11 nmx-ae-001-scfi-2018 cubesats

NMX-AE-001-SCFI-2018
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SINEC-20171215124952099 ICS: 49.140
SECRETARÍA DE ECONOMÍA.
DIRECCIÓN GENERAL DE NORMAS
NORMA MEXICANA
SISTEMAS ESPACIALES - DISEÑO DE SATÉLITES CUBESATS -
REQUISITOS Y CLASIFICACIÓN
SPACE SYSTEMS – CUBESAT’S DESIGN - REQUIREMENTS AND
CLASSIFICATION

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Prefacio.
La elaboración de la presente Norma Mexicana es competencia del Comité Técnico de
Normalización Nacional del Espacio Exterior (COTENNE) integrado por:
• Secretaría de Economía.
• Agencia Espacial Mexicana.
• Centro de Desarrollo Aeroespacial del Instituto Politécnico Nacional.
• Academia de Aeronáutica y Ciencias del Espacio Daedalus S.A. de C.V.
• Axon' Interconex, S.A. DE C.V.
Con objeto de elaborar la presente norma, se constituyó un Grupo de Trabajo con la participación
voluntaria de los siguientes actores:
- Agencia Espacial Mexicana.
- Centro de Desarrollo Aeroespacial del Instituto Politécnico Nacional.
- Academia de Aeronáutica y Ciencias del Espacio Daedalus S.A. de C.V.
- Axon' Interconex, S.A. DE C.V.

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Índice del Contenido
Introducción .................................................................................................................................. 4
1. Objetivo y campo de aplicación..................................................................................... 5
2. Referencias normativas................................................................................................... 6
3. Definiciones y abreviaturas............................................................................................ 6
4. Símbolos y términos abreviados. .................................................................................. 7
5. Requerimientos CubeSat................................................................................................. 8
5.1. Requerimientos Generales. ............................................................................................................. 8
5.2. Requerimientos Mecánicos CubeSat: Dimensiones externas. ......................................................... 8
5.3. Requerimientos Mecánicos CubeSat: Masa..................................................................................... 9
5.4. Requerimientos Mecánicos CubeSat: Materiales. ............................... ¡Error! Marcador no definido.
5.5. Requerimientos Eléctricos............................................................................................................. 13
5.6. Requerimientos Operacionales...................................................................................................... 14
6. Interfaz con el vehículo lanzador: La Unidad de despliegue de CubeSat. .........15
7. Aseguramiento del CubeSat y la Unidad de despliegue/ Verificación de la
calidad. .........................................................................................................................................16
8. Vigencia. ............................................................................................................................20
9. Concordancia con normas internacionales...............................................................20
Apéndice A (Informativo) Clasificación de Satélites ........................................................21
10. Bibliografía........................................................................................................................25

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NORMA MEXICANA
SISTEMAS ESPACIALES - DISEÑO DE SATÉLITES CUBESATS – REQUISITOS
Y CLASIFICACIÓN
SPACE SYSTEMS – CUBESAT’S DESIGN - REQUIREMENTS AND CLASSIFICATION
Introducción
En años recientes se ha observado un incremento en la generación de satélites estudiantiles
desarrollados por diversas universidades alrededor del mundo. Como una información relevante, se
reporta que una gran cantidad de satélites universitarios requieren de muchos años para su
desarrollo, además de una gran cantidad de recursos financieros, haciendo muy difícil el acceso al
desarrollo de estas tecnologías en programas de desarrollo de satélites pequeños. Las nuevas
tecnologías aplicadas a la microelectrónica hacen más factible el desarrollo de satélites pequeños y
a un bajo costo.
El programa CubeSat ha desarrollado un estándar para pico y nano satélites (ver Apéndice A), el cual
reduce significativamente los costos y el tiempo de desarrollo tecnológico. Además, la tecnología
CubeSat puede servir como una plataforma para la experimentación en el espacio, así como un medio
para la validación espacial del hardware empleado en los pequeños satélites del futuro.
El estándar CubeSat deriva de los pico satélites desarrollados en la misión del satélite OPAL de la
Universidad de Stanford. Los CubeSats están restringidos a un cubo de 100 mm (no incluye las
dimensiones de los rieles empleados como interfaz para despliegue) con una masa de 1.33
kilogramos o menos. Liderado por el Laboratorio para el Desarrollo de Sistemas Espaciales (por sus
siglas en inglés SSDL) de la Universidad de Stanford, el proyecto CubeSat se desarrolla en conjunto
con diversas empresas y universidades alrededor del mundo. En esta comunidad internacional, los
desarrollos CubeSat de la Universidad Politécnica de California (por sus siglas en inglés CalPoly), se
validan dos procesos: primero, se desarrolla un mecanismo para acoplar la interfaz entre el CubeSat-
Vehículo Lanzador, y segundo, se demuestra la factibilidad de desarrollar un CubeSat funcional con
el empleo de componentes comerciales de bajo costo. El proyecto involucra un equipo
multidisciplinario de estudiantes en ingeniería de: computación, aeronáutica, manufactura, eléctrica
y mecánica.

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En años recientes, se han demostrado capacidades desarrolladas por los CubeSats mucho más
sofisticadas, las cuales por lo general se generan en las grandes empresas dedicadas al desarrollo de
tecnología satelital. Actualmente se diseñan misiones CubeSat para la exploración no solo en orbitas
terrestres (ver Apéndice A) sino también en Marte y la Luna. Así la industria global ha establecido un
soporte dedicado al mercado global de los CubeSats.
Los CubeSats son ideales para el desarrollo de proyectos espaciales en ambientes universitarios,
estos proporcionan una plataforma de bajo costo para prueba y validación de pequeñas cargas útiles
y tecnologías espaciales del futuro, en lo que respecta al rol que juegan estos satélites en la
formación de científicos e ingenieros de sistemas espaciales. Un elemento clave del proyecto, es la
generación de un estándar para desarrollar la interfaz mecánica de la unidad de despliegue CubeSat.
Esta unidad de despliegue CubeSat, tiene la capacidad de desplegar como cargas secundarias un
cierto número de CubeSats, la cual puede implementarse en una gran variedad de vehículos
lanzadores. La unidad de despliegue CubeSat, requiere que todos los desarrolladores de CubeSats
presenten características que se apeguen a los requerimientos geométricos y físicos, de tal manera
que compartan la interfaz estandarizada del vehículo lanzador, de esta manera se busca garantizar
la seguridad y éxito de las misiones, mediante la implementación de buenas prácticas de ingeniería,
pruebas y verificación de sistemas. El tiempo y costo que implica el desarrollo de un CubeSat, se
puede reducir significativamente mediante la generación de estándares que son aplicables en el
desarrollo de un gran número de vehículos espaciales.
Un fallo en el CubeSat, unidad de despliegue CubeSat, o el equipo de interfaz puede dañar el vehículo
lanzador o la carga primaria y poner en riesgo la misión entera. Por norma, el control en el diseño,
pruebas y validación de CubeSats, se deriva de otros estándares específicos para el desarrollo de
satélites pequeños, con excepción de la prueba de entorno cuando el CubeSat se encuentra
integrado con la unidad de despliegue.
1. Objetivo y campo de aplicación.
La presente Norma Mexicana establece los requisitos que deberán observarse para los satélites
denominados “CubeSat” definiendo una clase única de pico y nano satélites.
Asimismo la presente Norma Mexicana establece una clasificación para los diferentes tipos de
“CubeSat” con base en sus principales características técnicas.
La presente Norma Mexicana es aplicable al desarrollo de:
a) CubeSats,
b) Unidades de despliegue CubeSat, y a,
c) Los términos y métricas relacionadas a:
• La verificación,
• Desempeño, y,
• Calidad de estas tecnologías.

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2. Referencias normativas.
2.1. ISO 24113 Space systems- Space debris mitigation requirements.
2.2. ISO 14620-1 Space Systems-Safety Requirements-Part 1: System safety .
2.3. ISO 19683 Space systems – Design qualification and acceptance tests of
small spacecraft and units
Nota explicativa nacional
La equivalencia de las normas internacionales señaladas anteriormente con la Norma y su grado de
concordancia es la siguiente:
Norma Internacional. Norma
Mexicana
Grado de
concordancia
ISO 24113, Space systems- Space debris mitigation
requirements.
No hay
-
ISO 14620-1, Space Systems-Safety Requirements-Part 1:
System safety.
No hay
-
ISO 19683, Space systems – Design qualification and
acceptance tests of small spacecraft and units
No hay
-
3. Definiciones y abreviaturas.
Para los propósitos de esta Norma Mexicana, se aplican los términos y definiciones siguientes:
3.1.
satélite artificial
Satelite diseñado y construido por el hombre que intencionalmente se ha insertado en una órbita con
una misión o fin específico.
3.2.
CubeSat
Nano satélite que mide 100 mm cúbicos y pesa 1.33 kg o menos (las variaciones del factor de
forma inicial también se consideran CubeSats con su respectiva variación en masa).
3.3.
unidad de Despliegue
Contiene a los CubeSats dentro de un volumen restringido, posee una tapa en uno de los extremos
la cual genera el cierre de la puerta de expulsión durante la fase de lanzamiento (Sirve como una

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interfaz entre los CubeSats y el vehículo lanzador. Es capaz de cargar uno o más CubeSats
estandarizados).
3.4.
UDOM P (Unidad de Despliegue Orbital para Multi Pico satélites)
Ejemplo de una unidad de despliegue para CubeSat (Conforme al diseño original presentado por la
Universidad Politécnica del Estado de California-CalPoly). La UDOMP es un sistema de despliegue
estandarizado para CubeSats, desarrollado por CalPoly. Es capaz de cargar hasta tres CubeSats
estandarizados de una unidad (1U).
3.5.
cubeSat de una unidad
CubeSat de 100 mm (usualmente referido como “1U”)
3.6.
cubeSat de tres unidades
Configuración usual de tres CubeSat, donde la dimensión se incrementa en una longitud equivalente
a tres CubeSats conectados a lo largo del eje longitudinal (usualmente referido como “3U”).
4. Símbolos y términos abreviados.
Cuando en esta Norma se haga referencia a los siguientes símbolos y abreviaturas se entiende por:
1U Ver CubeSat de una unidad.
3U Ver CubeSat de tres unidades.
CMVC Cantidad de Masa Volátil Condensada.
N/ P Número de Parte.
PTM Perdida Total de Masa.
RAV Remover Antes de Vuelo.
RF Radio Frecuencia.
SAED Solicitud de Aprobación de Exención de Desviación.
STD Estándar.
U Empleado como número /ej. 1U
UDOMP Unidad de Despliegue Orbital para Multi Pico satélites. (de la traducción del acrónimo
en inglés P-POD)
UIRA Unión Internacional de Radio Amateur. (de la traducción del acrónimo en inglés IARU).
VGE Verificación General del Entorno.
VL Vehículo Lanzador.

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5. Requerimientos CubeSat
5.1. Requerimientos Generales.
a) Todas las partes deben permanecer sujetas al CubeSat durante la fase de lanzamiento,
expulsión y operación para garantizar la seguridad según lo indicado en la ISO 14620-1, (ver
2.2). No se debe generar basura espacial según lo indicado en la ISO 24113 (ver 2.1).
b) No se permite el uso de dispositivos pirotécnicos.
c) Los sistemas de propulsión deben tener al menos tres inhibidores para la activación.
d) El total de energía almacenada en las baterías no debe exceder los 100 W/h.
e) Los materiales CubeSat deben cumplir con los siguientes criterios de desgasificación para
prevenir la contaminación de otros vehículos espaciales durante las fases de integración,
pruebas y lanzamiento.
i. La Pérdida Total de Masa (PTM) debe ser menor al 1.0%.
ii. La Cantidad de Masa Volátil Condensada (CMVC) debe ser menor al 0.1%.
Nota: Una lista aprobada por la NASA con indicadores sobre la desgasificación en materiales puede
ser encontrada en http://outgassing.nasa.gov
f) El CubeSat debe estar diseñado para adaptar un sistema de ventilación ascendente que
permita ventilar a una razón de volumen/área menor a 5080 cm.
5.2. Requerimientos Mecánicos CubeSat: Dimensiones externas.
a) El CubeSat debe usar el sistema coordenado como se define en la Figura 1, para un CubeSat
de una unidad (1U), y la Figura 2 para un CubeSat de tres unidades (3U).
b) La cara -Z del CubeSat se insertará primero en la unidad de despliegue.
c) La configuración y dimensiones físicas de un CubeSat de una unidad deben corresponder a
las de la Figura 1; las de un CubeSat de tres unidades deben corresponder a las de la Figura 2.
d) El CubeSat debe tener dimensiones de (100 ± 0.1) mm de ancho (Dimensiones X y Y Figura
1).
e) Un CubeSat de una unidad debe tener dimensiones de (113.5 ± 0.1) mm de alto (Dimensión
Z Figura 1).

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f) Un CubeSat de tres unidades debe tener dimensiones (340.5 ± 0.3) mm de alto (Dimensión
Z Figura 2).
g) Todos los componentes no deben exceder los 6.5 mm de distancia normal a la superficie
externa de 100 mm del Cubesat.
h) Los componentes exteriores del CubeSat no deben hacer contacto con la superficie interior
de la unidad de despliegue. Los únicos elementos que hacen contacto con esta superficie son
los rieles del CubeSat.
i) Los componentes desplegables deben estar replegados mediante mecanismos
implementados en el CubeSat. Las paredes y rieles internos de la unidad de despliegue no
deben ser empleadas como elemento bloqueador de componentes desplegables.
j) Los componentes desplegables deben tener un espesor mínimo de 8.5 mm.
k) Los rieles deben tener una rugosidad menor a 1.6 µm.
l) Los bordes de los rieles deben estar redondeados con un radio menor o igual a 1 mm.
m) Los extremos de los rieles sobre la cara Z deben tener un mínimo de área superficial de
contacto de 6.5 mm x 6.5 mm con los rieles de otros CubeSats cercanos. (Ver Figura 1).
n) Al menos el 75% del riel del CubeSat debe estar en contacto con los rieles de la unidad de
despliegue. El 25% de los rieles del CubeSat se pueden rebajar siempre y cuando no se exceda
el requerimiento primario.
i. Para CubeSats de 1U esto significa por lo menos 85.1 mm de contacto con el riel.
ii. Para Cubesats de 3U esto significa por lo menos 255.4mm de contacto con el riel.
5.3. Requerimientos Mecánicos CubeSat: Masa.
a) Cada CubeSat de una unidad no debe exceder una masa de 1.33 kg.
b) Cada CubeSat de tres unidades no debe exceder una masa de 4.00 kg.
c) El centro de gravedad del CubeSat debe localizarse dentro de una esfera de 2 cm en la
dirección X y Y desde su centro geométrico.
i. El centro de gravedad del CubeSat de 1U debe localizarse dentro de una distancia de
2 cm en la dirección Z desde su centro geométrico.
ii. El centro de gravedad del CubeSat de 3U debe localizarse dentro de una distancia de
7 cm en la dirección Z desde su centro geométrico.

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Figura 1. Cubesat de una unidad.

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Figura 2. Cubesat de tres unidades.
Puerta
de
acceso.
Puerta
de
acceso.

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a) La estructura principal y los rieles del CubeSat deben estar fabricados de materiales de
aluminio, como los mostrados en la Tabla 1. El documento titulado en inglés: Worldwide
Guide to Equivalent Nonferrous Metals and Alloys, 4ª edición, ASTM Internacional, 2001
contiene otras denominaciones nacionales para estos materiales.
Tabla 1.- Denominaciones equivalentes para materiales autorizados.
ASTM/ENAWa GOST b ISO
7075 1950/V95 AlZn5.5MgCu
6061 1330/AD33 AlMg1SiCu
5052 AMg AlMg2.5
5005 1510/AMg1 AlMg1
a EN AW es el prefijo para los Estándares de aluminio en Europa.
b GOST son los estándares para l aluminio en la Federación Rusa.
b) Los rieles del CubeSat y sujetadores que hacen contacto con los rieles de la unidad de
despliegue y otros sujetadores cercanos del mismo CubeSat, deben ser de aluminio con
anodizado duro para evitar cualquier soldadura en frío dentro de la unidad de despliegue.
c) Se deben utilizar resortes de separación como el mostrado en la Figura 3 para el CubeSat en
los rieles definidos, con las características mostradas en la Tabla 2. Los resortes de separación
proporcionan una separación relativa entre los CubeSat después de ser expulsados de la
unidad de despliegue. No se requieren resortes de separación para CubeSats de tres unidades
(3U).
Tabla 2.- Características del resorte de separación.
Características. Valor.
Material de émbolo del resorte. Acero inoxidable.
Fuerzas Inicial/Final 2.224 N/6.672 N
Longitud de elongación. Mínimo de 1.27 mm por encima la
superficie del sujetador de separación.

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d) Los resortes comprimidos deben estar a la misma altura o por debajo del nivel del sujetador
de separación.
e) La longitud de lanzamiento del resorte de separación debe ser un mínimo de 0.127cm por
encima de la superficie de separación.
f) El CubeSat de tres unidades (3U) no requiere resortes de separación.
Figura 3. Resorte de Separación.
5.4. Requerimientos Eléctricos.
Los requerimientos eléctricos se deben diseñar con las siguientes características de seguridad.
a) El sistema de energía del CubeSat debe estar apagado para evitar cualquier tipo de activación
eléctrica una vez que se encuentra integrado dentro de la unidad de despliegue, desde la
etapa de transporte hasta la puesta en órbita.
b) El CubeSat debe incluir, como mínimo, un interruptor de despliegue en el riel de separación
definido (mostrado en la Figura 1) para apagar completamente la energía del satélite una vez
que éste se acciona. Cuando el interruptor de despliegue se encuentra accionado, debe estar
centrado o por debajo del nivel superficial del sujetador de separación.
i. Todos los sistemas deben estar apagados antes de integrar el CubeSat dentro de la
unidad de despliegue y deben permanecer apagados hasta la expulsión del mismo,
incluyendo cualquier reloj en tiempo real.
c) Para permitir el diagnóstico de los CubeSats y la carga de las baterías después de que éstos
han sido integrados dentro de la unidad de despliegue, todos los conectores umbilicales del
CubeSat deben estar colocados dentro de las ubicaciones designadas como puertos de
acceso, tal como se muestra en la Figura 1.
i. Los CubeSat de tres unidades deben utilizar las ubicaciones de los puertos de acceso
designadas como se muestra en la Figura 2.
d) El CubeSat debe incluir un interruptor “RAV ”.
i. El interruptor (RAV) debe removerse del CubeSat después de que éste se integre
dentro de la unidad de despliegue.

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ii. El interruptor (RAV) debe estar accesible desde la ubicación del puerto de acceso. Las
áreas se muestran en la Figura 1.
• Los CubeSats de tres unidades deben ubicar sus interruptores (RAV) en uno
de los tres puertos de acceso, como los que se muestran en la Figura 2.
iii. El interruptor de (RAV) debe cortar el suministro de energía al satélite una vez que
éste se inserta al interior del satélite.
iv. El interruptor (RAV) no debe sobresalir más de 6.5 mm de los rieles cuando éste se
encuentra insertado en su totalidad dentro del satélite.
e) Los CubeSats deben incorporar protectores de circuito para los ciclos carga/descarga en las
baterías, con la finalidad de evitar condiciones de celdas desequilibradas. El documento
titulado en inglés: Guidelines on Lithium-ion Battery Use in Space Applications NASA/TM-
2009-215751 contiene información relevante sobre el tipo de baterías que pueden usar los
Cubesats.
f) El CubeSat debe diseñarse para cumplir al menos uno de los siguientes requerimientos para
restringir la transmisión inadvertida de radiofrecuencia (RF). Un inhibidor es un dispositivo
electrónico que impide las radiocomunicaciones en un determinado espectro de frecuencias
mediante interferencias intencionadas, en este caso con la finalidad de reducir riesgos. Un
temporizador no se considera como inhibidor independiente.
i. El CubeSat debe tener un inhibidor de RF y la potencia de salida de RF no debe ser
mayor de 1.5 W en la entrada de RF de la antena de transmisión.
ii. El CubeSat debe tener dos inhibidores de RF independientes.
5.5. Requerimientos Operacionales
Los CubeSats deben cumplir con los requerimientos relativos a la integración y operación para
cumplir con las obligaciones legales y garantizar la seguridad de otros CubeSats. Además, el Vehículo
Lanzador (VL) y vehículos espaciales primarios pueden imponer diversos requerimientos de
seguridad debido a las configuraciones particulares de cada Vehículo Lanzador. Los requerimientos
del estándar CubeSat pueden sustituirse por los requerimientos de mayor prioridad legal, del
vehículo espacial primario o del Vehículo Lanzador (VL).
El diseño y hardware de las misiones CubeSat deben estar definidas conforme a la norma ISO 24113,
ver 2.1, Space systems-Space debris mitigation requirements, para limitar los desechos orbitales.

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Todos los componentes desplegables como mástiles, antenas y paneles solares deben desplegarse
30 minutos después de que se activen los interruptores de despliegue del CubeSat, los cuales se
activan al expulsar el CubeSat de la unidad de despliegue.
Los CubeSats no deben generar o transmitir ninguna señal radioeléctrica desde el momento que se
integran dentro de la unidad de despliegue. La transmisión de señales debe comenzar 45 minutos
después de que la unidad de despliegue ha puesto al CubeSat en órbita.
Cualquier componente del CubeSat deberá poder reingresar con energía inferior a 15 Joule.
Los operadores deben obtener y proporcionar la documentación requerida de las licencias apropiadas
para la utilización de frecuencias.
Para el uso de frecuencias de radioaficionados, se requiere dar cumplimiento a las regulaciones
locales, se sugiere revisar el documento titulado “Guía de orientación regulatoria para satélites
pequeños no sujetos a coordinación”, elaborado por el Centro de Investigación Científica y de
Educación Superior de Ensenada, el cual ofrece una perspectiva general del proceso.
Nota: Dicho documento que puede descargarse en el portal web:
http://www.educacionespacial.aem.gob.mx/images/normateca/pdf/GOR_11_LR.pdf
Para mayor información puede consultarse la elaborada por el departamento de coordinación de
frecuencias de la Internacional Amateur Radio Unión (IARU).
Nota: Las aplicaciones pueden encontrarse en el portal web www.iaru.org.
6. Interfaz con el vehículo lanzador: La Unidad de despliegue de CubeSat.
a) Contenedor, La unidad de despliegue debe contener a los CubeSats dentro de un
volumen restringido durante la fase de lanzamiento. Esta unidad posee una tapa de
expulsión en uno de los extremos.
b) Interfaz, La unidad de despliegue debe tener la capacidad de interactuar con una
variedad de vehículos lanzadores, con un mínimo de modificaciones y sin implementar
ningún cambio en los requerimientos generales del estándar CubeSat.
c) Masa, La masa de la unidad de despliegue debe reducirse lo más posible.
d) Modularidad, La unidad de despliegue debe incorporar un diseño modular que permita
expulsar en cualquier misión espacial, diversos números y configuraciones de CubeSats.

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e) Unión, Todas las partes deben permanecer unidas a la unidad de despliegue durante la
fase de lanzamiento, expulsión y operación. No se deben crear desechos espaciales
adicionales.
f) Expulsión de la unidad de despliegue, Los CubeSat deben ser expulsados de la unidad
de despliegue sin un giro inducido o velocidad lateral relativa con respecto al vector de
expulsión, para asegurar una probabilidad reducida de colisión con el vehículo lanzador u
otros CubeSats.
7. Aseguramiento del CubeSat y la Unidad de despliegue/ Verificación de la
calidad.
La verificación de los requerimientos en el desarrollo de un CubeSat presentados en este capítulo,
son los que el proveedor de lanzamiento especifica como requerimientos mínimos. Es común que
esta verificación incluya la consideración geométrica para que el CubeSat se pueda acoplar al
vehículo lanzador, sobreviva al entorno espacial y al entorno de lanzamiento. Se recomienda seguir
la norma ISO 19683: 2017 ver 2.3, Space systems – Design qualification and acceptance tests of
small spacecraft and units, para revisar los métodos de prueba y requisitos de prueba para la
calificación de diseño y/o aceptación de pequeñas naves espaciales o unidades. Se aplica a los
satélites cuyos métodos de desarrollo son diferentes de los utilizados para los satélites tradicionales
que tienen poco margen para la tolerancia al riesgo. Si el entorno del vehículo de lanzamiento es
desconocido, la norma de Verificación General del Entorno (VGE, GSFC-STD-7000) y MIL-STD-1540
se puede utilizar para derivar los requisitos de pruebas, ya que son referencias útiles en la definición
de entornos y requisitos de prueba, sin embargo los niveles de prueba definidos en el VGE, GSFC-
STD-7000 y MIL-STD-1540 no están garantizados para abarcar o satisfacer todos los entornos de
prueba de los vehículos lanzadores. Los requisitos de las pruebas de proveedor de lanzamiento
sustituirán los entornos de prueba de cualquier otra fuente. Las pruebas que se llevan a cabo
siguiendo el estándar VGE, son:
• Resistencia estructural.
• Pruebas acústicas.
• Vibración aleatoria.
• Vibración senoidal.
• Impacto mecánico.
• Pruebas térmicas al vacío.
• Ciclos térmicos.
• Pruebas magnéticas.
De la misma forma que se realiza en otros vehículos espaciales, algunas de estas pruebas deben
realizarse sobre una unidad calificada, e implementando la experiencia anterior sobre el modelo de
vuelo. La unidad de despliegue debe proteger al vehículo lanzador y a la carga útil primaria de
cualquier interferencia electromagnética, mecánica o eléctrica, inclusive en el caso de un evento
inesperado, como una falla catastrófica. Se deben verificar los siguientes puntos:

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a) Vibración aleatoria. La prueba de vibración aleatoria se debe realizar primeramente en el
CubeSat, de manera independiente. Una vez realizada de este modo, se debe realizar
nuevamente esta prueba sobre el CubeSat y la unidad de despliegue, ya integrados. Para
validar que se cumple con los requerimientos definidos por el proveedor de lanzamiento.
b) Ciclo de Térmico-Vacío. Generalmente, en todo vehículo espacial se realiza la prueba de
ciclo de térmico/vacío, con la finalidad de garantizar la desgasificación de todos los
componentes del CubeSat a un nivel, en el cual no se superen los límites de residuos no-
volátiles. Dicha prueba debe realizarse en el CubeSat para validar los requerimientos
impuestos por el proveedor de lanzamiento.
c) Choque. La prueba de choque debe realizarse en el CubeSat para validar los requerimientos
impuestos por el proveedor de lanzamiento.
d) Inspección Visual. Debe realizarse una inspección visual y medición de áreas críticas en el
CubeSat.
e) Niveles de evaluación y criterio de pruebas. El CubeSat será sometido ya sea a una
calificación o ensayo de prueba de vuelo (protoflight) como se define en el Diagrama de Flujo
Pruebas de CubeSat que se muestra en la Figura 4. Los niveles de prueba y la duración serán
suministrado por el proveedor de lanzamiento o integrador del P-POD.
i. Pruebas de calificación. Las pruebas de calificación se realizan en un modelo de
ingeniería que es idéntico al modelo de vuelo CubeSat. Los niveles de calificación serán
determinados por el proveedor del vehículo de lanzamiento o integrador UDOMP.
Tanto el estándar MIL-STD-1540 y el LSP-REQ-317.01 se utilizan como guías en la
determinación de niveles de prueba. En el modelo de vuelo entonces se probarán con
los niveles de aceptación en una bancada de pruebas o Test-UDOMP, en el cual se
integra con el UDOMP de vuelo para una prueba de vibración aleatoria de aceptación
final. Pruebas adicionales pueden ser necesarias si se hacen modificaciones o cambios
a los CubeSat después de las pruebas de calificación.
ii. Pruebas de calificación de modelo de vuelo. Las pruebas de calificación se realizan
en el modelo de vuelo CubeSat. Los niveles de calificación serán determinados por el
proveedor del vehículo de lanzamiento o integrador UDOMP. Tanto el estándar MIL-
STD-1540 y el LSP-REQ-317.01 se utilizan como guías en la determinación de niveles
de prueba. En el modelo de vuelo se probarán con los niveles de ensayo para vuelo en
una bancada de pruebas o Test- UDOMP , en el cual se integra con el UDOMP de vuelo
para una prueba de vibración aleatoria de aceptación final. El Cubesat de vuelo no
debe ser desensamblado o modificado después del ensayo para vuelo. El desensamble
del equipo después de la prueba en caso de efectuarse requerirá que el diseñador
presente una Solicitud de Aprobación de Exención de Desviación (SAED). Pruebas

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adicionales pueden ser necesarias si se hacen modificaciones o cambios a los CubeSat
después de las pruebas de calificación.
iii. Aceptación. Después de la entrega e integración del CubeSat en el UDOMP, se
realizarán pruebas adicionales con el proceso de integrado. Esta prueba asegura la
interacción adecuada del CubeSat en el UDOMP. Además permite descubrir cualquier
daño como consecuencia de dicha interacción entre el CubeSat y el UDOMP durante
las pruebas de aceptación. El integrador del UDOMP coordinará y realizará pruebas de
aceptación. Los niveles de aceptación serán determinados por el proveedor del
vehículo de lanzamiento o el integrador UDOMP. Ambos estándares MIL-STD-1540
y LSP-REQ-317.01 se utilizan como guías en la determinación de los niveles de prueba.
El UDOMP no deberá ser desensamblado en este punto. Si se descubre un fallo con el
CubeSat, la decisión de desensamblar en ese UDOMP, será tomada por los
desarrolladores e integradores del UDOMP basándose en cuestiones de seguridad. El
desarrollador es responsable de cualquier prueba adicional requerida debido a las
modificaciones correctivas a los UDOMP y los CubeSats desintegrados.
Figura 4 Diagrama general de flujo para pruebas de un Cubesat.
f) Proceso de Exención. Los desarrolladores formularán una Solicitud de Aprobación de
Exención de Desviación (SAED), si su CubeSat viola cualquier requisito en los capítulos 5 o 6.
Cubesat
UDOMP
deVuelo

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El proceso de exención tiene la intención de ser rápido y fácil. La intención es ayudar a facilitar
la comunicación y la documentación explícita entre los desarrolladores de CubeSat,
integradores UDOMP, personal de seguridad de rango y proveedores de vehículos de
lanzamiento. Esto ayudará a identificar y resolver mejor cualquier problema que pueda surgir
antes de la integración y el lanzamiento como se muestra en la Figura 5.
Al finalizar el SAED, el Integrador de UDOMP revisará la solicitud, resolverá cualquier pregunta
y determinará si hay pruebas, análisis o costos adicionales para apoyar la exención. Si es así,
el Desarrollador, con las entradas del Integrador UDOMP, escribirá un plan de pruebas y las
realizará antes de que la exención sea aceptada condicionalmente por el Integrador del
UDOMP. Las exenciones sólo pueden ser aceptadas condicionalmente por el Integrador
UDOMP hasta que se haya identificado un lanzamiento para el CubeSat. Una vez que se ha
identificado un lanzamiento, la exención se convierte en específica para la misión y pasa al
gerente de misión del vehículo de lanzamiento para su revisión. El encargado de la misión del
vehículo de lanzamiento tiene la palabra final en la aceptación de la exención, y el encargado
de la misión puede requerir más correcciones y / o pruebas que se realizarán antes de
aprobarla. Los desarrolladores deben darse cuenta de que cada exención presentada reduce
las posibilidades de encontrar una oportunidad de lanzamiento adecuada.
Figura 5: Diagrama de Flujo del Proceso de Exención de Desviación.
DesarrolladoresconentradadelIntegradordelUDOMP

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8. Vigencia.
La presente Norma Mexicana, entrará en vigor a los 60 días naturales contados a partir del día
natural inmediato siguiente al día de la publicación de su declaratoria de vigencia en el Diario Oficial
de la Federación.
9. Concordancia con normas internacionales.
Esta Norma Mexicana es modificada (MOD) de la Norma Internacional ISO/DIS 17770,
Space Systems-CubeSatellites (Cubesat), ISO 2015 y difiere en los siguientes puntos.
Capítulo /Inciso al
que aplica la
diferencia.
Desviación técnica/ Justificación.
7/7.5 Se agregan Niveles de evaluación y criterios de prueba a falta de
información en la Norma de referencia.
7/7.6 Se agregan Procesos de exención a falta de información en la Norma de
referencia.

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Apéndice A (Informativo) Clasificación de Satélites
A.0. Clasificación de los Satélites
Tabla A.1 Clasificación de los satélites en función de su masa.
Clasificación Intervalo de masas
[kg]
Satélites extra pesados >7001
Satélites pesados 5401-7000
Satélites grandes 4201-5400
Satélites intermedios 2501-4200
Satélites medianos 1201-2500
Satélites pequeños 601-1200
Mini-satélites 201 - 600
Micro-satélites 11 - 200
Nano-satélites 1.1 - 10
Pico-satélites 0.1 - 1
Femto-satélites 0.001 - 0.09
A.1. Elementos orbitales clásicos.
Como parte de la comprensión de los conceptos de los diseños de las misiones es necesario
establecer al menos el conjunto de elementos orbitales que caracterizan la forma y tamaño de una
órbita, así como su ubicación en el espacio.
Los elementos orbitales clásicos son:
𝒂 Semieje mayor: Define el tamaño de la órbita.
e Excentricidad: Define la forma de la órbita.
i Inclinación: Define la orientación de la órbita respecto al plano ecuatorial terrestre.
𝛀 Ascensión recta del nodo ascendente: Ángulo que permite definir la posición de los puntos
en los que la órbita asciende o desciende respecto del plano ecuatorial y que se mide a partir
del primer punto de Aries o equinoccio Vernal.
ω Argumento del perigeo: Ángulo que permite definir dónde se encuentra el punto más cercano
(perigeo) de la órbita respecto de la superficie terrestre, medido a partir de la línea de nodos
sobre el plano de la órbita.

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𝝂 Anomalía verdadera: Ángulo que define la posición del satélite sobre el plano de la órbita,
medido a partir del perigeo.
Es necesario mencionar que a cada conjunto de elementos orbitales se encuentra asociado una
época en la cual es válido dicho conjunto de valores. Así los elementos orbitales clásicos son una
herramienta práctica para entender la ubicación de un satélite, no obstante, con fines de cálculo
(procesamiento de datos) se emplean otro tipo de elementos orbitales.
Figura A.1 Elementos orbitales clásicos.
A.2. Clasificación del tipo de órbitas satelitales más comunes.
La clasificación de las órbitas depende de muchos factores y ello trae en consecuencia una gran
variedad que pueden emplear los satélites en función de la misión que pretendan desempeñar. En
este documento se mencionan algunas de las más relevantes de manera introductoria.
Clasificación geocéntrica por altura:
a) Las órbitas terrestres bajas (LEO) oscilan entre 160 km a 2400 km sobre la superficie media
de la Tierra, variando entre una inclinación de cero grados para cobertura ecuatorial y una
inclinación de 101 grados para una cobertura global.
b) Las órbitas terrestres medias (MEO) comienzan a partir de los 2400 km sobre la superficie
media terrestre y normalmente tienen una inclinación de 45 grados para permitir una
w
n
e

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cobertura global. A menudo el término MEO es aplicado a cualquier órbita entre LEO y las
órbitas terrestres geosíncronas (GSO).
c) Las órbitas altamente elípticas (HEO) tienen apogeo que oscila entre los 7600 km y 35497
km de altitud, con una inclinación de hasta 116,5 grados, permitiendo que los satélites
"cubran” ciertas regiones de la Tierra, como el hemisferio Norte. También suele emplearse el
acrónimo para describir las órbitas terrestres altas cuya altura es superior a 35786 km.
d) Las órbitas terrestres geosíncronas (GSO) se encuentran muy próximas a los 35786 km
sobre la superficie media terrestre y tienen la característica de tener aproximadamente la
misma velocidad angular que la Tierra. Esto permite que los satélites ubicados en esta región
conserven aparentemente la misma longitud. Un caso particular de estas órbitas son las
geoestacionarias (GEO), que además de permanecer relativamente en la misma longitud,
también conservan la misma latitud ecuatorial dado que su valor de inclinación es muy
próximo a cero.
e) Órbitas externas u órbitas no geocéntricas (EXT) son aquellas que se encuentran centradas
en un cuerpo celeste diferente a la Tierra. Estas órbitas difieren de las demás en cuanto a que
no son circuitos cerrados alrededor de la Tierra y por ende la nave espacial o satélite no
volverá a una órbita terrestre. En algunos casos, este término se emplea para las cargas útiles
destinadas a llegar a otro cuerpo celeste como la Luna.
A.3. Clasificación por inclinación:
a) Órbita inclinada: Son aquellas cuyo valor de inclinación comprende el intervalo de 0° < i < 90°
b) Órbitas ecuatoriales: Son aquellas cuyo valor de inclinación cumplen con i ≈ 0
c) Órbitas Polares: Son aquellas órbitas cuyo pase es muy próximo a ambos polos de un planeta
en cada revolución. Por tanto, su valor de inclinación cumple con i ≈ 90°
d) Órbita Síncrona al Sol (SSO) es una órbita muy próxima a la órbita polar que pasa por algún
punto específico sobre la superficie del planeta a la misma hora solar local en cada paso. Esto
se logra ajustando la precesión angular de la ascensión recta del nodo ascendente a la misma
razón de cambio con la que se desplaza la Tierra alrededor del sol, es decir ΔΩ./0 ≈ 1°/día.
A.4. Clasificación de órbita en función de la dirección del movimiento del satélite:
a) Órbita Prógrada: Aquella órbita cuya inclinación comprende el intervalo 270° < i < 90° y que
en consecuencia la dirección del movimiento del satélite es igual la dirección de rotación
terrestre.

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b) Órbita Retrógrada: Aquella órbita cuya inclinación implica 90° < i < 270° y que en
consecuencia la dirección del movimiento del satélite es opuesta a la dirección de rotación
terrestre.
A.5. Clasificación de órbita en función de su forma:
a) Órbitas circulares: Son aquellas órbitas cuyo valor de excentridad cumple con e = 0.
b) Órbitas Elípticas: Son órbitas cuyo valor de excentricidad cumple con la condición 0 < e < 1.
c) Órbitas Parabólicas: Son órbitas cuyo valor de excentricidad cumple con la condición e = 1 lo
que representa una trayectoria de escape marginal a la atracción gravitacional del planeta, ya
que la velocidad del satélite es igual a la velocidad de escape.
d) Órbitas Hiperbólicas: Son aquellas cuyo valor de excentricidad es e > 1. Esta órbita también
tiene una velocidad que supera la velocidad de escape y como tal, escapará a la atracción
gravitatoria del planeta y continuará desplazándose infinitamente hasta que sea atraída o
afectada por otro cuerpo con suficiente fuerza gravitacional.

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10. Bibliografía
• FAA Commercial Space Transportation (AST) and the Commercial Space Transportation
Advisory Committee (COMSTAC), 2015 Commercial Space Transportation Forecasts, FAA
Federal Aviation Administration, pp 56, 2015.
• GSFC-STD-7000, General Environmental Verification Standard. NASA GODDARD SPACE
FLIGHT CENTER Greenbelt, Maryland 20771, 22 de abril de 2013.
• Hutputanasin, A., Toorian, A., Lan, W. y Munakata, R., CubeSat Design Specification, Revision
12, Ed. California Polytechnic State University, pp 1-22, 2009.
• ISO 16454 Space Systems.
• Guía de orientación regulatoria para satélites pequeños no sujetos a coordinación. CICESE-
CONACYT-AEM, 2016.
• LSP-REQ-317.01, Launch Services Program, Program Level Dispenser and Cubesat
Requirement Document. National Aeronautics and Space Administration, John F. Kennedy
Space Center, Florida. 30 de enero de 2014.
• MIL-STD-1540, Product verification requirements for launch, upper stage, and space
vehicles. DEPARTMENT OF DEFENSE STANDARD PRACTICE, 15 de enero de 1999.
• NMX-CC-9001-IMNC-2015, “Sistemas de Gestión de la Calidad - Requisitos”. Declaratoria
de vigencia publicada en el Diario Oficial de la Federación el 3 de mayo de 2016.
• NMX-N-014-C-1980, “Industria del Papel.-Papel para escritura y ciertas clases de Impresión.-
Dimensiones normales.”. Declaratoria de vigencia publicada en el Diario Oficial de la
Federación el 25 de junio de 1980.
• NMX-Z-010-1984, “Números normales - series de números normales”. Declaratoria de
vigencia publicada en el Diario Oficial de la Federación el 27 de junio de 1985.
• NMX-Z-011-1984, “Guía para el uso de los números normales y de las series de números
normales.”. Declaratoria de vigencia publicada en el Diario Oficial de la Federación el 27 de
junio de 1985.
• NMX-Z-012/1-1987 “Muestreo para la inspección por atributos-Parte 1: Información
general y aplicaciones”. Declaratoria de vigencia publicada en el Diario Oficial de la Federación
el 28 de octubre de 1987.

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• NMX-Z-012-2-1987 “Muestreo para la inspección por atributos-Parte 2: Métodos de
muestreo, tablas y gráficas”. Declaratoria de vigencia publicada en el Diario Oficial de la
Federación el 28 de octubre de 1987.
• NMX-Z-012-3-1987 “Muestreo para la inspección por atributos-Parte 3: Regla de cálculo
para la determinación de planes de muestreo”. Declaratoria de vigencia publicada en el Diario
Oficial de la Federación el 31 de junio de 1987.
• NMX-Z-013-SCFI-2015, "Guía para la Estructuración y Redacción de Normas". Declaratoria
de vigencia publicada en el Diario Oficial de la Federación el 18 de noviembre de 2015, así
como su aclaración publicada en el Diario Oficial de la Federación el 16 de junio 2016.
• NMX-Z-014-1983, “Métodos de muestreo y gráficas para la inspección por variables”.
Declaratoria de vigencia publicada en el Diario Oficial de la Federación el 8 de agosto de 1983.
• NOM-008-SCFI-2002, "Sistema General de Unidades de Medida". Publicada en el Diario
Oficial de la Federación el 27 de noviembre de 2002.

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