidad obtenida de los modelos de coste y las distribuciones de

probabilidad calculadas que contienen el impacto de la incertidumbre de la tecnología y de la estimación del

coste.

El riesgo asociado a dificultades técnicas se estima con un parámetro conocido como TRL (Technology

Readiness Level), que es una clasificación hecha por la NASA para categorizar el nivel de desarrollo de la

tecnología. Así pues, un TRL de 1 o 2 representa una situación de alto riesgo; un valor de 3,4 o 5 representa

riesgo moderado; y valores entre 6 y 8 representan bajo riesgo.

Tabla 6–4. Nivel de disposición de tecnología.

Nivel de

tecnología Definición

Nivel de

riesgo

Desviación

estándar

1 Observados principios básicos Alto > 25

2 Formulado el diseño conceptual Alto > 25

3 Diseño conceptual probado experimentalmente Moderado 20 – 25

4 Demostradas las características críticas Moderado 15 – 20

5 Componentes probados en ambiente pertinente Moderado 10 – 15

6 Prototipo probado en ambiente pertinente Bajo < 10

7 Modelo probado en espacio Bajo < 10

8 Capacidad operacional total Bajo < 10

18 Medida del impacto conjunto de dos variables entre sí que refleja la variación simultánea de las cantidades.

37

Como la incertidumbre tecnológica y la de la estimación son independientes, deben combinarse usando la raíz

cuadrada de la suma de los cuadrados de cada una de ellas.

(𝜎𝑡2 + 𝜎𝑐

2)0.5

Donde 𝜎𝑡 es la desviación estándar de tecnología y 𝜎𝑐 es la incertidumbre de la estimación.

Para un sistema completo, la suma de probabilidades es más compleja. No se puede usar simplemente la raíz

de la suma de los cuadrados porque existen correlaciones entre sistemas. Una vez establecidas las

distribuciones individuales de cada elemento en WBS, el siguiente paso es aplicar el método de Monte Carlo19

a la distribución de cada subsistema y combinar estos números aleatorios de una forma lógica para producir

una representación de la distribución cumulativa del coste total del sistema.

La tarea estándar de estimación de coste implica aplicar un factor de aprendizaje para tener en cuenta las

mejoras en gestión, ingeniería y/o producción que ahorran dinero conforme se fabrican más unidades. La tasa

de aprendizaje para la industria espacial y aeroespacial es tal que la unidad n-ésima costaría entre un 87% y un

96% menos que la unidad previa.

La elección de la tasa de aprendizaje ejerce un gran impacto en la estimación de gasto total de un programa de

gran producción. Pequeñas variaciones en la tasa sobreestiman sustancialmente todas las demás contribuciones

a la estimación de coste del sistema. Según SMAD, se recomienda usar una pendiente de 95% para menos de

10 unidades; entre 10 y 50 unidades, usar un 90%; y para más de 50, un 85%.

Se consigue así llegar al objetivo último del análisis de riesgos, que es obtener los percentiles del coste total del

sistema.

Los percentiles pueden ser muy útiles para comparar diferentes alternativas. Se puede producir una situación

muy común en la que la persona que debe tomar la decisión debe decidir entre una opción más barata y de

mayor riesgo y otra más cara, pero de menor riesgo. Para tener en cuenta todos los posibles escenarios de

riesgo, el que toma la decisión puede hacer uso de todos los percentiles de coste simultáneamente,

concretamente toda la distribución de probabilidad de cada sistema candidato, no solo el percentil 50 o 70.

6.1.5 Gestión del valor ganado

Una práctica habitual de los gestores del programa es monitorizar cómo se está realizando el trabajo y cómo se

está empleando el dinero.

La gestión del valor ganado son una serie de procedimientos específicos empleados para controlar los gastos

en relación a la cantidad de trabajo que se ha realizado. Se compara el gasto de la inversión en la finalización

de ciertos paquetes de trabajo con aquello para lo que se había presupuestado gastar ese dinero.

Esta comparación permite detectar excesos rápidamente, así como discrepancias en la planificación del

trabajo. Además, la gestión del valor ganado también permite hacer estimaciones actualizadas durante

cualquier etapa del programa.

Las dos cantidades principales que son rastreadas son la variación del coste y de la planificación. La variación

del coste es la diferencia entre la cantidad de dinero presupuestada para el trabajo que se ha realizado y la

cantidad de dinero que realmente se ha gastado para hacer ese trabajo, independientemente del trabajo que se

suponía que debía hacerse en ese periodo.

La variación en el programa es la diferencia entre el coste presupuestado para el trabajo completado y el coste

presupuestado para el trabajo planeado hasta esa fecha, con independencia de la cantidad que realmente se ha

gastado.

Además de estas dos medidas, existen otros dos factores comúnmente evaluados: el índice de coste-

rendimiento y el índice de programa-rendimiento. El primero, es una medida de la eficiencia con que se está

gastando cada unidad monetaria en el proyecto. Por ejemplo, un índice de 0.9 refleja que de cada euro gastado

19 Técnica de modelación que emplea muestras aleatorias para simular la población en estudio.

Análisis de costes

38

38

se está realizando 90 céntimos de trabajo. El segundo mide el ratio con que se está realizando el trabajo. Por

ejemplo, un valor de 0.9 refleja que se ha realizado el 90% del trabajo que debería haberse completado.

39

7 DESARROLLO DEL MODELO DE ESTIMACIÓN

Explicado el proceso de análisis de costes de forma general, las características de un sistema de estimación

paramétrico, la forma de obtención de las Relaciones de Estimación de Coste, así como la Estructura

Desglosada de Trabajos, se procede a detallar en qué consiste y cómo se estructura el modelo de estimación

desarrollado en este Trabajo, el cual recibe el nombre de “Modelo de Estimación de Costes de Microsatélites

para Observación de la Tierra”.

El propósito de este capítulo es describir la configuración del modelo, especificando los detalles de cada una

de las pestañas que lo componen.

Aparte, en el Anexo A se puede encontrar un manual de usuario que explica en detalle y de forma sencilla

cómo usar el modelo para poder obtener una estimación.

7.1. Herramienta seleccionada

En primer lugar, se justifica el uso de la herramienta Microsoft Excel como la elegida para la elaboración del

modelo.

La razón por la cual se decide usar esta herramienta fue porque se considera que Excel es un recurso

disponible y accesible, además de fácil de usar. Es más, se trata de una plataforma bastante potente que

permite desarrollar hojas de cálculo robustas.

La herramienta ha permitido, mediante el uso de macros sencillas y formatos condicionales, poder estructurar

y desarrollar el modelo de forma simple e intuitiva.

7.2. Modelo de estimación

Culminar la realización del modelo no ha sido una tarea fácil, sobre todo por hacer que fuese sencillo e

intuitivo de usar. Además, se han encontrado distintos obstáculos para poder terminarlo, los cuales se van a

comentar en los siguientes apartados, particularizadas en cada parte del modelo.

7.2.1 Aspectos generales

El modelo se compone de 8 hojas: Inicio, Datos de Entrada, Segmento espacial, Segmento de lanzamiento,

Segmento de Tierra y Operación, Resumen de misión, Distribución de costes e Información de interés. Cada

una de ellas tiene un propósito diferente, ya sea para estimar el coste de un segmento de la misión o como

apoyo para la realización de algunos cálculos. En la siguiente figura se muestra el aspecto que tiene dicho

modelo.

Desarrollo del modelo de estimación

40

40

Figura 22. Ilustración del modelo de estimación.

De forma resumida, se comenta cual es el propósito de cada una de las pestañas:

▪ Inicio: se trata de una portada introductoria al modelo.

▪ Datos de entrada: busca recoger una serie de inputs para dar comienzo a las estimaciones.

▪ Segmento espacial: se trata de un desglose de todos los elementos que afectan a dicho segmento, con

los que el usuario tendrá que trabajar para obtener el coste asociado.

▪ Segmento de lanzamiento: es una tabla comparativa de varios vehículos para que el usuario pueda

determinar el lanzador más adecuado para su misión.

▪ Segmento de Tierra y Operación: permite calcular el coste de este segmento.

▪ Resumen de misión: es una pestaña igual a Datos de entrada en la que, además, se incluye un

desglose de los costes de la misión.

▪ Distribución de costes: es una pestaña de apoyo en la que se muestra la distribución de costes de la

Figura 1. Distribución de costes de pequeñas misiones espaciales.

▪ Información de interés: al igual que la anterior, se trata de una pestaña de apoyo que contiene

información que puede resultar útil para el usuario a la hora de realizar los cálculos necesarios.

Cuando un usuario se plantea hacer uso de este modelo para obtener el coste asociado a una misión, la

definición de ésta es bastante superficial, por lo que no se conocerán gran cantidad detalles acerca de

características y requerimientos de sistemas, interacción con el segmento Tierra, etc.

Siguiendo esta lógica, se decide que el modelo debe pedir lo mínimo al usuario para poder al menos devolver

un orden de magnitud del coste de la misión. Pero al mismo tiempo, tiene que ser flexible para poder afinar

más el cálculo en caso de conocer un mayor número de detalles. Por esa razón, el modelo ha sido desarrollado

de forma que con apenas unos datos sencillos se puede tener una idea del coste.

Aunque las fórmulas originalmente fueron obtenidas para valores del dólar en el año 2000, todas han sido

ponderadas para estar expresadas en euros del año 2014 haciendo uso de las relaciones de inflación disponibles

en la pestaña Información de referencia. De este modo, los costes tienen validez en un rango de 10 años.

Por último, comentar que, de forma general en todo el modelo, cuando una casilla cambia de color gris al

blanco está indicando al usuario la necesidad de aportar más información.

41

7.2.2 Inicio

Esta interfaz no es más que una introducción al modelo en la cual se presenta la información de este Trabajo

Fin de Grado al que está asociado: título, autor, tutor, facultad, universidad y fecha de creación del modelo.

Además, se decide incluir un botón programado en lenguaje VBA20 que dirige al usuario directamente a la

primera pestaña con la cual se tienen que comenzar los cálculos. La programación de dicho botón se encuentra

en el Anexo B.

Figura 23. Pantalla de inicio del modelo de estimación.

Una vez pulsado el botón azul en la parte inferior central de la pantalla, cuyo título es “INICIAR

ESTIMACIÓN”, el usuario es dirigido a la pestaña Datos de entrada.

7.2.3 Datos de entrada

El objetivo de esta pestaña es que se definan una serie de parámetros básicos con los que empezar a trabajar en

la estimación de coste.

De forma general, los primeros pasos para diseñar un satélite son definir la órbita, la carga de pago, la

arquitectura del satélite y la masa. Esta información es importante para seleccionar el vehículo lanzador

apropiado. Además de estos datos se solicita la definición de la duración de la misión y el número de satélites

que se necesitan.

20 De las siglas en inglés: Visual Basic for Applications.

JULIO 2017

TRABAJO FIN DE GRADO

DESARROLLO DE UN MODELO DE ESTIMACIÓN DE COSTES DE

LANZAMIENTO DE PEQUEÑOS SATÉLITES TERRESTRES

AUTOR: ROSA MARÍA VILLEGAS NOGALES

TUTOR: EDUARDO SANZ DE LUCAS

ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA

UNIVERSIDAD DE SEVILLA

INICIAR ESTIMACIÓN


42

42

Figura 24. Interfaz de la pestaña Datos de entrada.

Como se aprecia en la imagen anterior, la información se divide en dos bloques:

▪ El primer bloque, el de la izquierda, aglutina los parámetros sobre la órbita y los datos de misión.

▪ El segundo bloque engloba la definición del satélite: tipo de carga de pago, subsistemas que incluye,

así como la masa total del satélite (incluida la carga de pago).

Además de estos bloques, se ha incluido un botón, programado en lenguaje VBA, cuya función es eliminar los

datos introducidos para facilitar la tarea de volver a hacer una estimación distinta de la realizada. Para más

información acerca del código, ver Anexo B.

7.2.3.1 Parámetros básicos

Este bloque se divide a su vez en dos: parámetros orbitales y en datos de misión.

Figura 25. Primer bloque de Datos de entrada: parámetros básicos.

Los parámetros orbitales que tiene que definir el usuario son fundamentales para determinar el tipo de lanzador

que se puede emplear para poner el satélite en órbita. Los datos que se solicitan son:

▪ Altitud de la órbita (expresada en kilómetros). Se entiende que la altitud introducida corresponderá a

LEO, es decir, será inferior o igual a los 2000 km.

▪ Inclinación de la órbita (expresada en grados). Se trata de la inclinación respecto al plano del Ecuador

terrestre. En este caso el usuario puede elegir entre introducir el dato manualmente o elegir, de una

Altitud órbita [km] Componente Incluye Tipología

Inclinación de la órbita [°] Carga de pago Sí

Tipo de órbita

Estructura Sí

Duración misión [meses] Control Térmico

Número de unidades Sistema de Potencia Eléctrica

Telemetría, Seguimiento y Control

Data Handling

Sistema de Determinación y Control de Actitud

Sistema de Propulsión

Masa Total del satélite [kg]

Datos de misión

Bus espacial

Arquitectura del satéliteParámetros orbitales

MODELO DE ESTIMACIÓN DE COSTES PARA MICROSATÉLITES DE OBSERVACIÓN DE

LA TIERRA

LIMPIAR DATOS

Altitud órbita [km]

Inclinación de la órbita [°]

Tipo de órbita

Duración misión [meses]

Número de unidades

Datos de misión

Parámetros orbitales

43

pestaña desplegable, el tipo de órbita (genérica): polar, ecuatorial o heliosíncrona. La celda está

programada para que, al elegir una opción de la pestaña desplegable, este dato se traduzca en un valor

en grados [°]. Para saber acerca de la programación de esta celda, ver Anexo B.

Figura 26. Ilustración del bloque Parámetros orbitales.

Para programar la celda desplegable y el mensaje de información que se ve en la Figura 26 en color

amarillo, basta con usar la opción “Validación de datos” dentro del módulo Datos de Excel. Para más

información, ver Anexo B.

▪ Tipo de órbita. En este caso, el usuario seleccionará, de una lista desplegable, si la órbita será circular

o elíptica. Cabe destacar aquí que, dada las bajas altitudes de las órbitas bajas, en caso de ser una

órbita elíptica, la excentricidad de ésta tendrá un valor muy pequeño, casi asumible circular.

Figura 27. Ilustración de la celda Tipo de órbita.

En cuanto a los datos de misión, el usuario tendrá que definir:

• La duración de la misión (en meses),

• Y el número de satélites que serán construidos.

Figura 28. Datos de misión solicitados al usuario.

Los datos que han sido listados se asumen conocidos de forma aproximada para poder hacer una estimación de

este tipo. Si bien no serán completamente definitivos, sí sirven para obtener un orden de magnitud del coste.

7.2.3.2 Arquitectura del satélite

En esta parte el usuario especificará cual será la composición del satélite. Se puede dividir, como el caso

anterior, en dos partes: la definición de la carga de pago y el bus del satélite.


Número de unidades

Datos de misión


44

44

Figura 29. Ilustración del bloque Arquitectura del satélite.

Como se aprecia en la Figura 29, la carga de pago y la estructura vienen directamente marcados como

incluidos, ya que se sobreentiende que el satélite los incluirá, sea del tipo que sea.

El funcionamiento básico de esta parte es el siguiente: las celdas que pertenecen a la columna “Incluye” son

celdas desplegables con las que el usuario determinará si el satélite incluirá ese sistema o no. En caso

afirmativo, las celdas de la columna “Tipología” cambiarán del color gris al blanco.

Para que esto sea posible, cada una de las celdas de la columna “Incluye” ha sido definida como lista

desplegable, definiendo dos entradas posibles: Sí o No. Para más información, ver Anexo B.

En el caso de las celdas en la columna “Tipología”, éstas han sido programadas mediante formatos

condicionales, de modo que si la celda “Incluye” de su misma fila tiene por valor “Sí” ésta pasará

automáticamente a color blanco. Para más información, ver Anexo B.

7.2.3.2.1 Carga de Pago

En el caso de la carga de pago, el modelo ha sido programado para que traiga preestablecido que el satélite

incluye una carga de pago ya que sino la misión carecería de sentido.

Figura 30. Ilustración Carga de pago.

Para definir la tipología hay dos opciones: elegir un tipo de los incluidos en la lista desplegable o introducir

manualmente la información. Para aclarar estas opciones se ha incluido un mensaje que aparece al pulsar la

celda.

Figura 31. Mensaje informativo al pulsar la celda tipología.

Componente Incluye Tipología

Carga de pago Sí

Estructura Sí

Control Térmico

Sistema de Potencia Eléctrica


Data Handling




Bus espacial

Arquitectura del satélite


Carga de pago Sí


45

Figura 32. Lista desplegable de la Tipología de Carga de pago.

7.2.3.2.2 Bus del sate lite

Para la definición del bus del satélite, el funcionamiento es el mismo que ya se ha comentado con anterioridad.

El usuario tendrá que ir seleccionando, para cada subsistema, si el satélite lo incluye o no. En caso afirmativo,

tendrá que especificar el tipo de subsistema que es de la lista desplegable disponible. No todos los subsistemas

tienen una lista desplegable para poder elegir, siendo en este caso indiferente si se especifica el tipo de

subsistema. Para aclararlo, se incluye un mensaje informativo para no confundir al usuario.

Figura 33. Mensaje informativo al pulsar la celda Tipología.

Por último, se pide el dato de la masa total del satélite. De nuevo, el usuario se encuentra aquí con dos

opciones: introducir la masa del satélite o hacer una estimación en base a los datos definidos previamente.

Figura 34. Lista desplegable en Masa Total del satélite.

En el segundo caso la masa se calcula de la siguiente forma: teniendo en cuenta que el modelo se ha

desarrollado para microsatélites cuya masa oscila entre los 10 y los 100 kilos, y asumiendo el peor de los casos

para que la estimación sea más conservadora, se parte de que el satélite pesaría 100 kilos si tuviese todos los

subsistemas que aparecen en la pestaña. A partir de los datos definidos por el usuario y los datos de la

siguiente figura sobre la masa proporcional de cada subsistema respecto a la del satélite total, se estima la masa

total del satélite.


46

46

Figura 35. Proporción de masa de cada subsistema sobre el total del satélite.

Los datos de la Figura 35 pertenecen a la pestaña Información de referencia, en la cual se incluyen una serie de

datos para referencia del usuario a la hora de operar con el modelo.

El dato de la masa es importante para poder obtener el coste del segmento de lanzamiento, como se explica

más adelante en este capítulo. Asimismo, puede ser de referencia para calcular los costes de los subsistemas en

el bloque Segmento espacial.

Es importante señalar que todos los datos que se definen en esta fase provocan una serie de reacciones en el

resto de pestañas del modelo. Estas reacciones se explican en detalle en los siguientes apartados.

7.2.4 Distribución de costes

En esta pestaña se muestra una distribución de los costes asociados a una misión espacial de un satélite

pequeño, es decir, cuya masa sea inferior a los 400 kg. La fuente de la que procede esta información es Guerra,

L. (2008). “Cost Estimating Module”. Course Space Systems Engineering at the University of Texas at Austin.

El objeto de esta pestaña no es más que servir como referencia y apoyo para el usuario, para que pueda basarse

en estos datos en caso de no poder obtener la estimación de alguna de las partes implicadas o bien para poder

comparar los resultados finales obtenidos y así comprobar lo bien o mal encaminada que está la estimación

obtenida.

Figura 36. Ilustración de Distribución de costes.

Sistema % Masa [kg]

ADCS 10 0

C&DH 4 0

TT&C 5 0

TCS 1 0

SS 20 0

EPS 20 0

Carga de pago 40 0

TOTAL 100 0

ESTIMACIÓN DE MASA

DEL SATÉLITE

Distribución de costes %

VL 21

Instrumentos 14,3

Operaciones 8

ADCS 7,1

Estructura 6,6

EPS 5 Segmento Tierra

Dirección 4,6

C&DH 4,3

Propulsión 3,9

RF Comm 3,8 Segmento Espacial

Planificación y diseño de misión 3,3

Integración y test 3,2

Sistema de Tierra 2,6

Partes 2,4

Software 1,9

Ciencia 1,7

Ingeniería de sistemas 1,6

GSE 1,1

Seguridad 1,1

GFE 1

Integración con VL 0,6

Harness 0,5

TC 0,5

Contaminación 0,1

REFERENCIA A DISTRIBUCIÓN DE COSTES PARA UNA MISIÓN DE UN SATÉLITE PEQUEÑO (<400 KG)

FUENTE: NASA

Segmento Lanzamiento

VL21%

Instrumentos14%

Operaciones8%

ADCS7%

Estructura7%

EPS5%

Dirección5%

C&DH4%

Propulsión4%

RF Comm4%

Planificación y diseño de misión

3%

Integración y test3%

Sistema de Tierra3%

Partes2%

Software2%

Ciencia2%

Ingeniería de sistemas2%

GSE1%

Seguridad1%

GFE1%

Integración con VL1%

Harness0%

TC0%

Contaminación0%

COSTES

47

Los porcentajes de coste han sido categorizados en tres tonos de color (naranja, azul y verde) según

pertenezcan al segmento de Tierra, lanzamiento o espacial.

Resulta curioso trabajando con esta distribución que, de los 24 elementos que se incluyen en ella, la mitad de

ellos suman más del 85% de los costes de la misión. Es más, solo la suma de los cinco primeros elementos que

aparecen en la lista ya suponen más del 50% del coste de la misión, y son: el vehículo de lanzamiento, los

instrumentos (o carga de pago), el coste de las operaciones, el Sistema de Determinación y Control de Actitud

y la estructura.

7.2.5 Información de referencia

Al igual que la pestaña anterior, el propósito de este bloque es servir de apoyo y referencia para el usuario en

caso de necesitar información adicional. Se incluyen datos como factores de inflación, la conversión de dólares

a euros, o cálculos de masa de cada uno de los subsistemas.

Figura 37. Ilustración de “Información de referencia”.

7.2.6 Segmento espacial

El bloque correspondiente al Segmento espacial ha sido relativamente complejo de programar y configurar. En

este caso, el cliente que use el modelo podrá obtener el coste asociado a este segmento de la misión en base a

los inputs definidos en Datos de entrada.

En primer lugar, se muestra el contenido.

Año Fiscal (FY) Factor de inflación Dólares Euros Fecha

2006 1 1 0,89 20/05/2017 Sistema % Masa [kg] Nº UNIDADES FACTOR APRENDIZAJE

2008 1,042 ADCS 10 0 < 10 0,95

2010 1,086 C&DH 4 0 10 - 50 0,90

2012 1,138 TT&C 5 0 > 50 0,85

2014 1,164 TCS 1 0

2016 1,197 SS 20 0

2017 1,212 EPS 20 0

Carga de pago 40 0

TOTAL 100 0

INFORMACIÓN ADICIONAL PARA ESTIMACIÓN DE MASA Y POTENCIA CONSUMIDA POR CADA SUBSISTEMA

DATOS ECONÓMICOS FACTORES DE LA CURVA DE

APRENDIZAJE (SMAD)

ESTIMACIÓN DE MASA

DEL SATÉLITEFactores de inflación para $ Conversión dólar - euros

Subsistema Masa [kg] Potencia [W]

ADCS (Activo)

ADCS (Pasivo)-0,0142 · Mt + 13,748

0,0036 · Pav + 18,304

-0,0152 · Pav + 8,858

C&DH -0,0079 · Mt + 5,5627 -0,03 · Pav + 15,39

TT&C -0,0103 · Mt + 6,5935 0,0456 · Pav + 25,583

TC 0,0498 · Mt + 0,4785 0,0067 · Pav + 0,7862

SS -0,01 · Mt + 31,079 -

Tabla de estimacion de datos de masa y potencia.Fuente:Preliminary Structural Sizing of a Modular Microsatellite

Based on System Engineering Considerations

Ali Ravanbakhsh*, Sebastian Franchini*

Mt: Masa total del satélite, Pav: Potencia media del satélite

Subsistema % Masa

EPS 20

ADCS 10

TT&C 5

DH 4

TC 1

Payload 40

SS 20

Tabla de estimación de datos de masa.Fuente: Multidisciplinary Design Optimization Approach to

Conceptual Design of a LEO Earth Observation Microsatellite

Ali Ravanbakhsh1 and Mahdi Mortazavi


48

48

Figura 38. Pestaña Segmento espacial.

Como se aprecia en la imagen anterior, para calcular el coste de este segmento se han dividido los datos en tres

partes: el cálculo de la carga de pago el desglose del bus del satélite y, por último, el coste del software de

vuelo.

Al final de la hoja se incluye un resumen del coste de cada una de estas partes, así como el coste total del

segmento.

Figura 39. Resumen de coste del segmento espacial.

La programación detrás de este bloque de cálculo es idéntica en cada elemento que se incluye, y es la

siguiente: en función de los sistemas definidos como embarcados en el satélite en la primera pestaña del

modelo, las celdas irán pasando de color gris a blanco para indicar al usuario la necesidad de ir completando

información. Una vez se han introducido todos los datos necesarios, los costes son sumados y presentados al

final de forma desglosada.

Para el cálculo de coste se decidió actuar de la siguiente forma: del capítulo anterior, se justificó que el método

de estimación paramétrico era el más adecuado junto con el uso de Relaciones de Estimación de Coste. El

problema reside en que los datos para poder obtener estas relaciones están muy limitados, por lo que no es

fácil conseguir datos suficientes que permitan desarrollar unas relaciones propias.

Componente TipologíaMétodo de

estimación

Coste RDT&E y

TFU (FY14€K)Inductor del coste Valor de entrada

Rango de valores

admisibleCER

Coste RDT&E y TFU

(FY14€K)

Sensor IR Diámetro de apertura (m) 0,2 - 1,2 0

Sensor de luz visible Diámetro de apertura (m) 0,2 - 1,2 0

ComunicacionesPeso del subsistema de comunicaciones

(kg)65 - 395 0

Otro Coste total del sistema espacial (FY14€K) 1922 - 50651 0

Principalmente aluminio Peso estructural (kg) 5 - 100 0

Otro Peso estructural (kg) 54 - 392 0

Activo Peso del subsistema (kg) 3 - 48 0

Peso del subsistema (kg) 5 - 12 0

Potencia media (W) 5 - 410 0

Peso EPS (kg) 7 - 70 0

Área de paneles solares (m^2) 0,3 - 11 0

Capacidad batería (A-hr) 5 - 32 0

Potencia BOL (W) 20 - 480 0

Potencia EOL (W) 5 - 440 0

Peso de TT&C/DH (kg) 3 - 30 0

Ratio de descarga de datos (Kbps) 1 - 1000 0

Otro Peso de TT&C/DH (kg) 13 - 65 0

Peso (kg) 3 - 30 0

Capacidad de almacenamiento de datos

(MB)0,02 - 100 0

Peso seco (kg) 1 - 25 0

Precision de apuntamiento (°) 0,25 - 12 0

Pointing knowledge(°) 0,1 - 3 0

Peso seco del bus (kg) 20 - 400 0

Volumen del vehículo (m^3) 0,03 - 1,3 0

Número de propulsores 1 - 8 0

Sistema AKM Peso AKM (kg) 81 - 966 0

Subtotal 1 0 0


3. Software de vuelo 0

COSTE DEL BUS 0,00

SOFTWARE DE VUELO 0,00

COSTE CARGA DE PAGO 0,00

SUBTOTAL 0,00

Monopropulsor de

hidrazina/sistema de gas frío

para mantener la órbita

N/A

1. Carga de Pago

ADCS

Propulsión

2. Bus Satélite

Estructura

Control térmico

EPS

TT&C

C&DH

Pasivo

N/A

Sistema UHF/VHF y de Banda

S

N/A

Coste total del busSubtotal 2

Hay datos de sistemas

COSTE SEGMENTO ESPACIAL [FY14€K]

0 5 2 + 0 5 2

0 5 2 + 0 5 2

+ X

+

0 +

0 5 + 0 0

+ 2

0 22

0 2

0 00

+ 0 5

0 5

+ 0 52

+ 5

0 2

0 + 0 5

+ 5

0 00

+ 2

+ 0 5

+ 2

+

0 5

0 5 + 0 2

+ 2

COSTE DEL BUS 0,00



SUBTOTAL 0,00


49

Por ello, se decide implementar las relaciones de estimación que aparecen en el libro Space Mission Analysis

and Design, que han sido obtenidas para satélites pequeños destinados a misiones de observación de la Tierra.

Sin embargo se plantea un problema, y es que las relaciones elegidas requieren de un inductor de coste para

poder hacer el cálculo, cuyo valor puede no ser conocido en la fase de desarrollo de la misión en el momento

de hacer la estimación.

Por esta razón, además de estimar coste haciendo uso de CERs, se decide dar la posibilidad al usuario de

simplemente introducir el coste asociado sin necesidad de usar una CER.

En consecuencia, se introdujo una columna llamada “Método de estimación” con las que el usuario podrá

definir, para cada elemento si quiere realizar los cálculos mediante el uso de CERs o mediante otro método. En

el segundo caso, el usuario tendrá que indicar directamente el valor del coste en euros del año 2014. Es

importante este último dato ya que, si no, después no habrá coherencia entre los costes.

7.2.6.1 Carga de pago

Como se ha comentado, la interacción del usuario con este bloque de cálculo es la misma para cada elemento:

las celdas irán cambiando del color gris al blanco según tenga el usuario que aportar más información para

poder estimar el coste. Esto es posible debido a que se soporta por una programación basada en formatos

condicionales. Para más información, ver Anexo B.

En el caso de la carga de pago, el usuario habrá definido qué tipo de carga de pago irá embarcada en el satélite.

Cada uno de los casos que aparecen en la línea desplegable de la Figura 32 tiene una línea asociada, tal y como

se muestra en la siguiente figura.

Figura 40. Bloque Carga de pago

En caso de que el usuario decida incluir una carga de pago que no aparece en la lista, será la línea

correspondiente al tipo “Otro” la que pase a ser de color blanco.

Determinada la tipología de la carga de pago, la siguiente decisión que el usuario tiene que tomar es el método

de estimación que empleará: “CER” u “Otro”. En función de la opción elegida, serán unas celdas u otras las

que pasen a ser de color blanco. En el caso de elegir el método “CER”, el aspecto del modelo será el siguiente.

Figura 41. Aspecto del Segmento espacial al elegir CER como método de estimación.

Como se aprecia en la Figura 41, son cinco celdas las que pasan a ser de color blanco, aunque el usuario solo

debe introducir información en una de ellas: en “Valor de entrada”. Esto es así con la idea de que el usuario sea

conocedor de toda la información que existe detrás de la Relación que va a utilizar: cuál es el inductor de

coste, cuál es el rango de valores admisibles, cuál es la relación en sí y, por último, cuál es el valor del coste

una vez definido el valor de entrada.

Así, todas las celdas son puramente informativas a excepción de la celda correspondiente a “Valor de entrada”,

que será el valor que tome la ecuación para estimar el coste.

Por último, comentar que las celdas de la última columna están programadas con la ecuación correspondiente

de estimación, tomando como variable X el valor de entrada definido por el usuario.

7.2.6.2 Bus del satélite

Para el caso del bus del satélite el funcionamiento es el mismo que el comentado para la carga de pago. Por


estimación

Coste RDT&E y


Rango de valores

admisibleCER

Coste RDT&E y TFU

(FY14€K)




(kg)65 - 395 0


1. Carga de Pago

0 5 2 + 0 5 2

0 5 2 + 0 5 2

+ X

TipologíaMétodo de

estimación

Coste RDT&E y


Rango de valores

admisibleCER

Coste RDT&E y TFU

(FY14€K)


Sensor de luz visible CER Diámetro de apertura (m) 0,2 - 1,2 0

0 5 2 + 0 5 2

0 5 2 + 0 5 2


50

50

ejemplo, si el usuario ha determinado que el satélite incluirá el subsistema de Control Térmico de tipo pasivo,

la línea correspondiente a este sistema pasará en parte a color blanco.

Figura 42. Aspecto en Segmento espacial al elegir un tipo de sistema.

Así pues, en la Figura 42 se muestra la celda correspondiente a la selección del Método de estimación, en color

blanco. Al pulsar esta celda, el usuario se encuentra con una lista desplegable que le permite decidir si hacer la

estimación mediante el uso de CER o mediante otro método.

Figura 43. Celda “Método de estimación”.

Al seleccionar el primer caso, pasarán a color blanco aquellas celdas que se corresponden con el uso de este

método de estimación, tal y como se muestra en la siguiente figura.

Figura 44. Celdas en color blanco tras la elección de CER como método de estimación.

Es importante hacer una aclaración en este punto. Como se aprecia en la Figura 44, al seleccionar el uso de

“CER” para estimar el coste, aparecen dos líneas para hacer el cálculo según el inductor del coste que se

decida emplear. Pero no tienen que rellenarse los dos datos sino solo uno, ya que en caso de rellenar los dos

datos se estaría calculando el coste por duplicado. Para que no se cometa ese error, se ha incluido un mensaje

de alerta en aquellos casos en los que exista más de un inductor de coste.

Figura 45. Mensaje de alerta sobre uso de un único CER.

Si por el contrario se decide emplear otro método de estimación, el usuario tendrá que introducir directamente

el valor de coste en la casilla que se habilita para ello. Es importante que los datos se introduzcan en euros del

año 2014.

Figura 46. Celdas en blanco al elegir “Otro” como método de estimación.

Por último, y para cerrar la parte correspondiente al bus del satélite, se ha incluido una última línea en la que se


estimación

Coste RDT&E y


Rango de valores

admisibleCER

Coste RDT&E y TFU

(FY14€K)




Control térmicoPasivo

0 5 + 0 0

+ 2

0 22

51

resumen los costes del bus del satélite, pero que, además, sirve como método de cálculo de este coste en caso

de no tener datos sobre los subsistemas que el satélite lleva embarcado. Así pues, el usuario tendrá la opción de

introducir manualmente el coste del bus espacial sin necesidad de definir las características de cada

subsistema.

Figura 47. Línea “Coste total del bus”.

Por defecto, la celda correspondiente a “Tipología” aparece con la opción “Hay datos de sistemas” para que el

cálculo del coste total se realice de forma automática sumando los costes de cada sistema. Pero en caso de no

ser éstos conocidos, existe una pestaña desplegable en la que el usuario puede decidir cómo obtener este coste,

de la misma forma que se ha explicado anteriormente.

Figura 48. Celda desplegable para seleccionar el método de estimación.

Como se aprecia en la Figura 48, los costes aparecen divididos en dos: Subtotal 1 y Subtotal 2. Esto se ha

hecho así para tener en cuenta los costes que han sido obtenidos mediante el uso de CER y los que han sido

introducidos manualmente por el usuario.

7.2.6.3 Software de vuelo

En el caso del software de vuelo se decide usar un método de cálculo alternativo porque el inductor de coste

asociado a la relación de coste disponible en SMAD se considera desconocido para la fase de misión en la que

se encuentra el usuario del modelo. En consecuencia, no será necesario definir ningún valor para calcular su

coste, sino que éste ha sido programado para que se calcule automáticamente en función del resto de costes.

Para calcular el valor, se han tenido en cuenta los siguientes datos de SMAD:

Tabla 7–1 Costes de desarrollo de software (FY00$K).

Tipo de software CER

Software de vuelo 435 x KLOC

Software de Tierra 220 x KLOC

KLOC = Miles de líneas de código

Según la tabla anterior, para obtener el coste de los desarrollos de software de vuelo y de Tierra es necesario

conocer las líneas de código de programación. Pero dado que este modelo se concibe para ser usado mucho

antes de conocer este tipo de información, se ha decidido no usar esta vía de cálculo.

En su lugar, se ha procedido de la siguiente manera: sabiendo que de la distribución de costes de la NASA,

disponible en Distribución de costes, el coste de software supone un 1.9% del coste total y el coste del

segmento espacial es un 59.7%, entonces el valor del software de vuelo se calcula de la siguiente forma:

𝑆𝑜𝑓𝑡𝑤𝑎𝑟𝑒 𝑑𝑒 𝑣𝑢𝑒𝑙𝑜 =

+ · . % = . % 𝑑𝑒𝑙 𝑐𝑜𝑠𝑡𝑒 𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙 𝑑𝑒 𝑚𝑖𝑠𝑖ó𝑛

𝐶𝑜𝑠𝑡𝑒 𝑑𝑒𝑙 𝑠𝑜𝑓𝑡𝑤𝑎𝑟𝑒 𝑑𝑒 𝑣𝑢𝑒𝑙𝑜 = . % ·

. = . % 𝑑𝑒𝑙 𝑠𝑒𝑔𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜 𝑒𝑠𝑝𝑎𝑐𝑖𝑎𝑙

Luego,

𝐶𝑜𝑠𝑡𝑒 𝑑𝑒𝑙 𝑠𝑜𝑓𝑡𝑤𝑎𝑟𝑒 𝑑𝑒 𝑣𝑢𝑒𝑙𝑜 =𝐶𝑜𝑠𝑡𝑒 𝐶𝑎𝑟𝑔𝑎 𝑑𝑒 𝑝𝑎𝑔𝑜 + 𝑐𝑜𝑠𝑡𝑒 𝑏𝑢𝑠 𝑒𝑠𝑝𝑎𝑐𝑖𝑎𝑙

. · . %


52

52

De esta forma, calculado el coste de la carga de pago y del bus espacial, el modelo devuelve el coste

correspondiente al software de vuelo sin necesidad de especificar ningún dato más.

7.2.7 Segmento de lanzamiento

La aparición en el mercado de pequeños satélites de observación de la Tierra ha provocado importantes

cambios de estrategia en las grandes empresas. Para sintonizar con este nuevo mercado, ahora se busca un

servicio de lanzamiento más rápido, más barato y más accesible.

En este sentido un recurso potencial deriva de la Guerra Fría. De este periodo quedan almacenados cientos de

misiles balísticos que ahora deben desvalijarse. En lugar de llevar a cabo este proceso, que es muy costoso

además de laborioso, se aprovecha su potencial para hacer lanzamientos de satélites, en su mayoría a órbitas

LEO. El hecho de que no existan costes de diseño y desarrollo, sino más bien costes de adaptación, hace que

su precio sea significativamente más barato que los sistemas de lanzamiento convencionales.

Pero no solo se considerarán este tipo de sistemas, puesto que agencias como la ESA21 también han

desarrollado un lanzador que se ajusta a esta nueva necesidad: Vega, el hermano menor del programa Ariane22.

Tras realizar un estudio de la oferta de lanzadores en el mercado y hacer una comparativa de los servicios

ofrecidos, se decide considerar para el desarrollo del modelo los siguientes sistemas de lanzamiento: PSLV,

Dnepr, Pegasus XL, Minotaur I, Vega y Falcon 9. Con estos seis cohetes se cubren prácticamente todas las

configuraciones de órbita en términos de altitud, inclinación y precisión en la inserción a la órbita.

En este caso no existen relaciones de estimación como en el caso anterior, sino que hay que emplear datos de

coste por kilo y el valor de la masa total del satélite para obtener el coste.

El Segmento de lanzamiento tiene el siguiente aspecto:

Figura 49. Ilustración del Segmento de lanzamiento.

Al contrario que en el Segmento espacial, en este caso el usuario del modelo no tendrá que realizar ningún

cálculo sino simplemente decidir, de la tabla que se muestra, cuál será el lanzador que mejor le convenga para

la misión que quiere realizar.

Aunque en la Figura 49 toda la tabla aparece en color gris, estas líneas, correspondiente cada una de ellas a un

lanzador específico, irán cambiando del color gris al blanco en función de si son válidos para poner el satélite

en órbita o no, basándose en los datos de entrada definidos por el usuario. Para saber más acerca de la

codificación tras esta pestaña, ver Anexo B.

Los datos que han sido elegidos para incluir en la tabla son: masa total que el lanzador puede poner en órbita,

rango de altitudes alcanzadas, rango de inclinaciones, tipo de órbitas objetivo, precisiones de inserción en

órbita, bases de lanzamiento, ratios de éxito (basado en los lanzamientos realizados) y coste.

En el siguiente apartado se explica en detalle en qué consiste cada uno de los lanzadores escogidos para este

segmento.

21 ESA (European Spacial Agency) son las siglas para referirse comúnmente a la Agencia Espacial Europea. 22 Ariane es una familia de vehículos lanzadores de elaboración europea.

LanzadorMasa a LEO

(kg)

Órbitas

objetivo

Altitud

mínima

(km)

Altitud

máxima

(km)

Precisión en la inserción Base de lanzamiento Ratio éxito $M (FY14€M)

Coste más

desfavorable/kg

(FY14€K)

Coste más

favorable/kg

(FY14€K)

Circular

Elíptica

Circular

Elíptica

Circular

Elíptica

Circular

Elíptica

0,00

95% (37/39) 17,84 5,489 N/A

26,16 45,103 N/A

PSLV 3800 200 800 98 817km: ±35km, ±0.2° (i) Sriharikota (India)

N/A98

Minotaur I 580 200 1850 116 ±18.5km, ±0.2°(i)

Kodiak Island (Alaska), Wallops

Island (Virginia), Vandenberg AFB

(California), Patrick AFB (Florida)

100% (11/11)

5,2

49,5

28,5

Circular

Kourou (Guyana Francesa) 100% (9/9) 22 8,8

900300 km: ±4km, ±0.04°(i) y

±0.05° (nodo ascendente)

Baikonur Cosmodrome (Kazajstán)

Yasny (Rusia)97% (155/159) 20,81 - 26,16 6,54

88% (38/43) 14,27 - 17,84 38,783

Vega 2500 300 1500700km: ±10km, ±0.05° (i),


31,022

5,2025Dnepr 4000 300Circular

Air launch to orbitPegasus XL 460 150 2000 740km: ±19km, ±0.15° (i)28 130

Inclinación (°)

50,5

64,5

87,3

98

Lanzador seleccionado

SUBTOTAL [FY14€K]

N/A2,921Falcon 9 22800 200 2000 28,5 145 ±15km, ±0.1°(i)

Cabo cañaveral

Vanderberg

Centro espacial Kennedy

92% (12/13) 66,59

53

7.2.7.1 Lanzadores seleccionados

Como se ha comentado previamente, los lanzadores escogidos para este modelo han sido: Dnepr, PSLV,

Pegasus XL, Minotaur I, Vega y Falcon 9.

7.2.7.1.1 Dnepr

El sistema de lanzamiento espacial Dnepr está diseñado para lanzar de forma precisa uno o más satélites que

pesen hasta 3.7 toneladas, a órbitas de entre 300 y 900 km de altitud con una inclinación de 50.5°, 64.5°,

87.3° o 98°.

El sistema se compone de un vehículo con un módulo de cabecera en el que se aloja el satélite, la base de

lanzamiento con el centro de control, las plantas procesadoras del lanzador, y datos y medios de

procesamiento.

El núcleo de este cohete es el misil balístico SS-18 (ICBM), o Satán como también se le conoce. Se trata de un

sistema de gran fiabilidad y rendimiento, tal y como demuestran los más de 150 lanzamientos que ha

realizado. La adaptación del misil asegura una integración óptima con el satélite con el mínimo coste

incurrido.

Las dos primeras etapas, que son cámaras de combustión, son elementos estándar del misil SS-18 sin

modificación alguna. La tercera etapa es un estándar modificado del misil para conseguir un software de vuelo

óptimo y establecer conexiones eléctricas con el satélite. Por último, el módulo de cabecera está unido a la

tercera etapa y se compone del satélite, una sección intermedia, un adaptador, un módulo para la carga de

pago, una membrana protectora y las carenas propias del SS-18.

Figura 50. Configuración Dnepr.

Tanto la disponibilidad de unidades (unas 150) con larga vida operacional como la existencia de una

infraestructura terrestre en Baikonur Cosmodrome, aseguran una larga y estable provisión de lanzadores.


54

54

7.2.7.1.2 PSLV

El cohete PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) es un lanzador indio propulsado por combustible sólido y

desarrollado por ISRO (Indian Space Research Organisation) a finales de los años 80 y principios de los 90.

Este lanzador fue desarrollado para poner en órbita heliosíncrona los satélites indios IRS (Indian Remote

Sensing), ya que este tipo de servicio por aquel entonces solo estaba comercialmente disponible para Rusia.

Se trata de un lanzador de 4 etapas que emplea sistemas de propulsión sólidos y líquidos de forma alterna y

que es capaz de insertar en órbitas bajas más de 3 toneladas. Puede alcanzar altitudes de hasta 800 km con una

amplia variedad de inclinaciones de entre 49° y 98°. Su base de lanzamiento es Sriharikota, en India.

Figura 51. Configuración PSLV.

7.2.7.1.3 Pegasus XL

A finales de los años 80, Orbital ATK23 desarrolló Pegasus, el primer lanzador comercial desarrollado para

poner satélites en orbitas LEO. Pegasus XL es un diseño mejorado del original.

Se trata de un lanzador “alado” de 3 etapas que puede poner en órbita más de 400 kilos en una amplia variedad

de órbitas circulares y elípticas, así como en una amplia variedad de inclinaciones.

Este lanzador es elevado por OCA (Orbital ATK Carrier Aircraft) hasta los 12000 metros de altitud. Cinco

segundos después de su separación, se produce la ignición de la primera etapa. El sistema de control y guía

autónomo del vehículo proporcionan los medios necesarios para poner el satélite en órbita.

23 Orbital ATK es una compañía encargada del diseño, construcción y lanzamiento de sistemas espaciales. Entre sus principales productos destacan los lanzadores espaciales y sistemas de propulsión, satélites y componentes, estructuras espaciales, etc.

55

Figura 52. Configuración de Pegasus XL.

Figura 53. Secuencia de lanzamiento de Pegasus XL.

7.2.7.1.4 Minotaur I

El lanzador Minotaur I es un servicio fiable, ágil y rentable esponsorizado por el gobierno de los Estados

Unidos. Emplea las dos primeras etapas de los motores de Minuteman II, que son unos misiles desarrollados

durante los años 50 y 60, junto con dos etapas más de Taurus y Pegasus, dos lanzadores de Orbital ATK.


56

56

Figura 54. Configuración Minotaur I.

Puede poner en órbita hasta 580 kg y alcanzar altitudes de casi 2000 km para un amplio rango de

inclinaciones. Además, puede ser lanzado desde varias bases de lanzamiento como indica la Figura 56.

Figura 55. Distribución de masa lanzada frente a altitud objetivo para cada base de lanzamiento.

57

Figura 56. Inclinaciones alcanzadas por Minotaur I desde cada base de lanzamiento.

7.2.7.1.5 Vega

El lanzador Vega ha sido diseñado para hacer frente a un amplio tipo de misiones y configuraciones de cargas

de pago para responder a las necesidades del mercado y ser flexible a las necesidades de los clientes. Puede

poner en órbita hasta 2 toneladas y media.

Este lanzador se compone de tres etapas de combustible sólido, una etapa AVUM (Attitude and Vernier Upper

Module), la carena de protección de la carga y un adaptador de la carga de pago con un sistema de separación.

Figura 57. Configuración de Vega.

Permite la inserción de satélites en órbitas heliosíncronas, polares y circulares o elípticas bajas con distintas


58

58

inclinaciones.

Figura 58. Inclinaciones alcanzadas por Vega según la masa lanzada y la altitud de la órbita.

7.2.7.1.6 Falcon 9

El Falcon 9 es un cohete fabricado por SpaceX. Se compone de dos etapas y está impulsado por oxígeno

líquido (LOX) y queroseno para cohetes densificado (RP-1). Su versión actual, el Falcon 9 Full Thrust, tiene

una carga útil de 22800 kg a LEO, ofreciendo a los clientes una gran variedad de lanzamientos operando desde

Cabo Cañaveral y Vanderberg.

Con el objetivo de reducir drásticamente los costos de las misiones espaciales, uno de los objetivos del Falcon

9 es que sea reutilizable. Este hecho podría permitirles reducir su coste hasta 20 millones de dólares por

lanzamiento.

Figura 59. Configuración de Falcon 9.

59

7.2.8 Segmento de Tierra y Operación

En el caso del Segmento Tierra y Operación, este bloque se ha enfocado de forma muy simplificada de modo

que el usuario solo tiene que definir un par de datos para obtener la estimación del coste.

Aquí se engloban los costes de alquiler de las estaciones en Tierra, así como el coste del personal necesario

para su funcionamiento, es decir, se contemplan los costes derivados del uso de las instalaciones, los equipos y

el software, así como los costes de toda persona involucrada en el correcto desarrollo de una estación en

Tierra.

Figura 60. Configuración de Segmento de Tierra y Operación.

Como bien se aprecia en la Figura 60, el coste se divide en dos: el coste asociado al Personal en Tierra y el

coste del servicio de las estaciones.

7.2.8.1 Coste de Personal

El coste de personal hace aquí referencia a aquellas personas que son necesarias tener contratadas para vigilar

el estado del satélite, corregir su actitud, interpretar datos, enviar comandos, etc. Se entiende que será necesario

un mismo número de personas por turno durante tres turnos al día y para todos los días del año.

Hay 3 datos involucrados en el cálculo del coste: la cantidad de personal necesario, la duración de la misión y

el coste del personal en Tierra.

La necesidad de definir el número de personal en Tierra depende de los datos de entrada introducidos por el

usuario. Puesto que no es un dato fácil de conocer a priori, se ha preestablecido un valor de personal a cada

una de las tres cargas de pago que aparecen en la Figura 32.

Así, el programa asociará un valor de número de personal dependiendo del tipo de carga de pago que se haya

definido para esta misión, aunque el usuario siempre podrá modificar este valor.

La lógica seguida ha sido la siguiente:

▪ En caso de que el satélite lleve por carga de pago un sensor infrarrojo, se conoce que este tipo de carga

de pago está destinada a la toma de datos sencillos, generando pocos datos por revolución. Por ello, se

Personal en TierraIntroduzca valor de

personal

Duración de misión

(Años)0

Coste de

personal/año

[FY14€K]

192,24

0,00

Datos generados por

revolución [Kbps]

Contactos/día 0

Velocidad de

descarga de datos

[Kbps]

8192

Coste/contacto

[FY14€K]0,4957

0,00

0,00SUBTOTAL [FY14€K]

Segmento Tierra y Operación

Personal

Estaciones en Tierra

Subtotal [FY14€K]

Subtotal [FY14€K]


60

60

asume que tan solo será necesario tener una persona por turno (3 turnos al día) para controlar el

satélite durante la misión.

▪ Para el caso de un sensor de luz visible, que es una misión un poco más compleja que la anterior,

serán necesarias 2 personas para hacer un seguimiento continuo de la misión.

▪ Por último, en el caso de un satélite de comunicaciones, será necesaria una persona por turno, al igual

que en el primer caso.

En caso de que el usuario haya elegido como tipología “Otro” o haya introducido manualmente el tipo de

carga de pago, sí será necesario definir el número de personal necesario en tierra por turno, aunque bien puede

usar como referencia los datos preestablecidos por el modelo.

Para el cálculo del coste asociado al personal en Tierra se ha empleado la información disponible en SMAD:

𝐶𝑜𝑠𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑃𝑒𝑟𝑠𝑜𝑛𝑎𝑙 𝑎𝑙 𝑎ñ𝑜 [𝐹𝑌 $𝐾] = $𝐾

𝑒𝑚𝑝𝑙𝑒𝑎𝑑𝑜 · 𝑎ñ𝑜𝑠

El valor de este coste ha sido trasladado a euros y adaptado a la inflación del año 2014.

Por otra parte, la duración de la misión es un valor de entrada que debe ser definido por el usuario.

Por último, el valor de coste de personal se calcula como el producto de coste de personal por la duración de la

misión y por el número de personas necesarias.

7.2.8.2 Estaciones en Tierra

El planteamiento de esta parte del modelo ha sido uno de los más difíciles por varios motivos:

▪ No existen muchos datos disponibles gratuitamente sobre costes de uso de estaciones en Tierra con

los que poder trabajar.

▪ La complejidad de determinar la cantidad de datos que se generan por revolución en el satélite y que

serán descargados por las antenas.

▪ La estimación del tiempo de visibilidad del satélite desde la estación.

▪ La determinación del ratio de descarga de datos.

Aunque existen pocos datos disponibles de costes de estaciones en Tierra, se ha llevado a cabo una

investigación de las redes de antenas disponibles, buscando aquellas que pudiesen ser empleadas como

referencia, tanto por incluir datos de coste como por ser aplicable para este modelo. Las principales son:

▪ Tracking and Data Relay Satellite System (TDRSS): es una red de satélites de comunicación

americanos y tres estaciones en Tierra empleados para las comunicaciones de la NASA. Las tres

estaciones de Tierra son el corazón de la red, mientras que los satélites hacen de repetidores de señal.

Figura 61. Configuración del sistema TDRSS.

61

▪ Air Force Space Control Network (AFSCN): se trata de una red de 15 antenas distribuidas en siete

localizaciones diferentes distribuidas por el globo que da soporte a las operaciones del Departamento

de Defensa de los Estados Unidos.

▪ Universal Space Network (USN): es una compañía americana subsidiaria de la Swedish Space

Corporation (SSC), que cuenta con cuatro localizaciones principales para su red de antenas.

▪ Near Space Network (NEN): es una red de comunicación disponible para una amplia variedad de

clientes. Proporciona servicio para satélites LEO y GEO, misiones lunares y órbitas altamente

elípticas.

De estos cuatro recursos, el primero fue descartado por emplear satélites como repetidores, ya que, al

pertenecer los satélites objeto de este modelo a LEO, no sería fácil tener buena cobertura con este tipo de

sistema. El caso de AFSCN quedó descartado también por no encontrar datos disponibles sobre costes, además

de por ser un servicio casi exclusivo del Departamento de Defensa de los Estados Unidos. Tampoco se

encontraron datos suficientes sobre USN, por lo que finalmente se decide usar como referencia la Near Space

Network que, además, es un servicio especializado en coberturas de satélites en Órbitas Terrestres Bajas.

7.2.8.2.1 Near Space Network

Esta red de comunicaciones es responsabilidad del Goddard Space Flight Center (GSFC). Se trata de una red

que facilita los servicios necesarios para la interacción con el satélite a partir de una serie de antenas

distribuidas por el globo.

El coste asociado al uso de este servicio para las bandas X, S y Ka es de unos 557 $ [FY14$] por pasada,

siendo una pasada inferior a 30 minutos.

7.2.8.2.2 Ca lculo del coste de las Estaciones en Tierra

Para determinar el coste del alquiler de las estaciones que son necesarias en Tierra hay que tener una idea de la

cantidad de datos que son generados por revolución. Conocidos estos datos, el tiempo de visibilidad del

satélite desde la estación y el ratio de descarga de datos de las antenas, es posible determinar el número de

estaciones necesarias para descargar la información que se genera y así poder obtener el coste total.

En consecuencia, para realizar esta estimación es necesario conocer los siguientes datos:

▪ Coste por contacto y estación.

▪ Tiempo de visibilidad.

▪ Velocidad de descarga de datos.

▪ Generación de datos por revolución.

▪ Número de contactos al día.

7.2.8.2.2.1 Coste por contacto y estación

El primer dato ya se ha comentado con anterioridad y es de 557 $ por pasada, siempre y cuando ésta sea

inferior a 30 minutos. El dato se ha pasado a euros para ser consistente con el resto del modelo.

𝐶𝑜𝑠𝑡𝑒𝑐𝑜𝑛𝑡𝑎𝑐𝑡𝑜 = $ · . €

$= . €

7.2.8.2.2.2 Tiempo de visibilidad

Para determinar el tiempo de visibilidad del satélite desde la estación hay que tener en cuenta la altitud de la

órbita, la consecuente velocidad orbital y la apertura de la antena.


62

62

Figura 62. Representación de la visibilidada del satelite desde una estación.

La Figura 62 es una representación de la superficie de la Tierra y un satélite orbitando alrededor de ella a una

altitud h. En la superficie aparece representada una antena y el horizonte local de ésta (en línea continua gris).

La línea discontinua gris que parte desde el centro de la antena y se eleva un ángulo α respecto al horizonte

local se corresponde con el área de visión desde la antena. Dicho ángulo α tiene un valor típico de entre 5° y

10°. La distancia d representa la distancia recorrida por el satélite (a una velocidad v) mientras es visible por la

antena.

Con estos datos se puede obtener una aproximación del tiempo de visibilidad del satélite de la siguiente forma:

𝑑 = (𝑅𝑇 + ℎ) · 𝛽

𝑣 = √(𝐺𝑀

𝑅𝑇 + ℎ) =

√ . ·

𝑁 · 𝑚2

𝑘𝑔· . · 2 𝑘𝑔

· + ℎ [𝑚]

Aplicando geometría y relaciones entre ángulos, se llega a la conclusión de que:

𝛽 = 𝛼 = ° ÷ °

Entonces, el valor del periodo es el siguiente:

𝑡𝑣𝑖𝑠𝑖𝑏𝑖𝑙𝑖𝑑𝑎𝑑 =(𝑅𝑇 + ℎ) · 𝛼

𝑣

Haciendo los cálculos para el peor de los casos, es decir, que 𝛼 = ° y variando la altura para los límites

inferior y superior de una OTB, es decir, entre 200 y 2000 km, se obtiene un tiempo de visibilidad de entre 5 y

8 minutos.

7.2.8.2.2.3 Velocidad de descarga de datos

Para calcular cual es el ratio de descarga de datos de las antenas, se han extraído todas las velocidades de

descarga de las antenas que conforman la red NEN, se han descartado los valores extremos y se ha obtenido el

valor medio, que se corresponde con una velocidad máxima de descarga media de 8Mbps.

𝑣𝑑𝑒𝑠𝑐𝑎𝑟𝑔𝑎 = 𝑀𝑏𝑝𝑠

7.2.8.2.2.4 Generación de datos por revolución

La cantidad de datos que son generados por revolución puede no ser un dato conocido a priori, por lo que se

decide configurar esta parte suponiendo tres casos posibles de generación de datos: un caso simple, un caso

medio y un caso complejo.

63

En el caso simple se asume una misión en la que se genere poca cantidad de datos. Por ejemplo, se toma el

caso de una misión en la que, por revolución, el satélite tiene que tomar las medidas de un vector un total de 50

veces. Sabiendo que el tiempo medio de revolución será de unas dos horas, se estiman los datos generados de

la siguiente forma:

𝑚𝑒𝑑𝑖𝑑𝑎𝑠 · 𝑑𝑎𝑡𝑜𝑠

𝑚𝑒𝑑𝑖𝑑𝑎·

𝑏𝑖𝑡

𝑑𝑎𝑡𝑜·

ℎ

𝑟𝑒𝑣𝑜𝑙𝑢𝑐𝑖ó𝑛=

𝑏𝑖𝑡

𝑟𝑒𝑣𝑜𝑙𝑢𝑐𝑖ó𝑛

𝑏𝑖𝑡

𝑟𝑒𝑣𝑜𝑙𝑢𝑐𝑖ó𝑛· 𝑏𝑦𝑡𝑒

𝑏𝑖𝑡=

𝑏𝑦𝑡𝑒

𝑟𝑒𝑣𝑜𝑙𝑢𝑐𝑖ó𝑛

𝑟𝑒𝑣𝑜𝑙𝑢𝑐𝑖𝑜𝑛𝑒𝑠

𝑑í𝑎·

𝑏𝑖𝑡

𝑟𝑒𝑣𝑜𝑙𝑢𝑐𝑖ó𝑛=

𝑏𝑖𝑡

𝑑í𝑎

Como la velocidad de descarga media es de 8Mbps, el tiempo de descarga será:

𝑡𝑑𝑒𝑠𝑐𝑎𝑎𝑟𝑔𝑎 = 𝑏𝑖𝑡

𝑑í𝑎·

𝑠

· 𝑏𝑖𝑡= . 𝑠

Es decir, es un tiempo despreciable por lo que solo sería necesario emplear una estación y realizar una pasada.

Para el caso complejo, se propone una misión en la que sea necesario descargar imágenes en alta definición, de

unos 20 Mpx.

· 𝑝𝑥 · 𝑏𝑦𝑡𝑒

𝑝𝑥·

𝑏𝑖𝑡

𝑏𝑦𝑡𝑒= · 𝑏𝑖𝑡𝑠

𝑡𝑑𝑒𝑠𝑐𝑎𝑎𝑟𝑔𝑎 = · 𝑏𝑖𝑡

𝑑í𝑎·

· 𝑏𝑝𝑠= 𝑠

Es decir, apenas se tarda un minuto en descargar una imagen de alta definición y alta resolución por lo que

solo se necesitaría una estación.

A raíz de los resultados obtenidos, se decide plantear los siguientes casos:

• Caso simple: unos 5 Kbyte generados por revolución.

• Caso medio: unos 150 Mbyte generados por revolución.

• Caso complejo: unos 570 Mbyte generados por revolución.

Figura 63. Lista desplegable para Datos generados por revolución.

7.2.8.2.2.5 Determinación del número de contactos diarios

Para obtener el número de contactos necesarios se ha llevado a cabo un análisis para los límites de altitud en

LEO para cada caso de generación de datos. En las tres tablas siguientes se muestran los resultados obtenidos.


64

64

Tabla 7–2 Cálculo del número de contactos para el caso simple: 5 Kbyte por revolución

Altitud Revoluciones/día

Datos

generados/día

[Kbit]

Tiempo

visibilidad

[min]

Tiempo

descarga

[min] Nº contactos

ℎ𝑚í𝑛 = 𝑘𝑚 16 640 5 0.0013 1

ℎ𝑚á𝑥 = 𝑘𝑚 11 440 8 0.053 1

Tabla 7–3 Cálculo del número de contactos para el caso medio: 150 Mbyte por revolución


Datos

generados/día

[Kbit]

Tiempo

visibilidad

[min]

Tiempo

descarga

[min] Nº contactos

ℎ𝑚í𝑛 = 𝑘𝑚 16 19660800 5 40 4

ℎ𝑚á𝑥 = 𝑘𝑚 11 13516800 8 27.5 8

Tabla 7–4 Cálculo del número de contactos para el caso complejo: 570 Mbyte por revolución


Datos

generados/día

[Kbit]

Tiempo

visibilidad

[min]

Tiempo

descarga

[min] Nº contactos

ℎ𝑚í𝑛 = 𝑘𝑚 16 74711040 5 152 31

ℎ𝑚á𝑥 = 𝑘𝑚 11 51363840 8 104.5 13

En vista de los resultados mostrados se decide programar el modelo de la siguiente forma:

• Caso simple: unos 5 Kbyte generados por revolución, por lo que sólo sería necesario un contacto

diario.

• Caso medio: unos 150 Mbyte generados por revolución, lo cual se traduce en unos 6 contactos diarios.

• Caso complejo: unos 570 Mbyte generados por revolución, lo cual se traduce en unos 20 contactos al

día. Dado que como máximo se dan 16 revoluciones al día, esto significa que será necesario usar al

menos 2 antenas para poder descargar todos los datos. Con lo cual, se realizarán 10 contactos diarios

con 2 antenas distintas, aunque este detalle no se verá reflejado en el modelo.

Dicho todo esto, el coste se calcula de la siguiente forma:

𝐶𝑜𝑠𝑡𝑒𝑒𝑠𝑡𝑎𝑐𝑖𝑜𝑛𝑒𝑠 =𝑁º 𝑐𝑜𝑛𝑡𝑎𝑐𝑡𝑜𝑠

𝑑í𝑎· 𝐷𝑢𝑟𝑎𝑐𝑖ó𝑛 𝑑𝑒 𝑚𝑖𝑠𝑖ó𝑛 [𝑑í𝑎𝑠] · 𝐶𝑜𝑠𝑡𝑒 𝑝𝑜𝑟 𝑐𝑜𝑛𝑡𝑎𝑐𝑡𝑜 · 𝑁º𝑒𝑠𝑡𝑎𝑐𝑖𝑜𝑛𝑒𝑠

7.2.9 Resumen de Misión

Por último y para cerrar la explicación del modelo, la pestaña Resumen de misión no es más que un resumen

de los datos que fueron definidos a la entrada junto con un resumen de los costes asociados a cada segmento,

así como el coste total de la misión para la vida útil del satélite y el número de satélites determinado.

65

Figura 64. Ilustración del Resumen de misión.

Figura 65. Ilustración del Resumen de costes.

En el caso de ser necesario construir más de una unidad del mismo satélite, se han tenido en cuenta los

siguientes factores de curva de aprendizaje.

Figura 66. Factores de la curva de aprendizaje según SMAD (Space Mission Analysis and Design).

Altitud órbita [km] N/A Componente Incluye Tipología Segmento Espacial 0,00

Inclinación de la órbita [°] N/A Carga de pago Sí N/A Segmento de Lanzamiento 0,00

Tipo de órbita N/A Segmento de Tierra y Operación 0,00

Estructura Sí N/A TOTAL [FY14€M] 0,00

Duración misión [meses] N/A Control Térmico N/A N/A

Número de unidades N/A Sistema de Potencia Eléctrica N/A N/A

Telemetría, Seguimiento y Control N/A N/A

Data Handling N/A N/A

Sistema de Determinación y Control de Actitud N/A N/A

Sistema de Propulsión N/A N/A

Masa Total del satélite [kg] N/A N/A

Datos de misión

MODELO DE ESTIMACIÓN DE COSTES PARA MICROSATÉLITES DE OBSERVACIÓN DE LA TIERRA

Parámetros orbitales Arquitectura del satélite Resumen de costes [FY14€K]

Bus espacial

Segmento Espacial 0,00

Segmento de Lanzamiento 0,00

Segmento de Tierra y Operación 0,00

TOTAL [FY14€M] 0,00

Resumen de costes [FY14€K]

Nº UNIDADES FACTOR APRENDIZAJE

< 10 0,95

10 - 50 0,90

> 50 0,85

FACTORES DE LA CURVA DE

APRENDIZAJE (SMAD)


66

66

67

8 APLICACIÓN DE UN CASO REAL

Descrito y presentado el modelo de estimación desarrollado en este Trabajo Fin de Grado, es el momento de

introducir datos reales para comprobar el resultado de la estimación que realiza.

Dado que el sector espacial es bastante “cerrado” existen muy pocos datos sobre misiones del tipo que se

centra el modelo para poder probar su utilidad. Por ello, sólo se ha podido realizar una estimación con una

única misión, la del satélite FireSat puesto que en SMAD aparecen todos los datos de misión y de coste.

El objeto de esta misión es detectar, identificar y monitorizar los incendios forestales en tiempo real en Estados

Unidos, incluyendo Alaska y Hawái. Como objetivos secundarios, pretende demostrar que hay acciones en

marcha para contener los incendios forestales, recoger datos estadísticos sobre la erupción y el crecimiento de

los incendios, o monitorizar incendios de otros países.

8.1. Requerimientos de misión

Se presenta a continuación un resumen de los requisitos de misión que han sido extraídos de SMAD, divididos

según las pestañas del modelo.

Tabla 8–1. Resumen de parámetros orbitales y de misión.

Parámetro Valor

Altitud de la órbita 150 km

Inclinación de la órbita -

Tipo de órbita -

Duración de la misión 5 años

Unidades 2

De los parámetros en la Tabla 8–1, comentar que, aunque no se especifica la inclinación ni el tipo de órbita, no

resultan datos bloqueantes, dado que el tipo de órbita puede asumirse circular, pues no afecta al valor de coste,

y como se define exactamente el lanzador que se va a utilizar, el valor de la inclinación tampoco importa.

Tabla 8–2. Arquitectura del satélite.

Elemento Incluye Tipología

Carga de pago Sí Sensor IR

Estructura Sí Aluminio

Control térmico Sí Pasivo

Sistema de potencia Sí -

Sistema TTC&DH Sí Sistema UHF/VHF y de banda S

Sistema ADCS Sí -

Propulsión Sí Sistema de gas frio

Masa total 112 kg

Aplicación de un caso real

68

68

Tabla 8–3. Segmento espacial.

Elemento Método de cálculo Inductor de coste Valor de entrada

Carga de pago CER Diámetro de apertura 0.263 m

Estructura CER Masa del sistema 32 kg

Control térmico CER Masa del sistema 6.8 kg

Sistema de potencia CER Masa del sistema 45.7 kg

TTC&DH CER Masa del conjunto 6.8 kg

ADCS CER Masa del sistema 9.1 kg

Propulsión CER Peso seco del bus 112 kg

Tabla 8–4. Segmento de lanzamiento.

Lanzador seleccionado 2 Pegasus XL

En la estimación realizada por SMAD se emplean dos lanzadores Pegasus XL, uno por cada satélite requerido.

Tabla 8–5. Segmento de Tierra y Operación.

Elemento Valor

Número de estaciones en Tierra 1

Personal en Tierra 10

Datos generados por revolución -

No existe un dato explícito sobre los datos que son generados por revolución, pero se conoce que la intención

de la misión es hacer fotografías con bastante frecuencia, por lo cual se decide establecer el caso complejo de

generación de datos.

Tabla 8–6. Otros datos de interés.

Factor de curva de aprendizaje 1.9

Aunque en SMAD el cálculo se realiza para ese factor de aprendizaje, se decide usar el valor originalmente

programado en el modelo de 1.95.

Tras introducir los datos en el modelo, el resultado obtenido es el siguiente:

69

Figura 67. Resumen de misión.

Los resultados obtenidos en la estimación de SMAD son:

Tabla 8–7. Estimación de coste del ciclo de vida de FireSat.

Elemento Valor [FY00$M]

Segmento espacial 548.7

Segmento de lanzamiento 26

Segmento de Tierra 66.3

Operación y mantenimiento anual 6

Coste total para 5 años 671

Pero estos datos están presentados en dólares del año 2000. Si se hace la conversión de los datos obtenidos con

el modelo desarrollado al valor de dólares en el año 2000, y se comparan ambos resultados, se obtiene lo

siguiente.

Tabla 8–8. Comparación de resultados.

Elemento SMAD [FY00$M] Valor Modelo [FY00$M] % Error

Segmento espacial 548.7 492.66 10.21%

Segmento de lanzamiento 26 7.12 72.61%

Segmento de Tierra y Operación 96.3 75.91 21.17%

Coste total para 5 años 671 575.69 14.2%

En vista de los resultados presentados, resultan los siguientes comentarios:

▪ En el cálculo del segmento espacial no se he incluido ningún coste asociado a las fases de IA&T,

Programa, ni Equipo de Soporte en Tierra (GSE). Además, el coste del software de vuelo se estima en

base al coste del bus y no con una ecuación propia como en SMAD. El motivo es que no se conoce a

priori ni el valor ni porcentaje de estas fases por lo que han sido excluidas de la estimación. A pesar de

ello, un 10% de error en la estimación de este segmento es aceptable.

▪ Para el segmento de lanzamiento SMAD establece el uso de dos lanzadores Pegasus XL por 13

millones de dólares mientras que en el modelo se hace uso de una única unidad, asumiendo que

ambos satélites serán lanzados al mismo tiempo para reducir costes. Entonces, el coste asociado al

Altitud órbita [km] 150 Componente Incluye Tipología Segmento Espacial 597523,76

Inclinación de la órbita [°] 35 Carga de pago Sí Sensor IR Segmento de Lanzamiento 8636,19

Tipo de órbita Circular Segmento de Tierra y Operación 92068,16

Estructura Sí Principalmente aluminio TOTAL [FY14€M] 698,23

Duración misión (meses) 60 Control Térmico Sí Pasivo

Número de unidades 2 Sistema de Potencia Eléctrica Sí N/A

Telemetría, Seguimiento y Control Sí Sistema UHF/VHF y de Banda S

Data Handling Sí N/A

Sistema de Determinación y Control de Actitud Sí N/A

Sistema de Propulsión Sí

Monopropulsor de



Masa Total del satélite [Kg]Introducir

valor112

Datos de misión



Bus espacial

Aplicación de un caso real

70

70

segmento de lanzamiento es el coste proporcional a la masa que será lanzada respecto a la total que

puede lanzar el satélite. De ahí procede la gran diferencia de más de un 70% en la estimación de coste.

▪ En el caso del Segmento de Tierra y Operación, el planteamiento utilizado para calcular el valor de

coste ha sido distinto al planteamiento que usa SMAD. La diferencia reside en el cálculo del coste de

las estaciones en Tierra, para el cual se ha tomado un dato real proporcionada por una fuente como es

la NASA en el año 2014, por lo que no puede darse a priori por erróneo el valor proporcionado.

▪ De hecho, no se puede obviar que SMAD es una fuente que tiene casi 20 años de antigüedad y aunque

los resultados que muestra son aún una buena base de orientación, no pueden ser tomados como

verdad absoluta.

▪ A pesar de las diferencias comentadas, el error total en la estimación no llega al 15% por lo que se

puede asumir como válida la estimación proporcionada por el modelo.

71

9 LIMITACIONES Y LÍNEAS DE TRABAJO

FUTURAS

Aunque se ha comentado varias veces que el objeto del modelo es obtener un orden de magnitud de coste, no

buscando un coste al mínimo detalle, sí existen algunas limitaciones importantes que quedan fuera del alcance

de un Trabajo Fin de Grado. Dichas limitaciones son:

▪ Las relaciones de estimación de coste que se han empleado para el cálculo del segmento espacial

fueron obtenidas para el año 2000 basadas en una relación de datos de sistemas existentes hasta la

fecha. Lo que se ha hecho en el modelo es usar esas relaciones, pero trasladando el coste al año 2014,

por lo que no son un reflejo de la realidad al no tener en cuenta la evolución de los sistemas estos

últimos casi 20 años.

▪ El coste del software de vuelo se calcula en base al coste de la carga de pago y el bus del satélite por

lo que los errores que éstos arrastran se reflejan también en la estimación del software de vuelo.

▪ Por otro lado, no se han tenido en cuenta los costes de IA&T en la fase de desarrollo de los sistemas,

sino que se asumen contenidos en el coste de los sistemas.

▪ En el segmento de lanzamiento se ha supuesto que no se usará un lanzador para poner en órbita

exclusivamente el satélite o los satélites que se están desarrollando, si no que el lanzamiento será

compartido para ahorrar costes. Por ello, en caso de que se quiera exclusividad, habría que modificar

el coste del segmento por el coste total del lanzador para cada unidad fabricada.

▪ Para el segmento de Tierra y Operación, se ha asumido que el coste del servicio de las estaciones

incluye todos los costes asociados al segmento, es decir, costes de uso de las instalaciones, personal

anexo, a excepción del personal específico que controla el satélite que se calcula de forma

independiente, etc.

▪ En línea de lo anterior, dicho coste de servicio ha sido calculado en base al precio de la red de

estaciones que se ha tomado como referencia.

▪ Para probar la exactitud del modelo se necesitaría disponer de datos reales de satélites que hayan sido

lanzados. Sin embargo, sólo se dispone de un satélite para comprobar la validez del modelo, así que

con un sólo dato no se puede valorar si el modelo es lo suficientemente apropiado o no.

▪ En consecuencia de lo anterior, es posible que el coste calculado por el modelo no se ajuste totalmente

a la realidad de los sistemas futuros.

De estas limitaciones se desprenden posibles líneas de trabajo futuras que se quedan fuera del límite de este

Trabajo. Estas líneas son:

▪ Ajustar las relaciones de estimación de coste a los sistemas de los últimos años para lo cual es

necesario una base de datos de coste de sistemas actualizada y detallada que no es fácil de conseguir.

▪ Incluir en el modelo nuevos lanzadores que se están desarrollando específicamente para las

necesidades actuales del mercado: lanzar satélites pequeños a órbitas bajas, que tengan rápida

capacidad de respuesta, sean fiables y rentables.

▪ Para mejorar la estimación del segmento de Tierra y Operación, se podrían incluir más redes de

estaciones de las cuales se conozca el coste para dar al usuario la posibilidad de elegir qué sistema

prefiere, con su coste correspondiente.

▪ En cuanto al número de personal necesario para controlar y monitorizar el satélite, podría realizarse

una investigación más exhaustiva de la cantidad de personal necesario para un mayor número de

misiones, no limitando los casos a las 3 cargas de pago disponibles en el modelo.

Limitaciones y líneas de trabajo futuras

72

72

▪ Por último, todos los costes asociados a programas, gestión o fases IA&T que se ha comentado con

anterioridad, que no han sido tenidos en cuenta, deberían estimarse e incluirse en el cálculo de la

estimación de coste.

73

ANEXO A – MANUAL DE USUARIO

El objetivo de este anexo es servir de guía para el usuario del modelo de estimación de costes. Se trata de un

resumen sencillo que describe la funcionalidad de cada uno de los bloques que componen el modelo.

En total, se compone de 8 hojas: Inicio, Datos de Entrada, Segmento espacial, Segmento de lanzamiento,

Segmento de Tierra y Operación, Resumen de misión, Distribución de costes e Información de interés. Cada

una de estas ellas contiene una serie de información con la que hay que trabajar para poder obtener el coste de

la misión.

La estimación comienza en Inicio, que se muestra en la siguiente imagen. Ésta no es más que una primera

interfaz del modelo con la que introducir la herramienta que se está a punto de emplear.

Figura 68. Ilustración del modelo de estimación.

Para comenzar con la estimación, basta con pulsar el botón habilitado para ello: un cuadro azul oscuro con el

mensaje “INICIAR ESTIMACIÓN”.

Una vez pulsado dicho botón, el modelo dirige al primer paso que hay que dar dentro de la estimación, que es

la definición de los datos de entrada. Después de éste, el usuario es libre de ir navegando por las distintas

pestañas con el fin de ir completando los datos necesarios para obtener la estimación del coste de la misión.

Aun así, se recomienda ir siguiendo el orden en que aparecen las pestañas.

A.1. Datos de entrada

En esta pestaña se definen los primeros datos necesarios y fundamentales para poder comenzar a calcular

costes. Dichos parámetros son: tipo de órbita, carga de pago, masa y arquitectura del satélite, duración de la

misión y número de unidades requeridas.

En la siguiente figura se muestra la interfaz de esta pestaña.

ANEXO A – Manual de usuario

74

74

Figura 69. Interfaz de Datos de entrada.

Se aprecian dos bloques: uno de parámetros básicos, que aglutina la información de parámetros orbitales y de

misión, y otro sobre la arquitectura del satélite.

Además de estos bloques, se ha incluido un botón cuya función es eliminar los datos introducidos para facilitar

la tarea de volver a hacer una estimación distinta de la realizada.

A.1.1 Parámetros básicos

El bloque de Parámetros Básicos se divide a su vez en dos: datos orbitales y en datos de misión.

Figura 70. Primer bloque: parámetros básicos

Los parámetros orbitales que se tienen que definir son:

▪ Altitud de la órbita: debe estar expresada en kilómetros y ser inferior a los 2000 km.

▪ Inclinación de la órbita (expresada en grados). Se trata de la inclinación respecto al plano del Ecuador

terrestre. En este caso se puede elegir entre introducir el dato manualmente o elegir, de una pestaña

desplegable, el tipo de orbita (genérica): polar, ecuatorial o heliosíncrona. La celda está programada

para que, al elegir una opción de la pestaña desplegable, este dato se traduzca en un valor en grados.

Altitud órbita [km] Componente Incluye Tipología

Inclinación de la órbita [°] Carga de pago Sí

Tipo de órbita

Estructura Sí

Duración misión [meses] Control Térmico

Número de unidades Sistema de Potencia Eléctrica


Data Handling




Datos de misión

Bus espacial

Arquitectura del satéliteParámetros orbitales

MODELO DE ESTIMACIÓN DE COSTES PARA MICROSATÉLITES DE OBSERVACIÓN DE

LA TIERRA

LIMPIAR DATOS

Altitud órbita [km]

Inclinación de la órbita [°]

Tipo de órbita


Número de unidades

Datos de misión

Parámetros orbitales

75

Figura 71. Ilustración del bloque Parámetros orbitales.

▪ Tipo de órbita. En este caso se selecciona de una lista desplegable si la órbita será circular o elíptica.

Figura 72. Ilustración de la celda Tipo de órbita.

En cuanto a los datos de misión, se tiene que definir:

• La duración de la misión (en meses).

• El número de satélites que serán construidos.

A.1.2 Arquitectura del satélite

En esta parte se especifica la arquitectura del satélite. Se puede dividir, como el caso anterior, en dos partes: la

definición de la carga de pago y el bus del satélite.

Figura 73. Ilustración del bloque Arquitectura del satélite.

El funcionamiento de esta parte es el siguiente: en primer lugar, se selecciona en la casilla de la columna

“Incluye” si el satélite implementará el subsistema concreto y, en caso de ser “Sí”, la casilla de “Tipología”

cambiará del color gris al blanco, indicando la necesidad de definir el tipo de subsistema o carga de pago.

En el caso de la carga de pago y la estructura, viene preestablecido que sí se embarcan en el satélite dado que

la misión carecería de sentido en caso contrario. Así, es simplemente necesario determinar la tipología.

A la hora de determinar la tipología de cada sistema, suele haber dos opciones: elegir un tipo de los incluidos


Carga de pago Sí

Estructura Sí

Control Térmico

Sistema de Potencia Eléctrica


Data Handling




Bus espacial



76

76

en una lista desplegable o introducir manualmente la información. Se incluye una nota aclaratoria para ello.

Sin embargo, no todos los subsistemas tienen una lista desplegable para poder elegir, siendo en este caso

indiferente si se especifica el tipo de subsistema. Para aclararlo, se incluye un mensaje informativo para no

confundir al usuario.

Figura 74. Mensaje informativo sobre tipologia de subsistemas.

Por último, se pide el dato de la masa total del satélite. De nuevo, hay dos opciones: introducir la masa del

satélite o dejar que el sistema haga una estimación en base a los datos definidos previamente.

Figura 75. Lista desplegable para cálculo de la masa del satélite.

Aunque se comentará más adelante, en Información de interés existe un desglose de la masa de cada

subsistema para usar como referencia.

A.2. Segmento espacial

En primer lugar, se muestra el contenido de este bloque de cálculo.

77

Figura 76. Ilustración del Segmento espacial.

Como se aprecia en la imagen anterior, para calcular el coste de este segmento se han dividido los datos en tres

partes: el cálculo de la carga de pago, el desglose del bus del satélite, y el coste del software de vuelo.

Al final de la hoja, se incluye un resumen del coste de cada una de estas partes, así como el coste total del

segmento.

Figura 77. Resumen de coste del segmento espacial.

En función de los sistemas definidos como embarcados en el satélite en la primera pestaña del modelo, en este

bloque las celdas irán pasando de gris a blanco para indicar la necesidad de ir completando información. Para

entender mejor el funcionamiento de esta hoja, se ilustra con un ejemplo concreto. Si se ha determinado que el

satélite incluirá el subsistema de Control Térmico de tipo pasivo, la línea correspondiente a este sistema pasará

en parte a color blanco, indicando la necesidad de seguir introduciendo datos para continuar calculando.


estimación

Coste RDT&E y


Rango de valores

admisibleCER

Coste RDT&E y TFU

(FY14€K)




(kg)65 - 395 0


Principalmente aluminio Peso estructural (kg) 5 - 100 0

Otro Peso estructural (kg) 54 - 392 0




Peso EPS (kg) 7 - 70 0

Área de paneles solares (m^2) 0,3 - 11 0

Capacidad batería (A-hr) 5 - 32 0

Potencia BOL (W) 20 - 480 0

Potencia EOL (W) 5 - 440 0

Peso de TT&C/DH (kg) 3 - 30 0

Ratio de descarga de datos (Kbps) 1 - 1000 0

Otro Peso de TT&C/DH (kg) 13 - 65 0

Peso (kg) 3 - 30 0

Capacidad de almacenamiento de datos

(MB)0,02 - 100 0

Peso seco (kg) 1 - 25 0

Precision de apuntamiento (°) 0,25 - 12 0

Pointing knowledge(°) 0,1 - 3 0


Volumen del vehículo (m^3) 0,03 - 1,3 0

Número de propulsores 1 - 8 0

Sistema AKM Peso AKM (kg) 81 - 966 0

Subtotal 1 0 0


3. Software de vuelo 0

COSTE DEL BUS 0,00



SUBTOTAL 0,00

Monopropulsor de



N/A

1. Carga de Pago

ADCS

Propulsión

2. Bus Satélite

Estructura

Control térmico

EPS

TT&C

C&DH

Pasivo

N/A

Sistema UHF/VHF y de Banda

S

N/A

Coste total del busSubtotal 2

Hay datos de sistemas


0 5 2 + 0 5 2

0 5 2 + 0 5 2

+ X

+

0 +

0 5 + 0 0

+ 2

0 22

0 2

0 00

+ 0 5

0 5

+ 0 52

+ 5

0 2

0 + 0 5

+ 5

0 00

+ 2

+ 0 5

+ 2

+

0 5

0 5 + 0 2

+ 2

COSTE DEL BUS 0,00



SUBTOTAL 0,00



78

78

Figura 78. Ejemplo de cálculo de coste del subsistema de control térmico.

En la Figura 78 se muestra la celda correspondiente a la selección del Método de estimación, en color blanco.

Al pulsar esta celda, el usuario se encuentra con una lista desplegable que le permite decidir si hacer la

estimación mediante el uso de CER o mediante otro método.

Figura 79. Celda “Método de estimación”.

Al seleccionar el primer caso, pasarán a color blanco aquellas celdas que se corresponden con el uso de este

método de estimación, tal y como se muestra en la siguiente figura.

Figura 80. Celdas para cálculo de coste mediante uso de CER.

Es importante hacer una aclaración en este punto. Como se aprecia en la Figura 44, al seleccionar el uso de

“CER” para estimar el coste, aparecen dos líneas para hacer el cálculo, según el inductor del coste que se

decida emplear. Pero no tienen que rellenarse los dos datos, sino solo uno, ya que en caso de rellenar los dos

datos, se estaría calculando el coste por duplicado. Para que no se cometa ese error, ha sido incluido un

mensaje de alerta en aquellos casos en los que exista más de un inductor de coste.

Figura 81. Mensaje de alerta cuando existe más de un inductor de coste para calcular el coste.

Si por el contrario se decide emplear otro método de estimación, se tendrá que introducir directamente el valor

de coste en la casilla que se habilita para ello. Es importante que los datos se introduzcan en euros del año

2014.

Figura 82. Empleo de “Otro” como “Método de estimación”.

Por último, y para cerrar la parte correspondiente al bus del satélite, se ha incluido una última línea en la que se

resumen los costes del bus del satélite, pero que, además, sirve como método de cálculo de este coste en caso

de no tener datos sobre los subsistemas que el satélite lleva embarcados.


estimación

Coste RDT&E y


Rango de valores

admisibleCER

Coste RDT&E y TFU

(FY14€K)





0 5 + 0 0

+ 2

0 22

79

Por tanto, existe la opción de introducir manualmente el coste del bus espacial sin necesidad de definir las

características de cada subsistema.

Figura 83. Cálculo alternativo del coste del bus espacial.

Por defecto, la celda correspondiente a “Tipología” aparece con el dato “Hay datos de sistemas” para que el

cálculo del coste total se realice de forma automática sumando los costes de cada sistema. Pero en caso de no

ser estos conocidos, existe una pestaña desplegable en la que se puede decidir cómo obtener este coste, de la

misma forma que se ha explicado anteriormente.

Figura 84. Celda para elección del método de estimación del bus espacial.

El único valor que no se tendrá que calcular será el coste del software de vuelo, pues calculados el coste de la

carga de pago y del bus espacial, el modelo devuelve el coste correspondiente al software de vuelo sin

necesidad de especificar ningún dato más.

A.3. Segmento de lanzamiento

El Segmento de lanzamiento tiene el siguiente aspecto:

Figura 85. Ilustración del Segmento de lanzamiento.

Al contrario que en el Segmento espacial, en este caso no hay que realizar ningún cálculo, sino simplemente

decidir, de la tabla que se muestra, cuál será el lanzador que mejor se ajusta a para la misión que se quiere

realizar.

Aunque en la Figura 85 toda la tabla aparece en color gris, estas líneas, correspondiente cada una de ellas a un

lazador especifico, irán cambiando del color gris al blanco en función de si son válidos para poner el satélite en

órbita o no, basándose en los datos de entrada definidos al principio.

Así, basta con comparar los parámetros que aparecen en la tabla para decidir qué lanzador será más adecuado

para la misión. Se muestran un total de 6 lanzadores: Dnepr, Pegasus XL, Vega, PSLV, Minotaur I y Falcon 9.

Una vez decidido qué lanzador es el más adecuado, se debe seleccionar en la casilla “Lanzador seleccionado”

cuál será el elegido. Automáticamente el modelo calcula cuál es el coste asociado a este segmento en función

de la masa del satélite.

LanzadorMasa a LEO

(kg)

Órbitas

objetivo

Altitud

mínima

(km)

Altitud

máxima

(km)

Precisión en la inserción Base de lanzamiento Ratio éxito $M (FY14€M)

Coste más

desfavorable/kg

(FY14€K)

Coste más

favorable/kg

(FY14€K)

Circular

Elíptica

Circular

Elíptica

Circular

Elíptica

Circular

Elíptica

0,00

95% (37/39) 16,23 4,994 N/A

23,81 41,052 N/A

PSLV 3800 200 800 98 817km: ±35km, ±0.2° (i) Sriharikota (India)

N/A98

Minotaur I 580 200 1850 116 ±18.5km, ±0.2°(i)

Kodiak Island (Alaska), Wallops

Island (Virginia), Vandenberg AFB

(California), Patrick AFB (Florida)

100% (11/11)

5,2

49,5

28,5

Circular

Kourou (Guyana Francesa) 100% (9/9) 20,02 8,008

900300 km: ±4km, ±0.04°(i) y


Baikonur Cosmodrome (Kazajstán)

Yasny (Rusia)97% (155/159) 20,81 - 26,16 6,54

88% (38/43) 14,27 - 17,84 38,783

Vega 2500 300 1500700km: ±10km, ±0.05° (i),


31,022

5,2025Dnepr 4000 300Circular

Air launch to orbitPegasus XL 460 150 2000 740km: ±19km, ±0.15° (i)28 130

Inclinación (°)

50,5

64,5

87,3

98


SUBTOTAL [FY14€K]

N/A2,658Falcon 9 22800 200 2000 28,5 145 ±15km, ±0.1°(i)

Cabo cañaveral

Vanderberg

Centro espacial Kennedy

92% (12/13) 60,61


80

80

Figura 86. Selección del lanzador y coste del segmento.

A.4. Segmento de Tierra y Operación

El Segmento de Tierra y Operación tiene la siguiente composición:

Figura 87. Segmento de Tierra y Operación.

Aquí se engloban los costes de servicio de las estaciones en Tierra, así como el coste del personal necesario

para operar esas estaciones, es decir, se contemplan los costes derivados del uso de las instalaciones, los

equipos y el software, así como los costes de toda persona involucrada en el correcto funcionamiento y

desarrollo de una estación en tierra, desde el nivel más alto al más bajo.

El coste se divide en dos: el coste de asociado al Personal en Tierra y el coste asociado al uso de las estaciones.

Para calcular el coste de personal es necesario definir el número de personas necesarias. Puesto que no es un

dato fácil de conocer a priori, se han preestablecido unos valores asociado a cada una de las tres cargas de pago

que aparecen en la lista desplegable de “Tipología” de carga de pago. Así, el programa asociará un valor de

número de personal dependiendo del tipo de carga de pago que se haya definido para esta misión, aunque

siempre se podrá modificar este valor.

En caso de haber elegido como tipología “Otro” o se haya introducido manualmente el tipo de carga de pago,

sí será necesario definir el número de personal necesario en Tierra por turno.

Para el cálculo de las estaciones en Tierra basta con definir la cantidad de datos que se generan en el satélite

por revolución. Para ello se han definido tres casos:

0,00


SUBTOTAL [FY14€K]

Personal en TierraIntroduzca valor de

personal

Duración de misión

(Años)0

Coste de

personal/año

[FY14€K]

192,24

0,00

Datos generados por

revolución [Kbps]

Contactos/día 0

Velocidad de

descarga de datos

[Kbps]

8192

Coste/contacto

[FY14€K]0,4957

0,00

0,00SUBTOTAL [FY14€K]

Segmento Tierra y Operación

Personal

Estaciones en Tierra

Subtotal [FY14€K]

Subtotal [FY14€K]

81

• Caso simple: unos 5 Kbyte generados por revolución.

• Caso medio: unos 150 Mbyte generados por revolución.

• Caso complejo: unos 570 Mbyte generados por revolución.

Figura 88. Lista desplegable para Datos generados por revolución.

A.5. Resumen de misión

Esta pestaña no es más que un resumen de los datos que fueron definidos a la entrada junto con un resumen de

los costes asociados a cada segmento, así como el coste total de la misión para la vida del satélite y el número

de satélites determinado.

Figura 89. Ilustración de Resumen de misión.

A.6. Distribución de costes

En esta pestaña se muestra una distribución de los costes asociados a una misión espacial de un satélite

pequeño, es decir, cuya masa sea inferior a los 400 kg. La fuente de la que procede esta información es Cost

Estimating Module de la NASA.

El objeto no es más que servir como una referencia y un apoyo, para usar estos datos como base en caso de no

poder obtener la estimación de alguna de las partes, o bien, para poder comparar los resultados finales

obtenidos y así comprobar lo bien o mal encaminada que está la estimación obtenida.

Altitud órbita [km] N/A Componente Incluye Tipología Segmento Espacial 0,00

Inclinación de la órbita [°] N/A Carga de pago Sí N/A Segmento de Lanzamiento 0,00

Tipo de órbita N/A Segmento de Tierra y Operación 0,00

Estructura Sí N/A TOTAL [FY14€M] 0,00

Duración misión [meses] N/A Control Térmico N/A N/A

Número de unidades N/A Sistema de Potencia Eléctrica N/A N/A

Telemetría, Seguimiento y Control N/A N/A

Data Handling N/A N/A

Sistema de Determinación y Control de Actitud N/A N/A

Sistema de Propulsión N/A N/A

Masa Total del satélite [kg] N/A N/A

Datos de misión



Bus espacial


82

82

Figura 90. Desglose de costes en una misión de un satélite pequeño.

En la Figura 90 se muestra el aspecto que tiene la distribución de costes. Cabe explicar aquí que los

porcentajes de coste han sido categorizados en tres tonos de color (naranja, azul y verde) según pertenezcan al

segmento de Tierra, lanzamiento o espacial.

A.7. Información de referencia

Al igual que la pestaña anterior, el sentido de este módulo es servir de apoyo y referencia para el usuario en

caso de necesitar alguna información adicional. Se incluyen datos como factores de inflación, la conversión de

dólares a euros, o cálculos de masa de cada uno de los subsistemas.

Figura 91. Configuración de Información de interés.

Distribución de costes %

VL 21

Instrumentos 14,3

Operaciones 8

ADCS 7,1

Estructura 6,6

EPS 5 Segmento Tierra

Dirección 4,6

C&DH 4,3

Propulsión 3,9

RF Comm 3,8 Segmento Espacial

Planificación y diseño de misión 3,3

Integración y test 3,2

Sistema de Tierra 2,6

Partes 2,4

Software 1,9

Ciencia 1,7

Ingeniería de sistemas 1,6

GSE 1,1

Seguridad 1,1

GFE 1

Integración con VL 0,6

Harness 0,5

TC 0,5

Contaminación 0,1

REFERENCIA A DISTRIBUCIÓN DE COSTES PARA UNA MISIÓN DE UN SATÉLITE PEQUEÑO (<400 KG)

FUENTE: NASA

Segmento Lanzamiento

VL21%

Instrumentos14%

Operaciones8%

ADCS7%

Estructura7%

EPS5%

Dirección5%

C&DH4%

Propulsión4%

RF Comm4%

Planificación y diseño de misión

3%

Integración y test3%

Sistema de Tierra3%

Partes2%

Software2%

Ciencia2%

Ingeniería de sistemas2%

GSE1%

Seguridad1%

GFE1%

Integración con VL1%

Harness0%

TC0%

Contaminación0%

COSTES

Año Fiscal (FY) Factor de inflación Dólares Euros Fecha

2006 1 1 0,89 20/05/2017 Sistema % Masa [kg] Nº UNIDADES FACTOR APRENDIZAJE

2008 1,042 ADCS 10 0 < 10 0,95

2010 1,086 C&DH 4 0 10 - 50 0,90

2012 1,138 TT&C 5 0 > 50 0,85

2014 1,164 TCS 1 0

2016 1,197 SS 20 0

2017 1,212 EPS 20 0

Carga de pago 40 0

TOTAL 100 0

INFORMACIÓN ADICIONAL PARA ESTIMACIÓN DE MASA Y POTENCIA CONSUMIDA POR CADA SUBSISTEMA

DATOS ECONÓMICOS FACTORES DE LA CURVA DE

APRENDIZAJE (SMAD)

ESTIMACIÓN DE MASA

DEL SATÉLITEFactores de inflación para $ Conversión dólar - euros

Subsistema Masa [kg] Potencia [W]

ADCS (Activo)

ADCS (Pasivo)-0,0142 · Mt + 13,748

0,0036 · Pav + 18,304

-0,0152 · Pav + 8,858

C&DH -0,0079 · Mt + 5,5627 -0,03 · Pav + 15,39

TT&C -0,0103 · Mt + 6,5935 0,0456 · Pav + 25,583

TC 0,0498 · Mt + 0,4785 0,0067 · Pav + 0,7862

SS -0,01 · Mt + 31,079 -

Tabla de estimacion de datos de masa y potencia.Fuente:Preliminary Structural Sizing of a Modular Microsatellite

Based on System Engineering Considerations

Ali Ravanbakhsh*, Sebastian Franchini*

Mt: Masa total del satélite, Pav: Potencia media del satélite

Subsistema % Masa

EPS 20

ADCS 10

TT&C 5

DH 4

TC 1

Payload 40

SS 20

Tabla de estimación de datos de masa.Fuente: Multidisciplinary Design Optimization Approach to

Conceptual Design of a LEO Earth Observation Microsatellite

Ali Ravanbakhsh1 and Mahdi Mortazavi

83

ANEXO B – CÓDIGOS DE PROGRAMACIÓN

En este anexo se expone toda la programación llevada a cabo para desarrollar el modelo de estimación. Dicha

programación incluye la aplicación de formatos condicionales, la definición de listas desplegables, el diseño de

macros en lenguaje VBA y el establecimiento de fórmulas que relacionen datos entre celdas.

En primer lugar, se presenta una descripción general de cómo aplicar formatos condicionales y cómo definir

celdas de tipo lista desplegable, ya que son herramientas de Excel que se han aplicado en prácticamente todo el

modelo.

En segundo lugar, se presentan los códigos de programación y las fórmulas más relevantes que se han

definido. Dichas programaciones se irán presentando según el orden de las pestañas del modelo.

Pero antes de comenzar a presentar las entrañas del modelo, se presenta una breve descripción del

funcionamiento del Visual Basic.

B.1. Introducción a Microsoft Visual Basic

El Editor de Visual Basic, VBE por sus siglas en inglés, es un programa independiente a Excel, pero

fuertemente relacionado a él porque es el programa que permite escribir código VBA que estará asociado a las

macros.

Para abrir este editor hay dos alternativas: la primera es a través del botón Visual Basic en la ficha

programador, que no suele estar activa normalmente, y la segunda es a través del teclado, presionando

ALT+F11.

Figura 92. Editor Visual Basic.

El editor contiene varias ventanas y barras de herramientas: en la parte izquierda se encuentra el Explorador de

proyectos, el cual muestra el proyecto creado para el Libro actual y las hojas que pertenecen a dicho Libro.

También ayuda a crear o abrir módulos de código que son de gran utilidad para reutilizar las funciones de

código VBA que se vayan escribiendo.

ANEXO B – Códigos de programación

84

84

Figura 93. Explorador de proyectos.

Al presionar sobre cualquiera de las hojas se abre una ventana en la que se puede escribir código para una hoja

en concreto, o bien, se pueden crear módulos para hacer funciones que después irán aplicadas en uno o varios

sitios.

El objeto ThisWorkbook permite escribir código para el Libro en general, como, por ejemplo, definir cómo

iniciar el Libro.

Introducida brevemente la interfaz del editor de Visual Basic se procede a explicar cuáles han sido las

programaciones llevadas a cabo, ya sea mediante VBA o con herramientas propias de Excel.

B.2. Herramientas generales de Excel

Como se ha comentado, se presenta la descripción general para poder convertir una celda en una lista

desplegable, así como el proceso general de aplicación de formatos condicionales.

B.2.1. Definición de listas desplegables

Para la definición de listas desplegables, el procedimiento es el siguiente: teniendo pulsada la celda que se

quiere convertir en lista, en la ficha Datos (marcado en rojo en la Figura 94), en el bloque Herramientas de

datos, se pulsa sobre el icono “Validación de datos” (marcado en rosa en la Figura 94).

Figura 94. Selección de Validación de datos en la ficha Datos.

Dentro de esta opción, en la pestaña Configuración se cambia la opción “Permitir: Cualquier valor” por

“Permitir: Lista”.

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Figura 95. Configuración de celda.

Una vez seleccionada la opción “Lista”, en “Origen” se escriben las opciones que aparecerán en dicha lista

desplegable, o bien, pueden tomarse los datos de alguna hoja en el libro.

Figura 96. Origen de los datos de la lista.

Por otro lado, se pueden definir mensajes de entrada que serán visibles cuando se pulse la celda, y mensajes de

error, por si quieren limitarse los datos a introducir a los disponibles en la lista desplegable.

Figura 97. Mensaje de entrada y error para la celda.

Este procedimiento ha sido el llevado para a cabo para configurar todas las celdas desplegables del modelo,

con la diferencia del origen de los datos y los mensajes de alerta creados, que han ido variando dependiendo de

la función de cada celda.

B.2.2. Aplicación de formatos condicionales

La aplicación de formatos condicionales se lleva a cabo de la siguiente forma: en la ficha Inicio de Excel, en el

bloque Estilos, hay que pulsar sobre Formato Condicional y elegir la opción Nueva regla.


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Figura 98. Definición de nueva regla para formato condicional.

Dentro de las opciones en “Tipo de regla”, se ha usado para definir todos los formatos condicionales la opción

“Utilice una fórmula que determine las celdas para aplicar formato”.

Figura 99. Tipo de regla de formato condicional.

La regla establecida en cada caso varía dependiendo de la celda. Así, cada caso particular se comentará más

adelante en la pestaña correspondiente.

B.3. Códigos VBA y fórmulas

B.3.1. Inicio

Dentro de esta pestaña del modelo solo hay un par de cosas que comentar:

▪ Programación al inicio: se han establecido unas condiciones mediante macro para que la

configuración del modelo sea siempre la misma al iniciar el modelo. Dicha configuración establece

que en Datos de entrada aparezca prestablecido que el satélite incluya el subsistema de estructura y

carga de pago, en Segmento espacial aparece prestablecido que “Hay datos de sistemas” para el

cálculo del coste del bus espacial, y, por último, que en Inicio sea la activa. Para que esto sea posible,

se ejecuta la macro Iniciar dentro de la opción: “ThisWorkbook” y el evento “Open”:

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Figura 100. Macro de programación al inicio.

La macro Iniciar es la siguiente:

Figura 101. Macro “Iniciar”.

▪ Programación del botón “INICIAR ESTIMACIÓN”: el código tras el funcionamiento de este botón,

que no es más que una “Forma” añadida de Excel a la cual se ha asignado una macro, es bastante

sencillo. Lo único que hace es activar la pestaña Datos de entrada que es por la que se debe comenzar

la estimación.

Figura 102. Botón “INICIAR ESTIMACIÓN”.

La macro asignada ha sido escrita en un módulo independiente, y se ejecuta al hacer clic sobre el

botón. Es la siguiente:

Figura 103. Macro “Iniciar”.

B.3.2. Datos de entrada

Dentro de esta pestaña hay varias cosas que comentar.

En primer lugar, se explica cuál ha sido la macro programada para cambiar los valores de la lista desplegable

de la inclinación de la órbita por valores numéricos.

En segundo lugar, se presentan los pasos para definir los formatos condicionales de las celdas en la columna

“Tipología” en el bloque de definición de la arquitectura del satélite.

En tercer lugar, se describe el proceso para estimar la masa del satélite.

Por último, se presenta el código de programación asociado al botón “LIMPIAR DATOS”.


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B.3.2.1. Macro para cambiar valores de lista desplegable por números

Dado que el valor de la inclinación es un dato del que se alimenta Segmento de lanzamiento, es conveniente

que sea un valor numérico. Por ello, se ha programado un código que traduce los valores de la lista

desplegable en un número.

La celda tiene formato de lista desplegable con tres opciones disponibles: Ecuatorial, heliosíncrona y polar.

Figura 104. Origen de datos de la lista desplegable para inclinación de órbita.

Como no tiene por qué elegirse un valor de la lista, detalle que se especifica mediante un mensaje de entrada,

sino que se puede introducir manualmente un valor, en el caso de elegir una opción de la lista, hay que

traducirlo en un número. Para ello se ha desarrollado una macro, que recibe el nombre de “Inclinacion” y es la

siguiente:

Figura 105. Macro “Inclinacion”.

En la hoja de VBA correspondiente a Datos de entrada se ha programado para que, cuando se produzcan

cambios en la celda, se ejecute esta macro.

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Figura 106. Código para ejecutar las macros “Inclinacion”, “Personal” y “CalculoMasa”.

B.3.2.2. Formatos condicionales de las celdas “Tipología”.

Como se comentó en el Capítulo 7, el funcionamiento de las celdas “Tipología” es el siguiente: si las celdas en

la columna “Incluye” toman el valor “Sí”, las celdas de la columna “Tipología” cambiarán del color gris al

blanco, indicando al usuario la necesidad de definir el tipo de subsistema o carga de pago.

Para que esto sea posible se han definido unas reglas de formato condicional, definiendo fórmulas que

determinen si se aplica el formato o no.

La fórmula, para el caso concreto de la fila 13 es: = $𝐸$ <> "𝑆í"

Figura 107. Reglas de formato condicional definidas.

Básicamente lo que definen es: si la celda en la columna anterior no tiene por valor “Sí”, pon la celda color

gris.

B.3.2.3. Proceso de estimación de masa del satélite

Para la definición de la masa, existen dos opciones: introducir el valor de la masa o dejar que el sistema haga la

estimación. Para decidir cuál de las dos cosas hacer, existe una celda desplegable con ambas opciones. En

función de la opción seleccionada, el modelo tomará un dato u otro, en base a una macro que ha sido

programada.

Dicha macro, que recibe el nombre de “CalculoMasa” es la siguiente:

Figura 108. Macro “CalculoMasa”.


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Con este código, que se ejecuta cada vez que cambia el valor de la celda (ver Figura 106), el modelo detecta si

el usuario ha elegido introducir el valor o dejar que el modelo lo estime. En el primer caso, pre asigna un valor

de cero a la masa. En el segundo caso, toma el dato de la masa de la pestaña Información de referencia.

B.3.2.4. Código para limpiar datos

El botón “LIMPIAR DATOS” lleva asociado una macro al igual que ocurre con el botón “INICAR

ESTIMACIÓN” en Inicio. En esta ocasión, la macro selecciona las celdas de todo el libro cuyos valores son

definidos por el usuario para hacer la estimación y los borra. Así, se puede comenzar con una nueva

estimación sin ningún trazo de cálculos anteriores.

Figura 109. Botón “LIMPIAR DATOS”.

El código, que se ejecuta al pulsar el botón, es el siguiente:

Figura 110. Macro para limpiar los datos del libro.

B.3.3. Segmento espacial

El funcionamiento del Segmento espacial se basa en la aplicación de formatos condicionales, bebiendo de la

información que se va aportando, y en la suma de valores de coste.

En función de los sistemas definidos como embarcados en el satélite en los Datos de entrada, en este bloque

las celdas irán pasando de color gris a blanco para indicar al usuario la necesidad de ir completando datos.

Definidos los sistemas embarcados, que aparecerán en color blanco, se tienen que definir los métodos que se

emplearán para estimar el coste. En base al método seleccionado, otra serie de celdas cambiarán del color gris

al blanco.

Todos estos cambios de color han sido programados con formatos condicionales, varios por cada línea del

segmento. Dado que en total son una gran cantidad de condiciones, se presenta un caso concreto para el

sistema de control térmico.

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Figura 111. Líneas correspondientes al sistema de control térmico.

Hay un total de 8 reglas definidas para este subsistema. Las dos primeras leen de Datos de entrada si ha sido

definida la tipología del sistema, y en ese caso, colorea de blanco las celdas de las columnas “Tipología” y

Método de estimación del tipo elegido. En caso de no haber sido definido, deja todas las líneas en gris.

Figura 112. Reglas definidas en el sistema de control térmico.

Figura 113. Fórmula en caso de no haber determinado la tipología del sistema.

Por ejemplo, si se ha elegido Sistema de tipo Pasivo, el resultado es el siguiente:

Figura 114. Resultado de seleccionar el tipo pasivo.

También, hay reglas definidas para que, en función del método de estimación seleccionado, cambie el color de

fondo de las celdas correspondientes a cada método de estimación. En total hay cuatro, aunque se presentan

dos, las del caso del sistema de tipo pasivo.

Figura 115. Reglas para Método de estimación.

Por otro lado, para poder hacer la estimación de coste en base al inductor definido, se han programado en las

celdas de la última columna, las fórmulas que aparecen en la columna “CER”, empleando como variable X el

valor correspondiente a las celdas en la columna “Valor de entrada”.

Después, todos los datos son sumados y presentados en el resumen de coste.

B.3.4. Segmento de lanzamiento

En el caso del Segmento de lanzamiento ocurre como en el Segmento espacial: todo su funcionamiento se basa

en la aplicación de formatos condicionales. Al principio todas las líneas de los lanzadores seleccionados

aparecen en gris.

Las reglas de formato condicional definidas comparan las características de cada lanzador con los parámetros

orbitales que se definen al principio. Los lanzadores que cumplen los requerimientos pasarán a ser de color

blanco, indicando que es un lanzador adecuado. Para el caso del lanzador Dnepr, las reglas definidas son las

siguientes:





0 5 + 0 0

+ 2

0 22


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Figura 116. Reglas de formato condicional para el lanzador Dnepr.

Estas cuatro reglas comparan la altitud, la inclinación y el tipo de órbita que se definen en la entrada con las

altitudes y las inclinaciones que alcanza el lanzador, así como el tipo de órbita, circular o elíptica.

B.3.5. Segmento de Tierra y Operación

En el caso del Segmento de Tierra y Operación hay varios aspectos que explicar. En primer lugar, se describe

la macro desarrollada para establecer el número de personal necesario en Tierra en función de la tipología de

carga de pago seleccionada. En segundo lugar, se presenta la fórmula establecida en la celda correspondiente

al número de contactos diarios necesarios en base a la cantidad de datos generados.

B.3.5.1. Macro para establecer el número de personal

Como bien se comenta en el Capítulo 7, el objeto del código es pre asignar un valor de personal en función de

la carga de pago seleccionada de la lista desplegable disponible. En caso de definir otra tipología, el código

introduce el mensaje “Introduzca valor de personal”.

El código recibe el nombre de “Personal” y es el siguiente:

Figura 117. Macro “Personal”.

Aunque los resultados de la aplicación de este código se ven en Segmento de Tierra y Operación, la macro se

ejecuta Datos de entrada, pues es ahí donde se define la tipología de la carga de pago. Así pues, la ejecución

de esta macro se produce cuando cambia el valor de la tipología. Ver Figura 106.

B.3.5.2. Contactos diarios en función de los datos generados

En este caso, no se ha formulado ningún código, sino que ha bastado hacer uso de las fórmulas disponibles en

Excel para asignar el valor del número de contactos diarios con Tierra en base a la cantidad de datos que se

generan por revolución.

Así, la función lee el dato de los datos generados que se han introducido y asigna a la casilla correspondiente al

número de contactos el valor adecuado. La fórmula es la siguiente:

Figura 118. Fórmula para asignar el número de contactos diarios.


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REFERENCIAS

Se lista a continuación toda la bibliografía de la que se ha hecho uso para la realización de este Trabajo Fin de

Grado.

Bibliografía

Libros

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Enlaces web

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▪ Satellite Markets & Research: http://bit.ly/2sPHPkC

Se trata de una web en la que se pueden encontrar análisis y pronósticos de mercado, así como

noticias sobre el Mercado de satélites.

▪ Satellite Market Reports 2017: http://bit.ly/2sFeKtN

ReportLinker es una web que pone a disposición del lector informes de mercado sobre la industria de

satélites.

▪ Entrevista a Karten Space: http://bit.ly/2t5ku0v

Se trata de una entrevista a Karten Space, empresa española, en la que se pone en evidencia la

necesidad de tener sistemas para observación de la Tierra más baratos.

▪ Smaller satellites: bigger business?: http://bit.ly/2t8Vx4S

En este enlace se encuentra un interesante libro en el que se describe una visión del negocio actual y

futuro de los satélites comerciales.

http://bit.ly/2sPHPkC

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http://bit.ly/2t5ku0v

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▪ India says PSLV launches generated $101 million in commercial launch fees 2013-2015:

http://bit.ly/1RAivn1

Artículo en el que se expone que los beneficios generados por el lanzador PSLV provienen en su

mayoría del lanzamiento de satélites pequeños comerciales, lo cual es una evidencia del crecimiento

de este sector.

▪ UCS Satellite Database: http://bit.ly/2tIGgoH

Es una web que pone a disposición del lector una base de datos de todos los satélites que han sido

lanzados al espacio hasta la fecha. Ha sido de especial ayuda para hacer un sondeo del tipo de

sistemas que han sido lanzados al espacio asó como para analizar la evolución en los últimos años.

▪ Why private companies are racing to build small rockets: http://bit.ly/2t9ngT6

Este enlace es un artículo que pone en evidencia la nueva tendencia de las companies privadas a

construir sistemas espaciales cada vez más pequeños.

▪ Los satélites de menor envergadura van a abaratar la investigación del espacio: http://bit.ly/2sPr1KG

Artículo en el que se manifiesta la reducción de coste asociado al empleo de satélites pequeños en

lugar de los satélites tradicionales.

▪ Small is the new big: http://bit.ly/2t9v5IA

Es un artículo en el que se describen cuáles son las características que hacen de los satélites pequeños

un atractivo tan demandado en los últimos años y para el futuro.

Pronóstico futuro de mercado

▪ Assessment of the Small-Satellite Market: http://bit.ly/2sELDa4

En esta web se encuentra una valoración del Mercado de pequeños satélites hasta el año 2020. En ésta

se pone de manifiesto la creciente demanda de satélites comerciales pequeños.

▪ Global Nano and Microsatellite Market Report 2015-2019: http://bit.ly/2sPUjc8

Este enlace proporciona información interesante sobre el pronóstico del mercado de nano y

microsatélites para el periodo de 2014 a 2019.

▪ Nanosatellite and Microsatellite Market by Component (Hardware, Software & Data Processing,

Services, Launch Services), Mass (1 kg-10 kg and 11 kg-100 kg), Application (Earth Observation &

Remote Sensing), Vertical - Global Forecast to 2022: http://bit.ly/1zz0u17

En esta web se recoge un pronóstico de la evolución del mercado de nano y microsatélites hasta el año

2022.

Lanzadores espaciales

▪ Polar Satellite Launch Vehicle: http://bit.ly/2u2W1Gm

En este enlace se encuentra una serie de información de utilidad sobre del lanzador PSLV:

configuración, especificaciones, número de lanzamientos, etc.

▪ PSLV Launch Vehicle: http://bit.ly/2rQ9DUy

Al igual que en el enlace anterior, en este enlace hay disponible información acerca del lanzador

PSLV. Resulta interesante para contrastar datos entre distintas fuentes.

▪ Polar Satellite Launch Vehicle: http://bit.ly/2t9bg3P

En este enlace también hay disponible información acerca de PSLV, resultando de particular interés

los datos acerca de lanzamientos fallidos y coste por lanzamiento.

▪ Dnepr Launch Vehicle: http://bit.ly/2sF4qBY

Este enlace aporta información sobre la configuración y las especificaciones del lanzador Dnepr.

http://bit.ly/1RAivn1

http://bit.ly/2tIGgoH

http://bit.ly/2t9ngT6

http://bit.ly/2sPr1KG

http://bit.ly/2t9v5IA

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▪ The Cold War Origins of Space Access: http://bit.ly/2sPH6Qk

Artículo en el que se pone en evidencia los orígenes bélicos de los lanzadores espaciales.

▪ Pegasus XL Launch Vehicle: http://bit.ly/2sPK6MK

Este enlace aporta información sobre la configuración y las especificaciones del lanzador Pegasus XL.

▪ Vega Launch Vehicle: http://bit.ly/2t8pamU

En este enlace hay disponible alguna información general acerca de las características del lanzador

espacial Vega, de la ESA.

▪ Russia to re-start launches of ‘Satan’ ICBM: http://bit.ly/2sPKMBG

Es un artículo que expone la decisión de convertir los misiles balísticos rusos remanentes de la Guerra

Fría en lanzadores espaciales.

▪ Orbital ATK: http://bit.ly/2sQAXnd

Página de la empresa de la cual se ha extraído información acerca de su propósito.

▪ Ariane: http://bit.ly/2t6l7XC

Información sobre la familia de lanzadores Ariane.

Segmento de Tierra

▪ Air Force Satellite Control Network: http://bit.ly/2t9pjqh

Información acerca de la red de comunicaciones AFSCN.

▪ Tracking Data Relay Satellite System: http://bit.ly/23fxFVK

Información acerca de la red de comunicaciones TDRSS.

▪ Universal Space Network: http://bit.ly/2ta3l6H

Información acerca de la red de comunicaciones USN.

Otros

▪ Inflación de Estados Unidos: http://bit.ly/1cuYRdI

De esta página se han recogido todos los datos necesarios para el cálculo de los factores de inflación

implementados en el modelo.

▪ PRICE Systems: http://bit.ly/2s6hbqz

Web de la compañía de la cual se ha extraído información acerca de su propósito.

http://bit.ly/2sPH6Qk

http://bit.ly/2sPK6MK

http://bit.ly/2t8pamU

http://bit.ly/2sPKMBG

http://bit.ly/2sQAXnd

http://bit.ly/2t6l7XC

http://bit.ly/2t9pjqh

http://bit.ly/23fxFVK

http://bit.ly/2ta3l6H

http://bit.ly/1cuYRdI

http://bit.ly/2s6hbqz

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