Plataforma de Comunicação Via Satélite CubeSat

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TCC – TRABALHO DE CONCLUSÃO DE CURSO 
COORDENAÇÃO DE ENGENHARIA DE CONTROLE E AUTOMAÇÃO 
 
1 UNIFACS. Departamento de Engenharia, turma 2019.1 do Curso de Engenharia de Automação e Controle. E-
mail: isaias.r.queiroz@gmail.com 
2 UNIFACS. Departamento de Engenharia, turma 2019.1 do Curso de Engenharia de Automação e Controle. E-
mail: tadashibasaki@gmail.com 
3 UNIFACS. Departamento de Engenharia. Euclério Barbosa Ornelas Filho, Professor das disciplinas 
Microcontroladores, Processamento digital de sinais, Redes de comunicação. E-mail: euclerio@gmail.com 
 
PLATAFORMA DE COMUNICAÇÃO VIA SATÉLITE UTILIZANDO 
TECNOLOGIA CUBESAT 
 
Autor 1: Isaias R. Q. Neto 1 
Autor 2: Lucas T. S. Santana 2 
Orientador: Euclério B. O. Filho 3 
 
 
RESUMO 
O presente trabalho tem por objetivo realizar o desenvolvimento de uma 
plataforma de comunicação via satélite, explorando ao máximo a extensão do 
conceito CubeSat. O padrão cubesat desenvolvido no contexto da tendência dos 
nano satélites, com o intuito de fomentar a pesquisa universitária na área de 
Engenharia Aeroespacial. Os resultados encontrados neste estudo especificam 
todo o sistema estrutural do nano satélite desenvolvido no SolidWorks®, baseado 
no formato de um CubeSat 1U, assim como o material necessário para constitui-
lo, além de apresentar o sistema de captação, amplificação de sinal e 
retransmissão dos sinais de rádio frequência. 
 
PALAVRAS-CHAVES: CubeSat. Nanosatelite. Rádio frequência. Placa 
solar. 
 
ABSTRACT 
The objective of this work is to develop a satellite communication platform, 
exploiting as much as possible the extension of the CubeSat concept. The cubesat 
standard developed in the context of the trend of nano-satellites, with the aim of 
fostering university research in the field of Aerospace Engineering. The results 
found in this study specify the entire structural system of the nano satellite 
developed in SolidWorks®, based on the format of a CubeSat 1U, as well as the 
material needed to constitute it, besides presenting the system of capture, signal 
amplification and retransmission of radio frequency signals. 
 
KEYWORDS: CubeSat. Nanosatelite. Radio frequency. Solar plate. 
 
 
1 INTRODUÇÃO 
 
 
Conforme Kulu (Nanosatellite & CubeSat Database, www.nanosats.eu) um nano satélite 
pela classificação em massa e em termos estritos é todo o satélite com massa de 1 Kg a 10 Kg. 
Baseando-se nesta definição “nano satélite” abrange todos os CubeSats, PocketQubes, TubeSats, 
SunCubes e picosatéite não padronizados, salvo indicação em contrário. Todos eles fazendo parte 
 
da mesma revolução do CubeSat e da moderna tecnologia eletrônica. A Tabela 1 apresenta todas 
as classificações em massa por satélites. 
Classificação Massa 
Satélites grandes: > 1000 kg 
Satélites médios: 500 a 1000 kg 
Satélites pequenos: <500 kg 
Minissatélites: 100 a 500 kg 
Microssatélites: 10 a 100 kg 
Nanosatélites: 1 a 10 kg 
Picosatélites: 100 g - 1 kg 
Femtosatélites: 10 g - 100 g 
Attosatellites: 1 g - 10 g 
Zeptossatélites: 0,1 g - 1 g 
Tabela 1 - Classificação de massa por satélite 
Fonte: Kulu (Nanosatellite & CubeSat Database, www.nanosats.eu). 
Em 1999 dois professores norte-americanos, Jordi Puig-Suari, professor da Universidade 
Estadual Politécnica da Califórnia (Cal Poly) e Bob Twiggs, professor do Laboratório de 
Desenvolvimento de Sistemas Espaciais da Universidade de Stanford (SSDL) iniciam um esforço 
colaborativo com a intenção original de fornecer acesso à comunidade cientifica universitária 
sendo bem-sucedida. Graças ao CubeSats, muitas das principais universidades agora têm um 
programa espacial podendo iniciar seus próprios programas CubeSat. 
O significado da designação “CubeSat”, em comparação com outros pequenos satélites 
está em seus critérios específicos, ou seja, enquanto que um satélite pequeno é geralmente 
considerado como sendo qualquer satélite que pesa menos de 300 kg, um CubeSat deve estar em 
conformidade com os critérios que controlam seus fatores como sua massa, tamanho e peso. 
Os CubeSats vêm em vários tamanhos baseados na unidade CubeSat padrão – redefinida 
como 1U. Um 1U CubeSat é um cubo de 10 cm com uma massa de aproximadamente 1 a 1,33 
kg. Desde o seu início, com o passar dos anos tamanhos maiores foram se tornando popular, 
como o 1.5U, 2U, 3U e 6U, mas novas configurações estão sempre em desenvolvimento. 
Além das instituições educacionais, agências governamentais e grupos comerciais em 
todo o mundo começaram a desenvolver CubeSats. Eles reconheceram que a plataforma pequena 
e padronizada do CubeSat pode ajudar a reduzir os custos de desenvolvimentos técnicos e 
investigações cientificas. Este reconhecimento fomentou o acesso ao espaço, levando a um 
crescimento exponencial na popularidade do CubeSat desde o seu início. Além disso, nesse 
campo de naves espaciais de baixo custo, a diversidade e complexidade vem aumentando a cada 
 
ano, superando a velocidade com que pesquisadores encontram utilidade nesses pequenos 
pacotes, denominados CubeSats. 
 
 
1.2 OBJETIVOS 
 
 
1.2.3 OBJETIVO GERAL 
 
 
Realizar o desenvolvimento de uma plataforma de comunicação via satélite (CubeSat 1U), 
para o recebimento e transmissão de informações para outros dispositivos, explorando ao máximo 
a extensão do conceito CubeSat. 
 
 
1.2.4 OBJETIVOS ESPECIFICOS 
 
 
• Disseminar o conhecimento aeroespacial dentro da comunidade estudantil. 
• Estudo dos equipamentos e materiais necessários para o dimensionamento do 
sistema de suprimento de energia, da estrutura mecânica do CubeSat e do sistema 
de comunicação. 
• Empregar o software SolidWorks® para desenvolver o projeto da modelagem 
dimensional estrutural mecânica do CubeSat. 
 
 
2 FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA 
 
 
2.1 ESTIMAÇÃO DE FREQUÊNCIA EM SINAIS DE SATÉLITE 
 
 
Para sistemas de transmissão de dados por enlaces de satélites de baixa órbita, ou LEO, 
são muitas as diversidades de configurações possíveis. Dois desses principais sistemas são o 
Sistema Brasileiro de Coleta de Dados (SBCD) e o sistema ARGOS. Ambos os sistemas são 
compostos por satélites de baixa órbita (aproximadamente 750 Km de altitude), recebem dados 
 
na frequência 401.650 MHz ±30 KHz a partir de plataformas espalhadas por todo globo terrestre 
(Cavalcante, 2018). 
Na demodulação do sinal recebido, realizam a estimação das variações do efeito Doppler 
sobre a frequência da onda portadora do sinal, e são capazes de identificar as plataformas por 
meio do seu número de identificação informado através da mensagem coletada (Clark, 1989 
citado por Cavalcante, 2018). 
 
 
2.2 EFEITO DOPPLER 
 
 
A estimação de frequência nas comunicações aeroespaciais possui grande importância, 
não apenas para a demodulação do sinal, como também para o apontamento da posição 
geográfica do objeto transmissor em alguns casos. Tal característica é útil e vem sendo usada 
tanto pelo SBCD, como pelo sistema ARGOS, para rastreio de animais nas zonas mais remostas 
do planeta. 
Obter uma estimativa da posição geográfica nesses sistemas só é possível por meio da 
estimação do efeito Doppler, que pela dinâmica provoca um descasamento entre a frequência 
transmitida na base e aquela que chega ao satélite (Muri & Mcnair, 2012). 
 
Figura 1 - Órbita geométrica para satélites LEO com altitude h e inclinação i. 
Fonte: Fonte: Aboutanios (2002). 
 
Conforme dito por Muri & Mcnair (2012), quando o receptor se move com respeito a 
fonte do sinal, ocorre um deslocamento na percepção da frequência transmitida, ocasionada pelo 
efeito Doppler. Esse deslocamento é proporcional a velocidade relativa entre o transmissor e o 
receptor. 
As comunicações por enlaces de satélites revelam experiências com grandes 
deslocamentos de frequência Doppler, da ordem de centenas de kHz, como no sistema 
FedSat que pode atingir até 600 kHz. No caso do SBCD, este deslocamento atinge até 9 
kHz (Cavalcante,2018). 
 
2.2.1 PRESENÇA DE RUÍDO IMPULSIVO OU OUTLIER 
 
 
Caracterizado como um ruído estaticamente aleatório dentro de uma larga gama de 
frequências, o ruído AWG (Branco Aditivo e Gaussiano, ou em inglês AWGN, Additive White 
Gaussian Noise) é comum em todos os canais de comunicação (Muri & Mcnair, 2012). 
O processamento de sinais de sonares, radares ou transmissões de satélites, na maioria dos 
casos, a gaussianidade não pode ser sustentada, sob risco de obter resultados dissimulados 
(Cavalcante, 2018). Uma grande classe de fenômenos não gaussianos é caracterizada por sua 
natureza impulsiva. Esses tipos de sinais e ruídos são em sua maioria representados por eventos 
ocasionais com destoantes picos em relação ao eixo de observações dos sinais normalmente 
distribuídos (Shao & Nikias, 1993 citado por Cavalcante, 2018). 
 
 
2.3 SISTEMA DE SUPRIMENTO DE ENERGIA 
 
 
Responsável por fornecer potência elétrica adequada para todos os componentes ativos 
que compõem os outros subsistemas do satélite de forma que estes possam operar adequadamente 
durante a sua órbita. Verhage (2015), comenta que este subsistema deve possuir alta 
confiabilidade durante o tempo de missão, uma vez que uma pequena falha neste subsistema pode 
ser catastrófica colocando em risco toda a missão e o objetivo do projeto. 
Segundo Rola (2014), o subsistema de suprimento de energia ou de potência é composto 
por células ou painéis fotovoltaicos, juntamente com o sistema de armazenamento, as baterias 
 
recarregáveis, são denominados como fonte primária. O resultado ao final do processo de 
conversão, armazenamento, controle e distribuição de energia é alimentar a carga útil (Payload) 
ou demais subsistemas que necessitem de uma saída adequada em níveis de tensão ou corrente 
(Rola, 2014). Na Figura 2 é demonstrado um esquemático genérico do subsistema de suprimento 
de energia. 
 
Figura 2 - Topologia genérica de um sistema de potência. 
Fonte: Adaptado de Rola (2014). 
 
 
2.3.1 CÉLULAS SOLARES ESPACIAIS 
 
 
Em 1884, Charles Fritts desenvolveu a primeira célula fotovoltaica com o Selênio (Se), 
entretanto com uma baixa eficiência (aproximadamente 1%) e seu custo elevado, 
impossibilitando a utilização da mesma como fonte de energia em grande escala (Rola, 2014). 
Rola (2014) ainda menciona, evoluções significativas no desenvolvimento das células 
solares que ocorreram desde então, todavia empregada na área espacial somente em março de 
1958. De acordo com Souza e Torres (2012), ainda em 1958, após muita resistência a NASA 
lança o primeiro satélite utilizando seis células fotovoltaicas, o Vanguard l, contendo também 
uma bateria como back-up, operando até 1964. A figura 3 abaixo apresenta a imagem do satélite 
Vanguard l, com as suas células solares acopladas. 
 
 
Figura 3 - Primeiro satélite com células solares (Vanguard l). 
Fonte: Adaptado de Souza e torres (2012). 
Desde então as células solares passaram a ser utilizadas na grande maioria dos satélites 
como fonte primaria de energia e as baterias como fonte secundária. 
 
 
2.3.2 SISTEMA DE ARMAZENAMENTO DE ENERGIA 
 
 
Como o próprio nome descreve, o sistema de armazenamento de energia, tem por objetivo 
acumular a energia convertida pelas células fotovoltaicas, cujo elemento responsável por executar 
tal função é a bateria. Delgado (2002) em sua tese de mestrado menciona que, as baterias 
eletroquímicas é a tecnologia para armazenamento de energia mais empregada, sendo definidas 
como equipamentos que convertem energia elétrica em energia química no processo de 
carregamento e o inverso no processo de descarregamento. Delgado (2002), ainda cita as 
principais tecnologias utilizadas em baterias, sendo elas: 
 
a) Baterias Ácidas; 
b) Baterias de íon de Lítio (Li-lon); 
c) Baterias Polímero de Lítio (Li-Polymer); 
d) Baterias de Níquel Cádmio (NiCd); 
e) Baterias de Níquel Metal Hidreto (NiMH). 
 
 
Figura 4 - Bateria de Íon Lítio para uso espacial. 
Fonte: Fonte: Rola (2014). 
Rola (2014) em seu trabalho, comenta que a escolha da tecnologia a ser empregada em 
satélites deve ser fundamentada em requisitos específicos como: potência solicitada pelo satélite, 
volume, massa e, acima de tudo, pelo tipo de orbita que o satélite vai operar. 
 
 
2.4 SISTEMA ESTRUTURAL DOS SATÉLITES 
 
 
Satélites são construídos e projetados para diversas missões, estes possuem os mais 
diferentes formatos em função das suas particularidades. A estrutura de um satélite é constituída 
de treliças ou hastes muito rígidas, sobre as quais os equipamentos são montados, protegendo os 
mesmos da radiação e mudanças de temperatura significativas, como também servindo de suporte 
(Palerosi, 2009). Carvalho (1999) em sua tese de mestrado descreve o alumínio e suas ligas como 
excelentes materiais aeronáuticos, devido a sua baixa massa específica acompanhada de 
propriedades mecânicas intermediárias. 
Conforme Camargo (2007), o alumínio possui um elevado ponto de ebulição, baixo ponto 
de fusão e uma significativa estabilidade a temperatura, como propriedades, tornando-se viável a 
moldagem e fusão. O autor ainda descreve em sua tese que o alumínio é um material apropriado 
para equipamentos destinados a troca de calor, devido a sua condutividade térmica, inferior 
comparado as de prata, cobre e ouro. Na figura 5 é apresentada a estrutura mecânica de um 
CubeSat 1U em liga de alumínio. 
 
 
Figura 5 - CubeSat 1U e sua estrutura mecânica. 
Fonte: Camargo (2007). 
Segundo a CubeSat Desing Especification (2009), para versões de testes e estudo podem 
ser empregadas às ligas de Alumínio 5052, conforme os engenheiros do setor de manufatura 
reduzindo os custos e validando se a estrutura será capaz de armazenar os elementos que 
compõem um CubeSat. Na figura 6 é apresentado as especificações do CubeSat 1U. 
 
Figura 6 - Especificações do CubeSat 1U. 
Fonte: CubeSat Desing Especification (2009). 
 
 
 
2.5 ÓRBITAS DE OPERAÇÃO DOS SATÉLITES 
 
 
Morales (2014) define que os satélites que orbitam a terra operam dentro de quatro 
órbitas, as quais são denominadas na Tabela 2. 
Nomenclatura Altitude de operação 
Órbita Terrestre Baixa – Low Earth Orbit (LEO): Até 2.000 km de altitude 
Órbita Terrestre Média – Medium Earth Orbit (MEO): 2.000 km até 36.000 km de altitude 
Órbita Terrestre Geoestacionária – Geoestationary Earth Orbit (GEO): Aproximadamente 36.000 km de altitude 
Órbita Terrestre Alta – High Earth Orbit (HEO): Superior a 36.000 km de altitude 
Tabela 2 - Denominação das órbitas terrestres. 
Fonte: Autoria Própria, 2019. 
A determinação de órbita de um satélite artificial baseia-se em estimar a posição e a 
velocidade do satélite em um dado instante, com certa precisão, em relação a um referencial 
(Morales, 2014). A Figura 7 ilustra as órbitas de operação dos satélites. 
 
Figura 7 - Exemplo de órbitas de operação de sátelites. 
Fonte: Morales (2014). 
 
 
3 METODOLOGIA 
 
 
Tomando como modelo o método de Montagem, Integração e Teste (MIT) de um satélite 
artificial, desenvolvido pelo laboratório de integração e testes do Instituto Nacional de Pesquisas 
 
Espaciais (INPE), o qual corresponde a um conjunto de procedimentos e execução de uma 
sequencia de eventos logicamente inter-relacionados, com o objetivo de obter um alto grau de 
confiança no funcionamento do satélite, ou seja, garantir que todos os parâmetros de projeto e de 
desempenho especificados serão alcançados. 
Dessa forma, a metodologia foi dividida em três etapas, sendo elas: Análise dos sistemas 
de suprimento de energia (células fotovoltaicas e baterias), Dimensionamento do sistema de 
comunicação (PCI e hardwares dedicados) e por fim, o sistema estrutural do satélite. 
Ainda de acordo com o laboratório de integração e testes do Instituto Nacional de 
Pesquisas Espaciais (INPE), em MIT, o termo teste está relacionado a toda a sequência de ensaios 
realizados como intuito de verificar se os requisitos de projeto são satisfeitos. Nesta etapa são 
definidos dois planos para realização de testes no primeiro plano está o provedor de alimentação 
aos subsistemas do CubeSat. No segundo plano encontra-se o elemento que realizará o 
armazenamento da energia gerada, concluindo então toda a análise dos sistemas de suprimento de 
energia. 
Assim sendo, o primeiro passo é a definição da célula solar a ser utilizada, quantidade e 
sua tipologia de conexão (série ou paralelo). Em seguida é definido a bateria cujo critério mínimo 
é sua capacidade de armazenamento superior a capacidade de produção de energia do CubeSat. 
O termo integração compreende a interligação e verificação funcional entre as unidades, 
que formam um subsistema, e entre os subsistemas, que compõe o sistema satélite, obtendo 
assim, um conjunto harmonioso que cumpra os requisitos de projeto. Nesta etapa o sistema de 
comunicação do CubeSat foi projetado empregando uma placa de prototipagem (Arduino Uno), 
composto por um microcontrolador Atmega328 Dip, que no sistema é responsável pela 
criptografia do sinal e pela sintonia fina entre os receptores e transmissores. 
A estrutura do CubeSat foi projetada empregando o software SolidWorks®, sendo ele um 
CAD (computer-aided design), utilizado no desenvolvimento de projetos com objetivo de validar 
conceitos e otimizar o processo de produção, diminuir custos e tempo de fabricação. 
Primeiramente foi desenvolvido as peças constituintes da estrutura do CubeSat, 
apresentado na Figura 12. Posteriormente desenvolvendo toda a montagem da estrutura mecânica 
do CubeSat. 
 
 
 
Figura 8 – Área de trabalho no SolidWorks® da estrutura lateral do CubeSat. 
Fonte: Autoria própria, 2019. 
A estrutura completa é originada a partir da ferramenta de posicionamento, criando 
correlações entre as peças com o objetivo de gerar a estrutura final. A figura 13 ilustra a estrutura 
completa do CubeSat após a sua montagem. 
 
Figura 9 – Área de trabalho do SolidWorks® da Estrutura completa do CubeSat. 
Fonte: Autoria própria, 2019. 
 
Em cada órbita o satélite passara por regiões de exposição ao sol, penumbra (região de 
transição entre o sol e a sombra) e umbra (sombra da terra), ocasionando a variação de 
temperatura ao longo da estrutura. Dessa forma, será realizada uma simulação da transferência de 
calor por condução (regime permanente) na estrutura para uma região de transição assumindo que 
a parte superior (peça superior) estará a 70 ºC e a parte inferior (peça inferior) a -40 ºC. 
 
 
4 EXPERIMENTOS E RESULTADOS 
 
 
4.1 SISTEMA DE SUPRIMENTO DE ENERGIA 
 
 
Conforme descrito na metodologia as células solares devem possuir especificações para 
operação espacial. Dentro deste contexto a célula fotovoltaica escolhida para o sistema de 
suprimento de energia do CubeSat foi uma célula com boa eficiência (17%), tamanho adequado 
(área de 15,9 cm²), de modo a melhor atender as necessidades dos subsistemas do CubeSat. Os 
dados da célula podem ser vistos na Tabela 3, enquanto que na tabela 4 são evidenciados os 
dados da área de ocupação das células fotovoltaicas. 
 
Dados de placa 
Pico de tensão: 5 V 
Pico de corrente: 40 mA 
Dimensões: 53x30 mm 
Tabela 3 – Dados de placa da célula fotovoltaica. 
Fonte: Autoria própria, 2019. 
Na figura 14, é ilustrado a distribuição das células solares desenvolvido no SolidWorks® 
para o projeto CubeSat. 
 
Painéis 
Células por 
painel 
Nº total de 
células 
Área de cada 
célula (m²) 
Área total das 
células (m²) 
5 2 10 0,00159 0,0159 
 
Tabela 4 – Dados da área de ocupação das células fotovoltaicas. 
Fonte: Autoria própria, 2019. 
 
 
Figura 10 – Distribuição dos painéis solares na estrutura do CubeSat. 
Fonte: Autoria própria, 2019. 
 
 
4.1.1 ESPECIFICAÇÃO DA BATÉRIA DO CUBESAT 
 
 
Tendo como base a potencia máxima que pode ser gerada pelo CubeSat é possível 
especificar a bateria que constituirá o sistema de suprimento de energia. Como a potência 
máxima gerada pelos painéis solares é aproximadamente 2W e a geração de energia deve ser 
armazenada nas baterias, para só então ser distribuída para os subsistemas, a bateria não poderá 
armazenar uma potência inferior a geração, garantindo a segurança do subsistema gerador. Dessa 
forma foi feita a opção por uma bateria de Íon de Lítio representada na Figura 15, apresentando 
uma configuração de conexões em série e adicionando um regulador de tensão em sua saída para 
os subsistemas do CubeSat, com seus dados técnicos na Tabela 5. 
 
Figura 11 - Bateria Recarregável Lítio 9800mah 3.7v 
Fonte: Autoria própria, 2019. 
 
Informações Técnicas 
Bateria modelo: 18650 
Tensão: 3,7 V 
Capacidade: 4200 mAh 
Sistema de segurança: Não possui chip 
Ponto de proteção de sobrecarga: 4,2 V 
Ponto de proteção de descarga: 2,7 V 
Dimensões: 180 mm x 66 mm 
Peso: 26 g 
Tabela 5 – Informações técnicas da bateria de Íon de Lítio. 
Fonte: Autoria própria, 2019. 
 
 
4.2 SISTEMA DE COMUNICAÇÃO 
 
 
Os componentes eletrônicos responsáveis pela transmissão e coleta de informações é o 
módulo RF 433mhz, composto por um transmissor (MX-FS-03V) e um receptor (MX-05V), 
representado pela Figura 16. 
 
Figura 12 – Modulo RF 433 mhz. 
Fonte: EverPi (http://blog.everpi.net). 
Para uma maior segurança de comunicação foi utilizado o microcontrolador Atmega328 
Dip, responsável pela codificação e decodificação dos sinais. 
As configurações nos arduinos devem ser idênticas, caso contrário, a comunicação não 
funcionará. Estes microcontroladores servem para "criptografar" o sinal, a fim de evitar que 
 
outros transmissores interfiram ou atuem no circuito. Os componentes eletrônicos utilizados 
podem ser observados na Tabela 6. 
Quantidade Componente 
2 Modulo RF de 433Mhz (Emissor/Receptor) 
3 Arduinos UNO 
Tabela 6 – Lista de componentes necessários para o sistema de comunicação. 
Fonte: Autoria própria. 
 
 
4.3 SISTEMA ESTRUTURAL DO CUBESAT 
 
 
O sistema estrutural do CubeSat teve sua realização através do processo de manufatura 
aditiva, também conhecida como impressão 3D, a qual configura-se como a confecção de objetos 
de geometria complexa a partir de uma modelagem realizada no computador. Para este tipo de 
manufatura foi feita a opção por um filamento de plástico, o acrilonitrila butadieno estireno 
(ABS), no qual o fato de ser mais resistente do que o ácido polilático (PLA) significa que as 
peças terão uma vida útil maior, além de sua maior resistência à temperatura, evitando dessa 
forma preocupações futuras. 
Depois de configuradas todas as informações de exposição ao sol da estrutura 
apresentadas anteriormente, é obtido como resultado o estudo térmico da temperatura para as 
condições especificas de uma região de transição, conforme apresentado na Figura 17. 
 
Figura 13 – Estudo térmico da modelagem estrutural do CubeSat. 
Fonte: Autoria própria, 2019. 
 
Observa-se na Figura 17 a distribuição de temperatura em regime permanente, ou seja, 
não variando no tempo, possuindo uma temperatura média em torno de 15ºC no centro da 
estrutura onde a condutividade térmica do alumínio 5052-H38 (137 W/(m^2.K)) e as condições 
iniciais de temperatura (70ºC e -40ºC) são responsáveis pelo fenômeno de condução. 
 
 
5 DISCUSSÕES E CONCLUSÕES 
 
 
O presente trabalho teve como objetivo realizar o desenvolvimento conceitual e prático do 
sistema de suprimento de energia, sistema de comunicação através do sinal de Rádio frequência e 
do sistema estrutural do CubeSat, analisando e especificando os equipamentos e materiais 
necessários para seu dimensionamento e construção. 
O sistema de suprimento de energia constituído pelas células solares e bateria foi 
dimensionado para que o mesmo possa gerar uma máxima energia possível. Os elementos 
descritos anteriormente desempenharão a função de conversão e armazenamento de energia, 
concluindo assim o sistemade suprimento de energia do CubeSat projetado para operar na região 
da baixa órbita terrestre conforme descrito nos resultados. 
O sistema estrutural desenvolvido na plataforma do SolidWorks® supre as necessidades 
do projeto em sua primeira versão, possuindo um material adequado e uma composição simples 
de fácil montagem e desmontagem, conforme o esperado. Em sua análise de elementos finitos 
realizada através da Toobox simulation do SolidWorks®, empregando como material uma liga de 
alumínio 5052-H38, foi obtido como resultado uma distribuição de temperatura em regime 
permanente, onde as condições iniciais de temperatura (70ºC e -40ºC) são responsáveis pelo 
fenômeno de condução. 
O sistema de comunicação apresentou algumas perdas de sinal durante sua fase de teste 
utilizando apenas os módulos RF 433Mhz, entretanto, facilmente corrigido ao empregar uma 
placa de prototipagem (Arduino Uno), composto por um microcontrolador Atmega328 Dip, 
responsável pela criptografia do sinal e pela sintonia fina entre os receptores e transmissores, 
dessa forma, alcançando uma comunicação assertiva e de longo alcance. 
Em suma os resultados apresentados neste trabalho condizem com os objetivos 
pretendidos, possibilitando a aplicação de diversos conhecimentos adquiridos durante a 
 
graduação e proporcionando a participação em todas as etapas que compreendem um projeto, 
desde a concepção inicial até o desenvolvimento e construção dos sistemas que compreendem o 
CubeSat. 
O atual estudo serviu como uma ferramenta de aprendizado eficaz, uma vez que existe a 
necessidade da construção de um equipamento para a transmissão de dados de informações e 
comandos do espaço a outros dispositivos. 
Como objetivo futuro para este trabalho, busca-se um maior detalhamento de projeto e 
especificações para a submissão do mesmo a competição CubeDesign, realizada pelo grupo de 
capacitação tecnológica em Engenharia Espacial (CTEE), do curso de pós-graduação em 
engenharia e tecnologia espaciais do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE). 
 
 
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