T-REX: Bare electro-dynamic tape-tether technology experimetn on sounding rocket S520

The project to verify the performance of space tether technology was successfully demonstrated by the launch of the sounding rocket S520 the 25tu. The project is the space demonstration of science and engineering technologies of a bare tape electrodynamic tether (EDT) in the international campaign between Japan, USA, Europe and Australia. Method of "Inverse ORIGAMI (Tape tether folding)" was employed in order to deploy the bare tape EDT in a short period time of the suborbital flight. The deployment of tape tether was tested in a various experimental schemes on ground to show high reliability of tape tether deployment. The rocket was launched on the summer of 2010 and deployed a bare electro-dynamic tape tether with length 132.6 m, which is the world record of the length deployment of tape tether. The verification of tether technology has found a variety kind of science and technology results as the first in the humankind and will lead a large number of applications of space tether technologies

Tape-tether design for de-orbiting from given altitude and inclination

The product of the tether-to-satellite mass ratio and the probability of tether cuts by small debris must be small to make electrodynamic bare tethers a competitive and useful de-orbiting technology. In the case of a circular orbit and assuming a model for the debris population, the product can be written as a function that just depends on the initial orbit parameters (altitude and inclination) and the tether geometry. This formula, which does not contain the time explicitly and ignores the details of the tether dynamics during the de-orbiting, is used to find design rules for the tape dimensions and the orbit parameter ranges where tethers dominate other de-orbiting technologies like rockets, electrical propulsion, and sails.

Survival probability of round and tape tethers against debris impact

The current space environment, consisting of manmade debris and micrometeoroids, poses a risk to safe operations in space, and the situation is continuously deteriorating due to in-orbit debris collisions and to new satellite launches. Bare electrodynamic tethers can provide an efficient mechanism for rapid deorbiting of satellites from low Earth orbit at end of life. Because of its particular geometry (length very much larger than cross-sectional dimensions), a tether may have a relatively high risk of being severed by the single impact of small debris. The rates of fatal impact of orbital debris on round and tape tethers of equal length and mass, evaluated with an analytical approximation to debris flux modeled by NASA’s ORDEM2000, shows much higher survival probability for tapes. A comparative numerical analysis using debris flux model ORDEM2000 and ESA’s MASTER2005 validates the analytical result and shows that, for a given time in orbit, a tape has a probability of survival of about one and a half orders of magnitude higher than a round tether of equal mass and length. Because deorbiting from a given altitude is much faster for the tape due to its larger perimeter, its probability of survival in a practical sense is quite high.

Analysis of tape tether survival in LEO against orbital debris

The low earth orbit (LEO) environment contains a large number of artificial debris, of which a significant portion is due to dead satellites and fragments of satellites resulted from explosions and in-orbit collisions. Deorbiting defunct satellites at the end of their life can be achieved by a successful operation of an Electrodynamic Tether (EDT) system. The effectiveness of an EDT greatly depends on the survivability of the tether, which can become debris itself if cut by debris particles; a tether can be completely cut by debris having some minimal diameter. The objective of this paper is to develop an accurate model using power laws for debris-size ranges, in both ORDEM2000 and MASTER2009 debris flux models, to calculate tape tether survivability. The analytical model, which depends on tape dimensions (width, thickness) and orbital parameters (inclinations, altitudes) is then verified with fully numerical results to compare for different orbit inclinations, altitudes and tape width for both ORDEM2000 and MASTER2009 flux data.

Survivability analysis of tape-tether against multiple impact with tiny debris

We show that for a tether at 800 km altitude, which is 5 km long, 2 cm wide and 0.05 mm thick, the risk of substantial damage during a 3 month period due to multiple impacts with debris or micrometeoroids is low, of about 1.4%. By substantial damage we mean that if the tape is divided in 2 cm2 cm squares, then in some square the damaged area by bombardment with debris or micrometeoroids exceeds 11% of the area of the square. Furthermore, we show that the danger posed by the micrometeoroids is negligible compared to the risk posed by the debris.

Space demostration of bare electrodynamic tape-tether technology on the sounding rocket S520-25

A spaceflight validation of bare electro dynamic tape tether technology was conducted. A S520-25 sounding rocket was launched successfully at 05:00am on 31 August 2010 and successfully deployed 132.6m of tape tether over 120 seconds in a ballistic flight. The electrodynamic performance of the bare tape tether employed as an atmospheric probe was measured. Flight results are introduced through the present progressive report of the demonstration and the results of flight experiment are examined as the premier report of the international cooperation between Japan, Europe, USA and Australia. Future plans for maturing space tether technology, which will play an important role for future space activities, are also discussed.

Bare-tape scaling laws for de-orbit missions in a space debris environment

El entorno espacial actual hay un gran numero de micro-meteoritos y basura espacial generada por el hombre, lo cual plantea un riesgo para la seguridad de las operaciones en el espacio. La situación se agrava continuamente a causa de las colisiones de basura espacial en órbita, y los nuevos lanzamientos de satélites. Una parte significativa de esta basura son satélites muertos, y fragmentos de satélites resultantes de explosiones y colisiones de objetos en órbita. La mitigación de este problema se ha convertido en un tema de preocupación prioritario para todas las instituciones que participan en operaciones espaciales. Entre las soluciones existentes, las amarras electrodinámicas (EDT) proporcionan un eficiente dispositivo para el rápido de-orbitado de los satélites en órbita terrestre baja (LEO), al final de su vida útil. El campo de investigación de las amarras electrodinámicas (EDT) ha sido muy fructífero desde los años 70. Gracias a estudios teóricos, y a misiones para la demostración del funcionamiento de las amarras en órbita, esta tecnología se ha desarrollado muy rápidamente en las últimas décadas. Durante este período de investigación, se han identificado y superado múltiples problemas técnicos de diversa índole. Gran parte del funcionamiento básico del sistema EDT depende de su capacidad de supervivencia ante los micro-meteoritos y la basura espacial. Una amarra puede ser cortada completamente por una partícula cuando ésta tiene un diámetro mínimo. En caso de corte debido al impacto de partículas, una amarra en sí misma, podría ser un riesgo para otros satélites en funcionamiento. Por desgracia, tras varias demostraciones en órbita, no se ha podido concluir que este problema sea importante para el funcionamiento del sistema. En esta tesis, se presenta un análisis teórico de la capacidad de supervivencia de las amarras en el espacio. Este estudio demuestra las ventajas de las amarras de sección rectangular (cinta), en cuanto a la probabilidad de supervivencia durante la misión, frente a las amarras convencionales (cables de sección circular). Debido a su particular geometría (longitud mucho mayor que la sección transversal), una amarra puede tener un riesgo relativamente alto de ser cortado por un único impacto con una partícula de pequeñas dimensiones. Un cálculo analítico de la tasa de impactos fatales para una amarra cilindrica y de tipo cinta de igual longitud y masa, considerando el flujo de partículas de basura espacial del modelo ORDEM2000 de la NASA, muestra mayor probabilidad de supervivencia para las cintas. Dicho análisis ha sido comparado con un cálculo numérico empleando los modelos de flujo el ORDEM2000 y el MASTER2005 de ESA. Además se muestra que, para igual tiempo en órbita, una cinta tiene una probabilidad de supervivencia un orden y medio de magnitud mayor que una amarra cilindrica con igual masa y longitud. Por otra parte, de-orbitar una cinta desde una cierta altitud, es mucho más rápido, debido a su mayor perímetro que le permite capturar más corriente. Este es un factor adicional que incrementa la probabilidad de supervivencia de la cinta, al estar menos tiempo expuesta a los posibles impactos de basura espacial. Por este motivo, se puede afirmar finalmente y en sentido práctico, que la capacidad de supervivencia de la cinta es bastante alta, en comparación con la de la amarra cilindrica. El segundo objetivo de este trabajo, consiste en la elaboración de un modelo analítico, mejorando la aproximación del flujo de ORDEM2000 y MASTER2009, que permite calcular con precisión, la tasa de impacto fatal al año para una cinta en un rango de altitudes e inclinaciones, en lugar de unas condiciones particulares. Se obtiene el numero de corte por un cierto tiempo en función de la geometría de la cinta y propiedades de la órbita. Para las mismas condiciones, el modelo analítico, se compara con los resultados obtenidos del análisis numérico. Este modelo escalable ha sido esencial para la optimización del diseño de la amarra para las misiones de de-orbitado de los satélites, variando la masa del satélite y la altitud inicial de la órbita. El modelo de supervivencia se ha utilizado para construir una función objetivo con el fin de optimizar el diseño de amarras. La función objectivo es el producto del cociente entre la masa de la amarra y la del satélite y el numero de corte por un cierto tiempo. Combinando el modelo de supervivencia con una ecuación dinámica de la amarra donde aparece la fuerza de Lorentz, se elimina el tiempo y se escribe la función objetivo como función de la geometría de la cinta y las propietades de la órbita. Este modelo de optimización, condujo al desarrollo de un software, que esta en proceso de registro por parte de la UPM. La etapa final de este estudio, consiste en la estimación del número de impactos fatales, en una cinta, utilizando por primera vez una ecuación de límite balístico experimental. Esta ecuación ha sido desarollada para cintas, y permite representar los efectos tanto de la velocidad de impacto como el ángulo de impacto. Los resultados obtenidos demuestran que la cinta es altamente resistente a los impactos de basura espacial, y para una cinta con una sección transversal definida, el número de impactos críticos debidos a partículas no rastreables es significativamente menor. ABSTRACT The current space environment, consisting of man-made debris and tiny meteoroids, poses a risk to safe operations in space, and the situation is continuously deteriorating due to in-orbit debris collisions and to new satellite launches. Among these debris a significant portion is due to dead satellites and fragments of satellites resulted from explosions and in-orbit collisions. Mitigation of space debris has become an issue of first concern for all the institutions involved in space operations. Bare electrodynamic tethers (EDT) can provide an efficient mechanism for rapid de-orbiting of defunct satellites from low Earth orbit (LEO) at end of life. The research on EDT has been a fruitful field since the 70’s. Thanks to both theoretical studies and in orbit demonstration missions, this technology has been developed very fast in the following decades. During this period, several technical issues were identified and overcome. The core functionality of EDT system greatly depends on their survivability to the micrometeoroids and orbital debris, and a tether can become itself a kind of debris for other operating satellites in case of cutoff due to particle impact; however, this very issue is still inconclusive and conflicting after having a number of space demonstrations. A tether can be completely cut by debris having some minimal diameter. This thesis presents a theoretical analysis of the survivability of tethers in space. The study demonstrates the advantages of tape tethers over conventional round wires particularly on the survivability during the mission. Because of its particular geometry (length very much larger than cross-sectional dimensions), a tether may have a relatively high risk of being severed by the single impact of small debris. As a first approach to the problem, survival probability has been compared for a round and a tape tether of equal mass and length. The rates of fatal impact of orbital debris on round and tape tether, evaluated with an analytical approximation to debris flux modeled by NASA’s ORDEM2000, shows much higher survival probability for tapes. A comparative numerical analysis using debris flux model ORDEM2000 and ESA’s MASTER2005 shows good agreement with the analytical result. It also shows that, for a given time in orbit, a tape has a probability of survival of about one and a half orders of magnitude higher than a round tether of equal mass and length. Because de-orbiting from a given altitude is much faster for the tape due to its larger perimeter, its probability of survival in a practical sense is quite high. As the next step, an analytical model derived in this work allows to calculate accurately the fatal impact rate per year for a tape tether. The model uses power laws for debris-size ranges, in both ORDEM2000 and MASTER2009 debris flux models, to calculate tape tether survivability at different LEO altitudes. The analytical model, which depends on tape dimensions (width, thickness) and orbital parameters (inclinations, altitudes) is then compared with fully numerical results for different orbit inclinations, altitudes and tape width for both ORDEM2000 and MASTER2009 flux data. This scalable model not only estimates the fatal impact count but has proved essential in optimizing tether design for satellite de-orbit missions varying satellite mass and initial orbital altitude and inclination. Within the frame of this dissertation, a simple analysis has been finally presented, showing the scalable property of tape tether, thanks to the survivability model developed, that allows analyze and compare de-orbit performance for a large range of satellite mass and orbit properties. The work explicitly shows the product of tether-to-satellite mass-ratio and fatal impact count as a function of tether geometry and orbital parameters. Combining the tether dynamic equation involving Lorentz drag with space debris impact survivability model, eliminates time from the expression. Hence the product, is independent of tether de-orbit history and just depends on mission constraints and tether length, width and thickness. This optimization model finally led to the development of a friendly software tool named BETsMA, currently in process of registration by UPM. For the final step, an estimation of fatal impact rate on a tape tether has been done, using for the first time an experimental ballistic limit equation that was derived for tapes and accounts for the effects of both the impact velocity and impact angle. It is shown that tape tethers are highly resistant to space debris impacts and considering a tape tether with a defined cross section, the number of critical events due to impact with non-trackable debris is always significantly low.

Optimum sizing of bare-tape tethers for de-orbiting satellites at end of mission

De-orbiting satellites at end of mission would prevent generation of new space debris. A proposed de-orbit technology involves a bare conductive tape-tether, which uses neither propellant nor power supply while generating power for on-board use during de-orbiting. The present work shows how to select tape dimensions for a generic mission so as to satisfy requirements of very small tether-to-satellite mass ratio mt/MS and probability Nf of tether cut by small debris, while keeping de-orbit time tf short and product tf ×× tether length low to reduce maneuvers in avoiding collisions with large debris. Design is here discussed for particular missions (initial orbit of 720 km altitude and 63° and 92° inclinations, and 3 disparate MS values, 37.5, 375, and 3750 kg), proving it scalable. At mid-inclination and a mass-ratio of a few percent, de-orbit time takes about 2 weeks and Nf is a small fraction of 1%, with tape dimensions ranging from 1 to 6 cm, 10 to 54 μμm, and 2.8 to 8.6 km. Performance drop from middle to high inclination proved moderate: if allowing for twice as large mt/MS, increases are reduced to a factor of 4 in tf and a slight one in Nf, except for multi-ton satellites, somewhat more requiring because efficient orbital-motion-limited electron collection restricts tape-width values, resulting in tape length (slightly) increasing too.

Artificial auroral effects from a bare conducting tether

An electrically floating metallic bare tether in a low Earth orbit would be highly negative with respect to the ambient plasma over most of its length, and would be bombarded by ambient ions.This would liberates secondary electrons which after acceleration through the same voltage, would form a magnetically guided two-sided planar e beam,and result in auroral effects(ionization and light emission)upon impacto on the atmospheric E layer, at about 120-140 km altitude.This papere examines in a preliminary way the feasibility of using this effecet as an uppeart atmospheric probe. Ionization rate can reach up to 10 3 cm 3 S -1 if a tape, instead of a wire, is used as tether. Contrary to standard e beams,the beam from the tether is free of spacecrafct charging and plasma interaction problems and its energy flux varies across the crosss ection,w hich is quite large;this would make possible continuous observation from the satellite, with high resolution both spectral and vertical, of the induced optical emissions. Ground observation might be possible at latitudes around 40ø , for night, magnetically quiet conditions.

The orbital-motion-limited regime of cylindrical Langmuir probes

An asymptotic analysis of electron collection at high bias Fp serves to determine the domain of validity of the orbital-motion-limited regime of cylindrical Langmuir probes, which is basic for the workings of conductive bare tethers. The radius of a wire collecting OML current in an unmagnetized plasma at rest cannot exceed a value, Rmax , which is found to exhibit a minimum as a function of Fp ; atFp values of interest, Rmax is already increasing and is larger than the electron Debye length lDe . The breakdown of the regime relates to conditions far fromthe probe, at electron energies comparable to the ion thermal energy, kTi ; Rmax is found to increase with Ti . It is also found that ~1! the maximumwidth of a thin tape, if used instead of a wire, is 4Rmax ; ~2! the electron thermal gyroradius must be larger than both R and lDe for magnetic effects to be negligible; and ~3! conditions applying to the tether case are such that trapped-orbit effects are negligible.

Spherical collectors versus bare tethers for drag, thrust, and power generation

Deorbit, power generation, and thrusting performances of a bare thin-tape tether and an insulated tether with a spherical electron collector are compared for typical conditions in low-Earth orbit and common values of length L = 4−20 km and cross-sectional area of the tether A = 1−5 mm2. The relative performance of moderately large spheres, as compared with bare tapes, improves but still lags as one moves from deorbiting to power generation and to thrusting: Maximum drag in deorbiting requires maximum current and, thus, fully reflects on anodic collection capability, whereas extracting power at a load or using a supply to push current against the motional field requires reduced currents. The relative performance also improves as one moves to smaller A, which makes the sphere approach the limiting short-circuit current, and at greater L, with the higher bias only affecting moderately the already large bare-tape current. For a 4-m-diameter sphere, relative performances range from 0.09 sphere-to-bare tether drag ratio for L = 4 km and A = 5 mm2 to 0.82 thrust–efficiency ratio for L = 20 km and A = 1 mm2. Extremely large spheres collecting the short-circuit current at zero bias at daytime (diameters being about 14 m for A = 1 mm2 and 31 m for A = 5 mm2) barely outperform the bare tape for L = 4 km and are still outperformed by the bare tape for L = 20 km in both deorbiting and power generation; these large spheres perform like the bare tape in thrusting. In no case was sphere or sphere-related hardware taken into account in evaluating system mass, which would have reduced the sphere performances even further.

Electrodynamic Tether at Jupiter I: Capture operation and constraints

Tethered spacecraft missions to the Jovian system suit the use of electrodynamic tethers because: 1) magnetic stresses are 100 times greater than at the Earth; 2) the stationary orbit is one-third the relative distance for Earth; and 3) moon Io is a nearby giant plasma source. The (bare) tether is a reinforced aluminum foil with tens of kilometer length L and a fraction of millimeter thickness h, which collects electrons as an efficient Langmuir probe and can tap Jupiter’s rotational energy for both propulsion and power. In this paper, the critical capture operation is explicitly formulated in terms of orbit geometry and established magnetic and thermal plasma models. The design parameters L and h and capture perijove radius rp face opposite criteria independent of tape width. Efficient capture requires a low rp and a high L 3/2/h ratio. However, combined bounds on tether bowing and tether tensile stress, arising from a spin made necessary by the low Jovian gravity gradient, require a high rp and a low L 5/2/h ratio. Bounds on tether temperature again require a high rp and a low L 3/8/(tether emissivity)1/4 ratio. Optimal design values are discussed.

Interfaz gráfica y fase de pruebas de software de vídeo forense (Sistema de codificación DV)

El presente proyecto fin de carrera, realizado por el ingeniero técnico en telecomunicaciones Pedro M. Matamala Lucas, es la fase final de desarrollo de un proyecto de mayor magnitud correspondiente al software de vídeo forense SAVID. El propósito del proyecto en su totalidad es la creación de una herramienta informática capacitada para realizar el análisis de ficheros de vídeo, codificados y comprimidos por el sistema DV –Digital Video-. El objetivo del análisis, es aportar información acerca de si la cinta magnética presenta indicios de haber sido manipulada con una edición posterior a su grabación original, además, de mostrar al usuario otros datos de interés como las especificaciones técnicas de la señal de vídeo y audio. Por lo tanto, se facilitará al usuario, analista de vídeo forense, información que le ayude a valorar la originalidad del contenido del soporte que es sujeto del análisis. El objetivo específico de esta fase final, es la creación de la interfaz de usuario del software, que informa tanto del código binario de los sectores significativos, como de su interpretación tras el análisis. También permitirá al usuario el reporte de los resultados, además de otras funcionalidades que le permitan la navegación por los sectores del código que han sido modificados como efecto colateral de la edición de la cinta magnética original. Otro objetivo importante del proyecto ha sido la investigación de metodologías y técnicas de desarrollo de software para su posterior implementación, buscando con esto, una mayor eficiencia en la gestión del tiempo y una mayor calidad de software con el fin de garantizar su evolución y sostenibilidad en el futuro. Se ha hecho hincapié en las metodologías ágiles que han ido ganando relevancia en el sector de las tecnologías de la información en las últimas décadas, sustituyendo a metodologías clásicas como el desarrollo en cascada. Su flexibilidad durante el ciclo de vida del software, permite obtener mejores resultados cuando las especificaciones no están del todo definidas, ajustándose de este modo a las condiciones del proyecto. Resumiendo las especificaciones técnicas del software, C++ es el lenguaje de programación orientado a objetos con el que se ha desarrollado, utilizándose la tecnología MFC -Microsoft Foundation Classes- para la implementación. Es un proyecto MFC de tipo cuadro de dialogo,creado, compilado y publicado, con la herramienta de desarrollo integrado Microsoft Visual Studio 2010. La arquitectura con la que se ha estructurado es la arquetípica de tres capas, compuesta por la interfaz de usuario, capa de negocio y capa de acceso a datos. Se ha visto necesario configurar el proyecto con compatibilidad con CLR –Common Languages Runtime- para poder implementar la funcionalidad de creación de reportes. Acompañando a la aplicación informática, se presenta la memoria del proyecto y sus anexos correspondientes a los documentos EDRF –Especificaciones Detalladas de Requisitos funcionales-, EIU –Especificaciones de Interfaz de Usuario , DT -Diseño Técnico- y Guía de Usuario. SUMMARY. This dissertation, carried out by the telecommunications engineer Pedro M. Matamala Lucas, is in its final stage and is part of a larger project for the software of forensic video called SAVID. The purpose of the entire project is the creation of a software tool capable of analyzing video files that are coded and compressed by the DV -Digital Video- System. The objective of the analysis is to provide information on whether the magnetic tape shows signs of having been tampered with after the editing of the original recording, and also to show the user other relevant data and technical specifications of the video signal and audio. Therefore the user, forensic video analyst, will have information to help assess the originality of the content of the media that is subject to analysis. The specific objective of this final phase is the creation of the user interface of the software that provides information about the binary code of the significant sectors and also its interpretation after analysis. It will also allow the user to report the results, and other features that will allow browsing through the sections of the code that have been modified as a secondary effect of the original magnetic tape being tampered. Another important objective of the project is the investigation of methodologies and software development techniques to be used in deployment, with the aim of greater efficiency in time management and enhanced software quality in order to ensure its development and maintenance in the future. Agile methodologies, which have become important in the field of information technology in recent decades, have been used during the execution of the project, replacing classical methodologies such as Waterfall Development. The flexibility, as the result of using by agile methodologies, during the software life cycle, produces better results when the specifications are not fully defined, thus conforming to the initial conditions of the project. Summarizing the software technical specifications, C + + the programming language – which is object oriented and has been developed using technology MFC- Microsoft Foundation Classes for implementation. It is a project type dialog box, created, compiled and released with the integrated development tool Microsoft Visual Studio 2010. The architecture is structured in three layers: the user interface, business layer and data access layer. It has been necessary to configure the project with the support CLR -Common Languages Runtime – in order to implement the reporting functionality. The software application is submitted with the project report and its annexes to the following documents: Functional Requirements Specifications - Detailed User Interface Specifications, Technical Design and User Guide.

Floating bare tether as upper atmosphere probe

Use of a conductive bare tape electrically floating in low Earth orbit as an effective electron beam source to produce artificial auroral effects, free of problems that mard tandard beams, is considered. Ambient ions impacting the tape with keV energies over most of its length liberate secondary electrons that race down the magnetic field, excite neutrals in the E layer, and result in auroral emissions. The tether would operate with both a power supply and a plasma contactor off at nighttime; power and contactor would be on at daytime for reboost. Tomographic analysis of auroral emissions from the footprint of the beam, as observed from the spacecraft, can provide density profiles of dominant neutral species in the E layer. A characteristic tether system, at altitude 300 km and moderate orbital inclination, would involve an aluminum tape with a length of 20 km, a width of 15 mm, and a thickness of 0.2 mm for a full-system mass around 1200 kg, with two thirds going into the power subsystem.

Electrodynamic Tethers For Planetary And De-orbiting Missions

Nuevas aplicaciones tecnológicas y científicas mediante amarras electrodinámicas son analizadas para misiones planetarias. i) Primero, se considera un conjunto de amarras cilíndricas en paralelo (veleros electrosolares) para una misión interplanetaria. Los iones provenientes del viento solar son repelidos por el alto potencial de dichas amarras generando empuje sobre el velero. Para conocer el intercambio de momento que provocan los iones sobre las amarras se ha considerado un modelo de potencial estacionario. Se ha analizado la transferencia orbital de la Tierra a Júpiter siguiendo un método de optimización de trayectoria indirecto. ii) Una vez que el velero se encuentra cerca de Júpiter, se ha considerado el despliegue de una amarra para diferentes objetivos científicos. iia) Una amarra podría ser utilizada para diagnóstico de plasmas, al ser una fuente efectiva de ondas, y también como un generador de auroras artificiales. Una amarra conductora que orbite en la magnetosfera jovial es capaz de producir ondas. Se han analizado las diferentes ondas radiadas por un conductor por el que circula una corriente constante que sigue una órbita polar de alta excentricidad y bajo apoápside, como ocurre en la misión Juno de la NASA. iib) Además, se ha estudiado una misión tentativa que sigue una órbita ecuatorial (LJO) por debajo de los intensos cinturones de radiación. Ambas misiones requiren potencia eléctrica para los sistemas de comunicación e instrumentos científicos. Las amarras pueden generar potencia de manera más eficiente que otros sistemas que utlizan paneles solares o sistemas de potencia de radioisótopos (RPS). La impedancia de radiación es necesaria para determinar la corriente que circula por todo el circuito de la amarra. En un modelo de plasma frío, la radiación ocurre principalmente en los modos de Alfven y magnetosónica rápida, mostrando un elevado índice de refracción. Se ha estudiado la impedancia de radiación en amarras con recubrimiento aislante para los dos modos de radiación y cada una de las misiones. A diferencia del caso ionosférico terrestre, la baja densidad y el intenso campo magnético que aparecen en el entorno de Júpiter consiguen que la girofrecuencia de los electrones sea mucho mayor que la frecuencia del plasma; esto hace que el espectro de potencia para cada modo se modifique substancialmente, aumentando la velocidad de Alfven. Se ha estimado también la impedancia de radiación para amarras sin aislante conductor. En la misión LJO, un vehículo espacial bajando lentamente la altitud de su órbita permitiría estudiar la estructura del campo magnético y composición atmosférica para entender la formación, evolución, y estructura de Júpiter. Adicionalmente, si el contactor (cátodo) se apaga, se dice que la amarra flota eléctricamente, permitiendo emisión de haz de electrones que generan auroras. El continuo apagado y encendido produce pulsos de corriente dando lugar a emisiones de señales, que pueden ser utilizadas para diagnóstico del plasma jovial. En Órbita Baja Jovial, los iones que impactan contra una amarra polarizada negativamente producen electrones secundarios, que, viajando helicoidalmente sobre las líneas de campo magnético de Júpiter, son capaces de alcanzar su atmósfera más alta, y, de esta manera, generar auroras. Se han identificado cuáles son las regiones donde la amarra sería más eficiente para producir auroras. iic) Otra aplicación científica sugerida para la misión LJO es la detección de granos cargados que orbitan cerca de Júpiter. Los electrones de alta energía en este ambiente pueden ser modelados por una distribucción no Maxwelliana conocida como distribución kappa. En escenarios con plasmas complejos, donde los campos eléctricos en Júpiter pueden acelerar las cargas hasta velocidades que superen la velocidad térmica, este tipo de distribuciones son muy útiles. En este caso las colas de las distribuciones de electrones siguen una ley de potencias. Se han estudiado las fluctuaciones de granos cargados para funciones de distribución kappa. iii) La tesis concluye con el análisis para deorbitar satélites con amarras electrodinámicas que siguen una Órbita Baja Terrestre (LEO). Una amarra debe presentar una baja probabilidad de corte por pequeño debris y además debe ser suficientemente ligero para que el cociente entre la masa de la amarra y el satélite sea muy pequeño. En este trabajo se estiman las medidas de la longitud, anchura y espesor que debe tener una amarra para minimizar el producto de la probabilidad de corte por el cociente entre las masas de la amarra y el satélite. Se presentan resultados preliminares del diseño de una amarra con forma de cinta para deorbitar satélites relativamente ligeros como Cryosat y pesados como Envisat. Las misiones espaciales a planetas exteriores y en el ámbito terrestre plantean importantes retos científico-tecnológicos que deben ser abordados y solucionados. Por ello, desde el inicio de la era espacial se han diseñando novedosos métodos propulsivos, sistemas de guiado, navegación y control más robustos, y nuevos materiales para mejorar el rendimiento de los vehículos espaciales (SC). En un gran número de misiones interplanetarias y en todas las misiones a planetas exteriores se han empleado sistemas de radioisótopos (RPS) para generar potencia eléctrica en los vehículos espaciales y en los rovers de exploración. Estos sistemas emplean como fuente de energía el escaso y costoso plutonio-238. La NASA, por medio de un informe de la National Academy of Science (5 de Mayo del 2009), expresó una profunda preocupación por la baja cantidad de plutonio almacenado, insuficiente para desarrollar todas las misiones de exploración planetaria planeadas en el futuro [81, 91]. Esta circustancia ha llevado a dicha Agencia tomar la decisión de limitar el uso de estos sistemas RPS en algunas misiones de especial interés científico y una recomendación de alta prioridad para que el Congreso de los EEUU apruebe el reestablecimiento de la producción de plutonio-238, -son necesarios cerca de 5 kg de este material radiactivo al año-, para salvaguardar las misiones que requieran dichos sistemas de potencia a partir del año 2018. Por otro lado, la Agencia estadounidense ha estado considerando el uso de fuentes de energía alternativa; como la fisión nuclear a través del ambicioso proyecto Prometheus, para llevar a cabo una misión de exploración en el sistema jovial (JIMO). Finalmente, dicha misión fue desestimada por su elevado coste. Recientemente se han estado desarrollando sistemas que consigan energía a través de los recursos naturales que nos aporta el Sol, mediante paneles solares -poco eficientes para misiones a planetas alejados de la luz solar-. En este contexto, la misión JUNO del programa Nuevas Fronteras de la NASA, cuyo lanzamiento fue realizado con éxito en Agosto de 2011, va a ser la primera misión equipada con paneles solares que sobrevolará Júpiter en el 2015 siguiendo una órbita polar. Anteriormente se habían empleado los antes mencionados RPS para las misiones Pioneer 10,11, Voyager 1,2, Ulysses, Cassini-Huygens y Galileo (todas sobrevuelos excepto Galileo). Dicha misión seguirá una órbita elíptica de alta excentricidad con un periápside muy cercano a Júpiter, y apoápside lejano, evitando que los intensos cinturones de radiación puedan dañar los instrumentos de navegación y científicos. Un tether o amarra electrodinámica es capaz de operar como sistema propulsivo o generador de potencia, pero también puede ser considerado como solución científicotecnológica en misiones espaciales tanto en LEO (Órbita Baja Terrestre) como en planetas exteriores. Siguiendo una perspectiva histórica, durante las misiones terrestres TSS-1 (1992) y TSS-1R (1996) se emplearon amarras estandard con recubrimiento aislante en toda su longitud, aplicando como terminal anódico pasivo un colector esférico para captar electrones. En una geometría alternativa, propuesta por J. R. Sanmartín et al. (1993) [93], se consideró dejar la amarra sin recubrimiento aislante (“bare tether”), y sin colector anódico esférico, de forma que recogiera electrones a lo largo del segmento que resulta polarizado positivo, como si se tratara de una sonda de Langmuir de gran longitud. A diferencia de la amarra estandard, el “bare tether” es capaz de recoger electrones a lo largo de una superficie grande ya que este segmento es de varios kilómetros de longitud. Como el radio de la amarra es del orden de la longitud de Debye y pequeño comparado con el radio de Larmor de los electrones, permite una recolección eficiente de electrones en el régimen OML (Orbital Motion Limited) de sondas de Langmuir. La corriente dada por la teoría OML varía en función del perímetro y la longitud. En el caso de una cinta delgada, el perímetro depende de la anchura, que debe ser suficientemente grande para evitar cortes producidos por debris y micrometeoritos, y suficientemente pequeño para que la amarra funcione en dicho régimen [95]. En el experimento espacial TSS-1R mencionado anteriormente, se identificó una recolección de corriente más elevada que la que predecía el modelo teórico de Parker- Murphy, debido posiblemente a que se utilizaba un colector esférico de radio bastante mayor que la longitud de Debye [79]. En el caso de una amarra “bare”, que recoge electrones a lo largo de gran parte de su longitud, se puede producir un fenómeno conocido como atrapamiento adiabático de electrones (adiabatic electron trapping) [25, 40, 60, 73, 74, 97]. En el caso terrestre (LEO) se da la condición mesotérmica en la que la amarra se mueve con una velocidad muy superior a la velocidad térmica de los iones del ambiente y muy inferior a la velocidad térmica de los electrones. J. Laframboise y L. Parker [57] mostraron que, para una función de distribución quasi-isotrópica, la densidad de electrones debe entonces ser necesariamente inferior a la densidad ambiente. Por otra parte, debido a su flujo hipersónico y a la alta polarización positiva de la amarra, la densidad de los iones es mayor que la densidad ambiente en una vasta región de la parte “ram” del flujo, violando la condición de cuasi-neutralidad,-en una región de dimensión mayor que la longitud de Debye-. La solución a esta paradoja podría basarse en el atrapamiento adiabático de electrones ambiente en órbitas acotadas entorno al tether. ABSTRACT New technological and scientific applications by electrodynamic tethers for planetary missions are analyzed: i) A set of cylindrical, parallel tethers (electric solar sail or e-sail) is considered for an interplanetary mission; ions from the solar wind are repelled by the high potential of the tether, providing momentum to the e-sail. An approximated model of a stationary potential for a high solar wind flow is considered. With the force provided by a negative biased tether, an indirect method for the optimization trajectory of an Earth-to-Jupiter orbit transfer is analyzed. ii) The deployment of a tether from the e-sail allows several scientific applications in Jupiter. iia) It might be used as a source of radiative waves for plasma diagnostics and artificial aurora generator. A conductive tether orbiting in the Jovian magnetosphere produces waves. Wave radiation by a conductor carrying a steady current in both a polar, highly eccentric, low perijove orbit, as in NASA’s Juno mission, and an equatorial low Jovian orbit (LJO) mission below the intense radiation belts, is considered. Both missions will need electric power generation for scientific instruments and communication systems. Tethers generate power more efficiently than solar panels or radioisotope power systems (RPS). The radiation impedance is required to determine the current in the overall tether circuit. In a cold plasma model, radiation occurs mainly in the Alfven and fast magnetosonic modes, exhibiting a large refraction index. The radiation impedance of insulated tethers is determined for both modes and either mission. Unlike the Earth ionospheric case, the low-density, highly magnetized Jovian plasma makes the electron gyrofrequency much larger than the plasma frequency; this substantially modifies the power spectrum for either mode by increasing the Alfven velocity. An estimation of the radiation impedance of bare tethers is also considered. iib) In LJO, a spacecraft orbiting in a slow downward spiral under the radiation belts would allow determining magnetic field structure and atmospheric composition for understanding the formation, evolution, and structure of Jupiter. Additionally, if the cathodic contactor is switched off, a tether floats electrically, allowing e-beam emission that generate auroras. On/off switching produces bias/current pulses and signal emission, which might be used for Jovian plasma diagnostics. In LJO, the ions impacting against the negative-biased tether do produce secondary electrons, which racing down Jupiter’s magnetic field lines, reach the upper atmosphere. The energetic electrons there generate auroral effects. Regions where the tether efficiently should produce secondary electrons are analyzed. iic) Other scientific application suggested in LJO is the in-situ detection of charged grains. Charged grains naturally orbit near Jupiter. High-energy electrons in the Jovian ambient may be modeled by the kappa distribution function. In complex plasma scenarios, where the Jovian high electric field may accelerate charges up superthermal velocities, the use of non-Maxwellian distributions should be considered. In these cases, the distribution tails fit well to a power-law dependence for electrons. Fluctuations of the charged grains for non-Mawellian distribution function are here studied. iii) The present thesis is concluded with the analysis for de-orbiting satellites at end of mission by electrodynamic tethers. A de-orbit tether system must present very small tether-to-satellite mass ratio and small probability of a tether cut by small debris too. The present work shows how to select tape dimensions so as to minimize the product of those two magnitudes. Preliminary results of tape-tether design are here discussed to minimize that function. Results for de-orbiting Cryosat and Envisat are also presented.