MÓDULO 2. ENTORNO ESPACIAL

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1 LABORATORIO DE ARQUITECTURAS Y TECNOLOGÍAS EMBARCABLES EN SATÉLITE MÓDULO 2. ENTORNO ESPACIAL Nombre: INTRODUCCIÓN El módulo SE (Space Environment), proporciona al programa STK la capacidad de predecir varios de los efectos que tienen lugar en el espacio cercano a La Tierra debidos a las condiciones de entorno. El módulo emplea modelos científicos del entorno espacial para generar informes y gráficas que aportan información sobre el entorno espacial y sirven para estimar los efectos sobre un vehículo dado. El paquete STK/SE consta de cuatro componentes independientes: Dosis de radiación. Calcula la dosis de radiación esperada para un satélite en función del tiempo a lo largo de su trayectoria. Emplea modelos del AFRL (Air Force Research Laboratory) y NASA (National Aeronautic and Space Administration) de los Estados Unidos. Proporciona tanto las tasas de radiación como la dosis de radiación total acumulada, así como información sobre los campos magnéticos. Anomalía del Atlántico Sur. Calcula los momentos de entrada y salida de un vehículo espacial de la zona denominada Anomalía del Atlántico Sur (SAA- South Atlantic Anomaly), que es una región con una alta concentración de radiación ionizante. Impactos de partículas. Este componente del STK/SE estima la incidencia de partículas de pequeña masa sobre un vehículo espacial a lo largo de su trayectoria, en función de su masa. Temperatura. Calcula la temperatura media del satélite en las fases de radiación directa del Sol y reflejada de La Tierra. El primer paso, es crear el satélite con la órbita deseada. A lo largo de la práctica, emplearemos como ejemplo un satélite llamado DAMA2 de órbita circular, de 45º de inclinación y 500 km de altura (ver figura 1a). Para crear el satélite, siga los siguientes pasos: 1. Con el escenario resaltado, seleccione en la barra de herramientas de la derecha de la pantalla, el objeto satélite. 2. Le aparecerá a continuación el asistente de órbitas. Introduzca los parámetros orbitales indicados. Como intervalo de simulación, introduzca como fecha de inicio el 1 de marzo de 2002 y como fecha de finalización el 2 de marzo de Una vez creado el satélite, podrá modificar sus propiedades en todo momento accediendo al menú de Propiedades Básicas (Basic Properties) a través del menú Tools o pulsando el botón derecho del ratón (figura 1b).

2 Figura 1a. Creación del satélite Figura 1b. Menú de herramientas 2. DOSIS DE RADIACIÓN 2.1. Conceptos teóricos El entorno de radiación espacial está compuesto principalmente por partículas cargadas atrapadas en el campo magnético de La Tierra. Esta región se conoce como los Cinturones de Van Allen. Las partículas energéticas solares y los rayos cósmicos también contribuyen significativamente al entorno de radiación. Los cinturones de Van Allen son los responsables de la mayoría de los daños por radiación ionizante que sufren los componentes electrónicos embarcados en satélite, aunque durante las tormentas solares, las partículas energéticas solares pueden convertirse en una importante fuente de error. Los modelos de tasas de radiación empleados por STK/SE son los siguientes: Los modelos APEXRAD y CRRESRAD procedentes del AFRL. Se basan en las medidas que realizaron los satélites APEX (Advanced Photovoltaic and Electronics Experiments) y CRRES (Combined Release and Radiation Effects Satellite). El APEX voló desde el 3 de agosto de 1994 al 2 de junio de 1996 coincidiendo con un mínimo solar, mientras que el CRRES lo hizo desde el 25 de julio de 1990 al 12 de octubre de 1991, durante un máximo solar. Los datos empleados por STK son medidas directas de radiación a través de tres espesores de aluminio llevadas a cabo a bordo de estas misiones. Los modelos de la NASA disponibles en el NSSDC (National Space Scientific Data Center) en el GSFC (Goddard Space Flight Center). Se basan a su vez en los modelos sobre el flujo de protones AP8 y sobre el flujo de electrones AE-8 obtenidos mediante el programa SHIELD-2 de la NASA. A diferencia de los modelos del AFRL, las tasas de radiación proporcionadas por el modelo Departamento de Automática 2

3 de la NASA proceden de modelos de radiación que transforman los flujos de electrones y protones en tasas de radiación. Dosis de radiación absorbida (Radiation Dose) Es una medida de la energía que se deposita por unidad de masa del material absorbente. Es válido para cualquier medio y se refiere a todos los tipos de radiación ionizante. La unidad de dosis absorbida es el Rad, que se define como la absorción de una energía de 0.01 J/Kg. Como una exposición de 1 roentgen produce una deposición de energía de 0,00869 J/Kg en el aire, se deduce que 1 roentgen da una dosis absorbida de 0,869 rad en aire. Dado que el poder de absorción varía con los materiales, normalmente, se indica el material para el que se esta refiriendo la magnitud. Así, por ejemplo, para indicar que un circuito integrado de silicio va a absorber una dosis de radiación de 10 krads, se escribirá 10 krads (Si). Tasa de radiación (Radiation Dose Rate) Tanto el roentgen como el rad expresan una cantidad de radiación que ha sido recibida en un período de tiempo. Para controlar el riesgo de radiación de una misión, usualmente es necesario conocer la velocidad con la que está siendo recibida la radiación. Se define la tasa de radiación como la dosis recibida por unidad de tiempo, por lo que conocido su valor tendremos la posibilidad de calcular la dosis total para cualquier período de tiempo previsto. Dosis total = (tasa de radiación) x (tiempo de exposición) STK/SE tiene ciertas restricciones que es preciso conocer. Las dosis de radiación calculadas por STK/SE son sólo válidas para altitudes comprendidas entre los 250 km y los km, y para las fechas comprendidas entre el 1 de enero de 1980 y el 1 de marzo de Selección del modelo Antes de comenzar a estimar el entorno de radiación, es necesario seleccionar el modelo de radiación. En el menú de propiedades básicas de un satélite (botón derecho), dentro de la sección Dose, se puede seleccionar cualquiera de las siguientes opciones: Best Model Mode. STK prueba primero con el modelo del AFRL y a continuación con el de la NASA NASA Only Mode. Sólo NASA. Una vez conocida la órbita y el modelo a aplicar, se pueden generar los informes o gráficas sobre la radiación recibida por el satélite de acuerdo con su trayectoria. La forma de acceder a los informes y gráficas que ofrece STK es mediante el menú Tools de la barra de herramientas o colocando el cursor sobre el satélite y pulsando el botón derecho (figura 1b). Departamento de Automática 3

4 2.3 Informes STK permite generar multitud de informes sobre aspectos tales como trayectorias, accesos, alturas, etc. Para acceder a los informes, siga los siguientes pasos: 1. Seleccione la opción Reports en el menú Tools. Se abrirá una nueva ventana como la mostrada en la figura 2a. Se accede a la misma ventana posicionándose sobre el satélite, pulsando con el botón derecho y seleccionando Reports. Figura 2a. Ventana de informes Figura 2b.Ventana de propiedades del estilo 2. Seleccione el concepto sobre el que quiere generar el informe. Por ejemplo, en la figura 2a, se ha seleccionado uno de los 9 posibles estilos de informes predefinidos para STK/SE (Space Env Total Radiation Dose). 3. Finalmente, pulse Create. Los estilos existentes pueden editarse o crearse nuevos. La descripción de los botones es la siguiente: Propiedades (Properties). Selecciona los parámetros que se desea que incluya el informe Añadir (ADD). Carga un estilo desde fichero Nuevo (New). Crea un nuevo estilo Borrar (Remove). Borra un estilo A través del menú de propiedades (Properties), STK permite seleccionar qué elementos se desean incluir en los informes generados. Se pueden distinguir dos tipos de elementos o parámetros de radiación: estáticos y dinámicos. Los parámetros estáticos son aquellos cuyos resultados no vienen expresados en función del tiempo. Aunque, obviamente son dependientes del tiempo, los resultados se expresan al final del periodo de simulación. Estos parámetros son los mostrados en la tabla 1. Departamento de Automática 4

5 Parámetro PctApexrad Pctrresrad PctNasamin PctNasamax PctNomodel TotalDoseDome1 TotalDoseDome2 TotalDoseDome3 Tabla 1. Elementos estáticos de radiación Función Porcentaje del número total de puntos en los cuales se ha empleado el modelo AFRL APEXRAD Porcentaje del número total de puntos en los cuales se ha empleado el modelo AFRL CRRESRAD Porcentaje del número total de puntos en los cuales se ha empleado el modelo NASAMIN Porcentaje del número total de puntos en los cuales se ha empleado el modelo NASAMAX Porcentaje del número total de puntos en los cuales no se ha empleado ninguno de los modelos disponibles Radiación total recibida sobre un blindaje de aluminio de espesor 82.5 mils, integrada a lo largo del tiempo de simulación (las unidades son RADS (Si)) Radiación total recibida sobre un blindaje de aluminio de espesor mils, integrada a lo largo del tiempo de simulación (las unidades son RADS (Si)) Radiación total recibida sobre un blindaje de aluminio de espesor mils, integrada a lo largo del tiempo de simulación (las unidades son RADS (Si)) Los parámetros dinámicos son aquellos cuyos valores se muestran a lo largo del tiempo de simulación. En los informes vienen expresados en función del tiempo (t) y son los recogidos en la tabla 2. Parámetro Time (t) Dose Model (t) Solar State (t) Geomag State (t) Dome1 Dose (t) Dome2 Dose (t) Dome3 Dose (t) Dome1 Rate (t) Dome2 Rate (t) Dome3 Rate (t) L(t) BB0 (t) Bx(t) J2000, By(t) J2000 y Bz(t) J2000 B(t) Magnitude Tabla 2. Elementos dinámicos de radiación Función Tiempo de simulación Nombre del modelo de simulación empleado. Puede ser uno de los siguientes: {APEX, CRRES, NASA, ninguno} Estado solar en el tiempo t. Puede ser: {MIN, MAX} Estado del campo magnético terrestre en el tiempo t. Puede ser: {ACTIVE, average} Radiación recibida sobre un blindaje de aluminio de espesor 82.5 mils, integrada desde el tiempo de inicio de simulación t0 hasta el tiempo actual t (las unidades son RADS (Si)) Radiación recibida sobre un blindaje de aluminio de espesor mils, integrada desde el tiempo de inicio de simulación t0 hasta el tiempo actual t (las unidades son RADS (Si)) Radiación recibida sobre un blindaje de aluminio de espesor mils, integrada desde el tiempo de inicio de simulación t0 hasta el tiempo actual t (las unidades son RADS (Si)) Tasa de radiación en el momento t sobre un blindaje de aluminio de espesor 82.5 mils (las unidades son RADS (Si)/t) Tasa de radiación en el momento t sobre un blindaje de aluminio de espesor mils (las unidades son RADS (Si)/t) Tasa de radiación en el momento t sobre un blindaje de aluminio de espesor mils (las unidades son RADS (Si)/t) Coordenada radial de la efemérides magnética para la posición actual del satélite (las unidades son radios de La Tierra) Coordenada angular de la efemérides magnética para la posición actual del satélite (sin unidades) Coordenadas X, Y y Z del vector campo magnético para la posición actual del vehículo en la referencia J2000 (las unidades son nanoteslas, Teslas o gauss) Magnitud del vector campo magnéticos para la posición actual del vehículo (las unidades son nanoteslas, Teslas o gauss) Departamento de Automática 5

6 Como ejemplo, vamos a crear un nuevo informe que contenga la dosis total acumulada para el satélite DAMA2 durante el tiempo de simulación especificado (del 1 al 2 de marzo de 2002) para los tres blindajes existentes. Siga los siguientes pasos: 1. Acceda a la ventana de informes 2. Pulse el botón de Nuevo. Le aparecerá un nuevo estilo llamado NewStyle. Puede cambiar el nombre en la caja de texto que se encuentra en la parte inferior de la ventana de informe y pulsando el botón Change. 3. Pulse a continuación el botón de Propiedades. 4. Seleccione en la ventana de la derecha el elemento Radiation Dose Statics y dentro de este campo seleccione los subcampos TotalDoseDome1, TotalDoseDome2 y TotalDoseDome3. 5. Pulse Aceptar Creado el nuevo estilo, para generar el informe, simplemente seleccione el estilo y pulse Create. Los resultados se mostrarán en una nueva ventana pudiéndose grabar y editar (figura 4). Figura 4. Informe de dosis total acumulada Departamento de Automática 6

7 2.4. Gráficas STK ofrece la posibilidad de mostrar los resultados de forma gráfica. Para acceder a las gráficas, puede hacerse a través del menú Tools-Graph o bien mediante el menú que se despliega pulsando el botón derecho estando resaltado el satélite (figura 1b). Figura 5a. Ventana de gráficas Figura 5b. Ventana de propiedades del estilo Al igual que con los informes, puede crearse nuevos estilos o editar los ya existentes, pudiéndose seleccionar qué elementos deseamos representar en la gráfica (figuras 5a y 5b). Los elementos o parámetros disponibles son los siguientes: Dome<N> Dose (t). Dome<N> Rate (t) L (t) BB0 (t) Bx (t) J2000 By (t) J2000 Bz (t) J2000 B (t) Magnitude Donde N=1,2 ó 3, correspondientes a los tres blindajes de aluminio disponibles: 82,5 mils, 232,5 mils y 437,5 mils (1 mil = milésima de pulgada - 2,54 cm). Como ejemplo, vamos a crear una gráfica que represente la dosis total acumulada (su evolución temporal) para el satélite DAMA2 durante el tiempo de simulación especificado (del 1 al 2 de marzo de 2002) para los tres blindajes existentes. Siga los siguientes pasos: Departamento de Automática 7

8 1. Acceda a la ventana de gráficas 2. Pulse el botón de Nuevo. Le aparecerá un nuevo estilo llamado NewStyle. Puede cambiar el nombre en la caja de texto que se encuentra en la parte inferior de la ventana de informe y pulsando el botón Change. 3. Pulse a continuación el botón de Propiedades. 4. Seleccione en la ventana de la derecha el elemento Radiation Dose y dentro de este campo seleccione los subcampos Dome1 Dose(t), Dome2 Dose(t) y Dome3 Dose(t). 5. Pulse Aceptar Finalmente, para crear la gráfica, seleccione el estilo y pulse Create. El resultado es el mostrado en la figura 6. Figura 6. Gráfica de la dosis total acumulada Departamento de Automática 8

9 3. ANOMALÍA DEL ATLÁNTICO SUR 3.1. Conceptos teóricos A bajas altitudes, el campo magnético terrestre se comporta aproximadamente como un dipolo. Los electrones y protones atrapados en este campo forman los cinturones de radiación, también conocidos como cinturones de Van Allen. James Van Allen y su equipo descubrieron en 1958 (Explorer I) bandas de partículas cargadas atrapadas en el campo magnético de La Tierra rodeando el Ecuador. Los cinturones de Van Allen tienen dos zonas de máxima intensidad: el cinturón interior y el exterior (figura 7a). Figura 7a. Cinturones de Van Allen Figura 7b. SAA El cinturon interior está centrado aproximadamente a los 3000 km de altura y está compuesto principalmente por protones de energías superiores a los 30 MeV. El cinturón externo está centrado entre los y los km de altura y lo compone electrones con energías comprendidas en el rango de cientos de MeVs. También está compuesto por protones, pero de energías inferiores a los que podemos encontrarnos en el cinturón interior. Volar dentro de una de estas zonas puede resultar muy peligroso, no solo para los componentes electrónicos, sino también para los seres vivos, debido al poder de penetración que tienen estas partículas sobre la electrónica o las células vivas. La mayoría de los vehículos espaciales operan fuera de estas zonas (o bien por encima o bien por debajo) para evitar los cinturones de radiación. No obstante, el cinturón interior tiene una molesta porción que se extiende a bajas alturas y que puede ocasionar problemas a satélites de órbita baja. Esta porción se conoce como Anomalía del Atlántico Sur o SAA (South Atlantic Anomaly). La SAA aparece en la costa del Atlántico Sur de Brasil a una altitud aproximada de 350 km que abarca unos 30 grados de latitud y 60º de longitud (figura 7b). La SAA se extiende de este a oeste incrementándose con la altitud hasta aproximadamente los 1300 km donde engloba toda La Tierra, con una extensión latitudinal de 120º aproximadamente. Es en este punto cuando se dice que nos encontramos en el cinturón de radiación interior. STK define la Anomalía del Atlántico Sur como un conjunto de mapas de contorno de mapa para altitudes comprendidas entre los 350 km y los 1300 km. Los datos de estos mapas de contorno proceden de los mapas de SEE (Single Event Effects) del AFRL. STK proporciona los momentos de entrada y salida de un satélite en la SAA. Los resultados son válidos para altitudes comprendidas entre los 350 km y los 1300 km y para fechas comprendidas entre 1980 y 2012 (fuera de estas fechas no se garantiza la validez científica de los resultados obtenidos). Departamento de Automática 9

10 3.2. Informes Los elementos o parámetros que ofrece STK para los informes sobre la SAA son los relacionados en la tabla 3. Parámetro Start Time Stop Time Duration Begin Altitude End Altitude Tabla 3. Elementos de informe sobre la SAA Función Tiempo en el que comienza el tránsito por la SAA Tiempo en el que finaliza el tránsito por la SAA Tiempo durante el cual el vehículo se encuentra dentro de la SAA Altura a la que se entra en la SAA Altura a la que se sale de la SAA La forma de generar los informes es similar a la expuesta en el punto 2.3. Por ejemplo, seleccionando en la ventana de informes el perfil Space Env SAA, el informe resultante sería el mostrado en la figura 8. Figura 8. Tiempos de tránsito por la SAA 3.3. Gráficas El único elemento que permite representar STK son los tiempos de tránsito (Transit Times). Las gráficas sobre la SAA se crean del mismo modo explicado en el punto 2.4. Para DAMA2, las gráfica resultante sería la mostrada en la figura 9. Departamento de Automática 10

11 Figura 9. Intervalos de tránsito por la SAA 3.4. Mapas de contorno Una de las utilidades que incluye STK es la de representar mapas de contorno sobre el mapa 2D. Hay dos tipos de mapas de contorno: de elevación y uno específico para la SAA. Para definir los mapas de contorno siga los siguientes pasos: 1. Seleccione Graphics Properties (botón derecho). 2. Pulse sobre la pestaña Contour 3. Defina los parámetros del mapa de contorno 4. Active los mapas pulsando en la caja Show 5. Pulse Aceptar Como ejemplo, se muestra en la figura 10, el mapa de contorno de la SAA para DAMA2. En ella puede apreciarse claramente la zona de la SAA y el punto de entrada y salida de la misma. Departamento de Automática 11

12 Figura 10. Mapa de contorno de la SAA Departamento de Automática 12

13 4. IMPACTO DE PARTÍCULAS 4.1. Conceptos teóricos El ambiente espacial, a parte de la radiación, está compuesto también por micrometeoritos naturales y por la llamada "chatarra" espacial, que constituyen un elemento de riesgo para los vehículos espaciales, ya que, de impactar con ellos, podrían ocasionar serios daños físicos sobre la propia estructura del satélite o sobre los paneles solares. Esto puede ocurrir aunque sean partículas muy pequeñas, debido a la gran velocidad con la que se produce el impacto. El flujo de partículas también puede dar lugar a descargar electrostáticas. STK/SE emplea dos modelos para calcular la distribución de partículas en función de la masa: Para micrometeoritos naturales emplea el modelo de Grun et.al. Este modelo depende de la masa y la altura y tiene en cuenta tanto los efectos gravitacionales como el efecto de escudo que ejerce La Tierra. Este modelo es válido para todas las órbitas terrestres. Para pequeños objetos hechos por el hombre, emplea el modelo de Kessler, que está en función del diámetro de las partículas, de la altitud, del calendario solar, del flujo solar y de la inclinación de la órbita. Este modelo se basa en medidas registradas por debajo de los 700 km; para altitudes superiores a los 1000 km, se predice un flujo constante. La salida de los modelos es el flujo de partículas estimado por unidad de área y año. El flujo de partículas de un tamaño dado es integrado sobre el intervalo de simulación y multiplicado por el área del satélite para obtener el número de impactos. El área del satélite se introduce en la sección Thermal/Impact del menú de Propiedades Básicas. Las fechas válidas son del 1 de enero de 1980 al 1 de marzo de Informes La información que pueden recoger los informes son sobre los parámetros mostrados en la tabla 4. Parámetro Mass No. Particles Log Mass Tabla 4. Elementos de informe sobre impacto de partículas Función Masa de la partícula en gramos o kilogramos Número de partículas que impactan en el intervalo de simulación Logaritmo en base 10 de la masa de las partículas; las unidades son siempre kilogramos. Útil para la representación. Donde la variable independiente es la masa y no el tiempo como en los informes anteriores. Para DAMA2, considerando una sección transversal de 1 m 2 y empleando el perfil Space Env Impacts, el informe resultante sería el mostrado en la figura 11. Departamento de Automática 13

14 4.3. Gráficas Figura 11. Impactos en función de la masa a lo largo del tiempo de simulación Al igual que en las secciones anteriores, los informes pueden representarse gráficamente. Para el impacto de partículas, el eje X será siempre la masa de las partículas. Para DAMA2, la distribución de impactos sería la mostrada en la figura 12. Figura 12. Número de impactos en función de la masa Departamento de Automática 14

15 5. TEMPERATURA 5.1. Conceptos teóricos El entorno térmico consiste de las siguientes componentes en STK: Flujo directo de energía térmica procedente del Sol Albedo, que se define como la radiación reflejada por La Tierra hacia el espacio. Emisión térmica de La Tierra OLR (Outgoing Long wavelength Radiation) Estas componentes energéticas, junto con la disipación interna generada por el propio vehículo deben tenerse en cuenta en el diseño del subsistema de control térmico y de operaciones. STK/SE considera el vehículo como un único nodo isotérmico para determinar la temperatura en estado estacionario. STK no permite realizar análisis termales multinodales y de transferencia de calor, ya que éstos dependen de la geometría del satélite. La temperatura del vehículo se calcula recurriendo a la ecuación de Stefan- Boltzmann para realizar el balance de energía térmica. Las fuentes de calor incluyen, como se ha comentado, la radiación directa del Sol, el albedo terrestre y la OLR. Todas estas fuentes contribuyen cuando el satélite está expuesto al Sol, mientras que en zonas de sombra, sólo contribuye la componente OLR. El albedo terrestre se parametriza con tres valores: nominal, caliente y frío. Se tienen en cuenta la altura y el ángulo Sol-Tierra-Satélite. La temperatura es calculada de acuerdo con los parámetros introducidos por el usuario en la ventana de Propiedades Básicas. Estos parámetros están recogidos en la tabla 5. Los valores dados por defecto son los valores típicos para el aluminio. Tabla 5. Parámetros de entrada para cálculo de temperatura Parámetro Función Incident Surface Área efectiva del vehículo para la radiación incidente Radiative Surface Area Área efectiva del vehículo para la radiación emitida Incident Absorption Parte de la radiación térmica incidente que absorve el vehículo Coefficient Radiative Emittance Eficiencia a la que el vehículo emite radiación térmica Coefficient Internal Dissipation Value Calor generado internamente por el vehículo 5.2. Informes La lista de elementos de temperatura es mostrada en la tabla 6. Tabla 6. Elementos de informe sobre temperatura Parámetro Función Time Tiempo para el que se han calculado el resto de elementos Hot Albedo Temperatura del vehículo para el caso de albedo caliente de La Tierra. Nominal Albedo Temperatura del vehículo para el caso del albedo nominal de La Tierra. Cold Albedo Temperatura del vehículo para el caso de albedo frio de La Tierra. Departamento de Automática 15

16 Las unidades para la temperatura es seleccionable entre grados Kelvin (por defecto), Celsius o Farenheit. Los valores de Albedo son fijos para 0,35, 0,30 y 0,25 para los casos de albedo caliente, nominal y frío respectivamente. En la figura 13, se muestra un ejemplo de informe de temperaturas para DAMA Gráficas Figura 13. Informe de temperaturas En la figura 14, se muestra la gráfica correspondiente para el albedo nominal para DAMA2. Figura 14. Gráfica de temperaturas Departamento de Automática 16

17 6. PRÁCTICAS Práctica 1 Se está haciendo el estudio de la puesta en órbita del satélite DAMA2. Durante la fase de estudio se desea conocer el ambiente de radiación espacial al que estará sometido el vehículo, con el fin de tomar las medidas de protección oportunas. Los parámetros orbitales son los siguientes: Órbita circular Altitud: 600 km Inclinación: 83º La fecha de lanzamiento está prevista para el 18 de abril de 2002 y el tiempo de simulación será de 24 horas. a) Calcular la tasa máxima de radiación y la dosis total acumulada según los tres espesores de blindaje de aluminio que ofrece STK. Genere los resultados tanto en formato de informe como de forma gráfica. Qué espesor de aluminio escogería para el blindaje?, por qué? b) Repita los cálculos del apartado anterior para una altitud de 300 km y de 2000 km. Qué ocurre?, qué conclusiones saca? Departamento de Automática 17

18 Práctica 2 Dados los parámetros orbitales de DAMA2 a) Indique los instantes de tiempo de entrada y salida del satélite en la zona de Anomalía del Atlántico Sur e indique sus conclusiones sobre las dosis de radiación recibidas. b) Cambie los mapas de contorno (alturas) y saque una representación de la extensión de la SAA para las diferentes alturas. A qué altura cree que afecta menos la SAA?, por qué? Práctica 3 Dibuje la distribución de impactos de partículas para el satélite propuesto Departamento de Automática 18

19 Práctica 4 Calcule el perfil de temperatura según la órbita descrita. Indique las conclusiones a la que llega observando la gráfica resultante. Departamento de Automática 19