En este trabajo se describe el subsistema de control térmico de PHI y se presentan las predicciones de temperaturas obtenidas para los distintos casos de carga. Debido a la naturaleza de la órbita seguida por el satélite en el cual PHI va embarcado (Solar Orbiter), el ambiente en el cual va a tener que operar PHI será muy exigente, convirtiendo el diseño térmico en un auténtico desafío.  Los resultados obtenidos muestran la viabilidad de PHI desde el punto de vista térmico, aunque indiscutiblemente el instrumento va a operar en un entorno térmico muy hostil

Fernandez Rico, German

Pérez Grande, María Isabel

Servicio de Coordinación de Bibliotecas de la Universidad Politécnica de Madrid

 VII CONGRESO NACIONAL DE INGENIERÍA TERMODINÁMICA – Bilbao 15, 16 y 17 de junio de 2011  http://cnit7.asmoz.org 
1 
DISEÑO TÉRMICO PRELIMINAR DEL INSTRUMENTO PHI DE 
SOLAR ORBITER 
FERNÁNDEZ RICO, Germán
 (1)
; PÉREZ GRANDE, Isabel 
(1) 
german.fernandez.rico@upm.es 
(1) Universidad Politécnica de Madrid, Instituto Universitario de Microgravedad “Ignacio Da Riva” 
RESUMEN 
 
En este trabajo se describe el subsistema de control térmico de PHI y se presentan las predicciones de 
temperaturas obtenidas para los distintos casos de carga. Debido a la naturaleza de la órbita seguida 
por el satélite en el cual PHI va embarcado (Solar Orbiter), el ambiente en el cual va a tener que operar 
PHI será muy exigente, convirtiendo el diseño térmico en un auténtico desafío. Los resultados 
obtenidos muestran la viabilidad de PHI desde el punto de vista térmico, aunque indiscutiblemente el 
instrumento va a operar en un entorno térmico muy hostil. 
Palabras clave: Control térmico, Solar Orbiter. 
 VII CNIT Bilbao 15-16 y17 de junio de 2011 
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1. Introducción 
Dentro de las misiones espaciales, una parte importante de la ingeniería de sistemas se refiere al 
subsistema de control térmico, el cual permite el correcto funcionamiento de los instrumentos y 
equipos embarcados [1]. El objetivo del diseño y análisis preliminar es predecir las cargas y 
temperaturas a las cuales se enfrentarán los equipos, verificando que se cumplen sus requisitos 
térmicos, y proponiendo, en caso de ser necesario, distintas soluciones a los problemas que vayan 
apareciendo. En las misiones europeas, encuadrándose Solar Orbiter en ésta categoría, la herramienta 
informática de análisis térmico de obligado uso es ESATAN-TMS (“European Space Agency Thermal 
Analyzer Network – Thermal Modelling Suite”), software patrocinado por la Agencia Europea del 
Espacio (ESA). También son usadas otras herramientas, tales como hojas de cálculo y soluciones 
analíticas. 
2. Misión Solar Orbiter 
Solar Orbiter es una misión de la ESA, cuyo objetivo es poder responder a la cuestión principal de la 
Astrofísica Solar, que es “¿Cómo el Sol crea y controla la Heliosfera?”. El análisis y detalle de los 
principios científicos quedan fuera de los objetivos de esta comunicación, pero puede encontrarse más 
información en [2]. Dentro de la carga de pago de Solar Orbiter, PHI (acrónimo de “Polarimetric 
Helioseysmic Imager”, consorcio científico compuesto por institutos de investigación de Francia, 
Alemania y España: IAS, MPS, KIS, IDA, INTA, Universidad de Barcelona, IAC, IAA, UPM y 
GACE ) se encuadra dentro del grupo de instrumentos de detección remota, y sus objetivos científicos, 
que son descritos con detalle en [2], son la medición en alta resolución y de disco solar completo del 
campo magnético de la fotosfera y la intensidad en tiempo real de la luz visible.  
2.1. Órbita 
La trayectoria prevista para Solar Orbiter tiene un gran impacto en el diseño del subsistema de control 
térmico de PHI, así como en el del propio satélite. Después de una fase de crucero de 1100 días, con 
cuatro maniobras de asistencia gravitatoria (dos con la Tierra y dos con Venus) y un cambio paulatino 
de la inclinación solar, se iniciará la fase científica nominal, en la cual el satélite tendrá un perihelio 
(distancia mínima al Sol) de aproximadamente 0,284 UA y un afelio (distancia máxima al Sol) de 0,91 
UA. Esta órbita, acusadamente elíptica, someterá al satélite a un cambio drástico en las condiciones de 
iluminación solar, pasando de 16,973 kW/m2 en el perihelio a 1,653 kW/m2 en el afelio. Es decir, un 
factor de 10 entre las dos condiciones. Además, en la fase de crucero, Solar Orbiter llegará a estar a 
1,314 UA de distancia del Sol, por lo que podrían ser necesarios calefactores para los equipos más 
sensibles. En las figuras 1 y 2 se esquematiza la trayectoria de Solar Orbiter. En la referencia [3] se 
pueden consultar todos los detalles de la trayectoria, así como diferentes escenarios de operación. 
Figura 1: Proyección de la trayectoria de Solar Orbiter en el plano perpendicular a la eclíptica.  
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3 
 
Figura 2: Proyección de la trayectoria de Solar Orbiter en el plano de la eclíptica. 
2.2. Vehículo espacial 
Las características principales del satélite Solar Orbiter se pueden consultar en [4] (p.20). De lo que 
afecta directamente al subsistema de control térmico de PHI, la característica principal de Solar 
Orbiter es la presencia de un escudo térmico, que mantendrá todos los instrumentos, y en particular 
PHI, protegidos de la radiación directa del Sol. Debido a que PHI necesita tener visión directa del Sol, 
el escudo térmico tendrá algunas aberturas, permitiendo dicha visión (ver figura 3). Este diseño 
sometería a PHI a unas elevadísimas cargas solares, por lo que, como se explicará en el siguiente 
apartado, serán necesarios algunos elementos para reducir la entrada de energía al instrumento. En la 
fase nominal científica, el satélite estará apuntado al Sol, de manera que el resto del satélite estará 
siempre en sombra, salvo casos de desapuntamiento, que deberán ser de muy corta duración. 
Figura 3: escudo térmico y aberturas para PHI 
 
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4 
3. Instrumento PHI 
3.1. Descripción general 
PHI está compuesto de dos unidades: la unidad electrónica y la unidad óptica. Este texto se centra en 
la unidad óptica, más desafiante y complicada desde el punto de vista térmico. PHI está compuesto de 
dos telescopios. El primero, HRT (“High Resolution Telescope”), es del tipo Ritchey-Chrétien “off-
axis”, lo que proporciona una buena calidad óptica, un diseño compacto y, gracias a su diseño “off-
axis”, evita que la luz del Sol impacte directamente en la parte trasera del espejo secundario. El 
segundo telescopio, de tipo refractor, es el FDT (“Full Disk Telescope”). Ambos telescopios, 
equipados cada uno con un módulo de polarización, mandarán secuencialmente la luz solar al 
“Filtergraph” (interferómetro Fabry-Pérot). Finalmente, la luz proveniente del interferómetro irá a una 
cámara CCD (“charged-couple device”). La estructura del instrumento está compuesta por dos bloques 
de aluminio, muy rígidos, unidos por barras de fibra de carbono. Todos los elementos ópticos, así 
como la electrónica de proximidad, están montados en los mencionados bloques, como se puede 
observar en la figura 4. Debido a la gran sensibilidad de los equipos al ambiente térmico, ya sea por 
los niveles de temperatura alcanzados y su estabilidad a lo largo del tiempo, o bien por los gradientes 
espaciales en el instrumento, el diseño del subsistema de control térmico cobra una gran relevancia. 
Figura 4: diseño opto-mecánico 
3.2. Diseño térmico 
En la referencia [4], de seguimiento obligatorio por parte del consorcio científico PHI, se define la 
unidad óptica PHI como “internally mounted and insulated”, lo que quiere decir que PHI está ubicado 
dentro de la nave, desacoplado radiativamente del espacio exterior (salvo por la abertura en su parte 
frontal) y aislado radiativa y conductivamente de la nave, salvo por medio de interfaces dedicadas. En 
la figura 5 se puede observar un esquema de esta definición.   
Figura 5: concepto de unidad aislada y montada internamente 
El objetivo es evacuar todo el calor recibido por PHI mediante las interfaces dedicadas “Cold Finger” 
y “Hot Element”, minimizando el calor intercambiado con el satélite mediante radiación a la cavidad 
circundante y mediante conducción por los pies del instrumento. PHI estará totalmente envuelto con 
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una manta térmica (MLI, “multi-layer insulation”), cuya superficie externa tendrá una emisividad 
infrarroja muy baja. De esta manera, se pretende aislar PHI del satélite, reduciendo el intercambio de 
calor por radiación. Además, las patas sobre las que PHI va montado serán de titanio, metal de muy 
baja conductividad y alta resistencia mecánica, proveyéndolas de arandelas aislantes, de forma que 
también el calor intercambiado por conducción sea el menor posible. Por otro lado, es necesario 
reducir tanto como sea posible la entrada de energía al instrumento a través de las aberturas en el 
escudo térmico. Para ello, en cada entrada, a la altura de la cara exterior del escudo térmico, se 
encuentra un filtro (llamado HREW, “Heat rejecting entrance window”), que permite el paso de un 
ancho de banda muy estrecho (30 nm. alrededor de la longitud de onda observada por PHI, que es 
617,3 nm.), lo que en términos energéticos se traduce en que del flujo solar incidente en los filtros, 
sólo un 4% aproximadamente entra al instrumento. Además, entre la entrada al instrumento 
propiamente dicho y la abertura en el escudo térmico, se utiliza un largo bafle, con un recubrimiento 
óptico absorbente, para que, en caso de desapuntamiento, se evite que la radiación solar incida 
directamente en la instrumentación. 
Interfaces térmicas dedicadas 
Puesto que todo el calor recibido por PHI debe ser evacuado por la interfaces térmicas “hot element” y 
“cold finger”, éstas deben estar repartidas lo mejor posible a lo largo del instrumento para minimizar 
los gradientes de temperatura.  El diseño base consiste en tres interfaces calientes (“hot element”), por 
las cuales se transferirá casi todo el calor recibido por PHI, y una interfaz fría (“cold finger”), que 
servirá sólo para enfriar el detector (CCD). En la figuras 6 y 7 se puede apreciar la distribución de las 
interfaces en la unidad óptica de PHI. 
Figura 6: “Hot element” interfaces  
Figura 7: “Cold finger” interfaz 
El fabricante de Solar Orbiter (contratista principal de la misión, EADS Astrium Ltd.) garantizará una 
temperatura en las interfaces, con ciertos márgenes, para cada caso de carga. 
Requisitos térmicos 
Como se ha mencionado en la introducción, cada componente tiene unos requisitos térmicos en forma 
de estabilidad temporal de la temperatura, niveles de la misma alcanzados, así como gradientes 
espaciales entre las distintas partes del instrumento. De todos los equipos del PHI, los más sensibles 
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desde un punto de vista térmico son los módulos de polarización (PMP, “Polarisation Modulation 
Package”) y el “Filtergraph” (interferómetro Fabry-Pérot). El primero, PMP, tiene unos límites 
operativos (-30ºC, 80ºC) que son aparentemente alcanzables a la vista de las temperaturas de las 
interfaces térmicas (ver tabla 2), pero requiere una estabilidad en temperatura de ±0,5K durante el 
tiempo de adquisición de medidas del instrumento (30 minutos aproximadamente). En cuanto al 
Filtergraph, se tienen principalmente dos requisitos térmicos. El primero, una estabilidad de ±0,01K 
para cada ciclo de medida (30 minutos) y el segundo, un nivel de temperatura constante en toda la fase 
científica, independientemente de la distancia al Sol, lo que hará necesario el uso de calentadores en el 
caso frío operativo. 
4. Análisis térmico 
Para comprobar la idoneidad del diseño térmico propuesto, se han realizado una serie de análisis 
siguiendo los estándares de la ESA. La herramienta utilizada ha sido ESATAN-TMS, tal y como se 
apuntó en el apartado 1. 
4.1. Modelo geométrico matemático 
Con el diseño opto-mecánico, contenido en un fichero tipo .STEP o similar, se procede a construir el 
modelo geométrico en ESATAN (ver figura 8). Las propiedades termo-ópticas de las superficies, hasta 
la elección final comercial, se han consultado en el texto de referencia [5]. A continuación es necesario 
realizar un análisis radiativo. En este caso se ha optado por método de trazado de rayos de Monte 
Carlo, con el que se obtienen los factores de intercambio radiativo entre las distintas superficies, así 
como las cargas solares e infrarrojas en órbita, en su caso.  
Figura 8: Modelo geométrico matemático 
4.2. Cargas y condiciones de contorno 
El siguiente paso es definir los casos de análisis, las cargas involucradas y las condiciones de contorno 
a utilizar. Se ha de reseñar que, en el análisis térmico, siempre se intenta ser conservador a la hora de 
elegir los casos de análisis, así como las condiciones de contorno. En este caso, los casos de carga 
utilizados se corresponden con los extremos de la órbita, es decir, lo más desfavorables en términos 
térmicos. En la tabla 1 puede encontrarse un resumen de las distintas cargas para cada caso de análisis. 
En la tabla 2 se describen las distintas temperaturas utilizadas como condiciones de contorno del 
problema. 
 
 
 
 
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Tabla 1: cargas térmicas 
                            Caso 
Calor (W) 
Caso caliente operativo 
(0,284 UA) 
Caso frío operativo 
(0,8 UA) 
Caso frío no operativo 
(1,5 UA) 
Disipación electrónica 5,9 5,9 0 
Energía solar incidente 12,5 1,54 0 
Calefactores 0 4 0 
Tabla 2: condiciones de contorno: temperaturas 
                                   Caso 
Temperatura (ºC) 
Caso caliente 
operativo (0,284 UA) 
Caso frío operativo 
(0,8 UA) 
Caso frío no operativo 
(1,5 UA) 
Hot Element I/F 50 -20 -30 
Cold Finger I/F -10 -10 -10 
Ambiente radiativo interior 50 -20 -30 
Bafles de entrada 111,5 – 150 (-113,4) – (-89,6) -170 
4.3. Modelo térmico matemático 
Por último, antes de resolver las ecuaciones de equilibrio en cada nodo, se ha de implementar lo 
anterior y añadir los acoplamientos conductivos entre las distintas partes de la geometría. Para ello, es 
necesario asignar espesores y materiales. Aunque los espesores se pueden obtener del diseño opto-
geométrico, en esta fase del proyecto no siempre han sido elegidos los materiales, por lo que se ha 
acudido a la referencia [5], para utilizar valores típicos. Si el análisis a realizar fuese transitorio, sería 
necesario además calcular las capacidades térmicas de los componentes del instrumento. En este caso, 
los análisis son estacionarios, por lo que este cálculo es innecesario. 
4.4. Resultados 
Para cada caso de análisis, utilizando el modelo construido junto con las cargas y condiciones de 
contorno, se obtienen las temperaturas de las distintas partes de PHI, así como los flujos de calor a 
través de las interfaces. En las figuras 9, 10 y 11 se pueden ver los mapas de temperaturas de PHI para 
los distintos casos de análisis. 
Figura 9: mapa de temperaturas – caso caliente operativo 
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Figura 10: mapa de temperaturas – caso frío operativo 
Figura 11: mapa de temperaturas – caso frío no operativo 
En cuanto a los flujos de calor, en la tabla 3 se pueden consultar los distintos valores obtenidos. La 
diferencia entre el calor saliente y el entrante (ver tabla 1) es el calor transferido por radiación desde 
los bafles de entrada a PHI. Por otro lado, los signos negativos del caso frío no operativo significan 
que PHI esta absorbiendo calor a través de las interfaces, pues no hay potencia ni cargas aplicadas y se 
transfiere este calor a los bafles de entrada, mucho mas fríos. 
Tabla 3: Flujos de calor a través de las interfaces 
                            Caso 
Calor (W) 
Caso caliente operativo 
(0,284 UA) 
Caso frío operativo 
(0,8 UA) 
Caso frío no operativo 
(1,5 UA) 
Hot element 22,48 6,59 -2,52 
Cold Finger 2,7 1,04 -0,23 
Estructura Solar Orbiter 3,15 0,36 -0,29 
 
  
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5. Conclusiones 
A la vista de los resultados, y cotejándolos con los requerimientos de Solar Orbiter contenidos en [4], 
se puede comprobar que los flujos de calor están dentro de los intervalos permitidos, lo que significa 
que el instrumento cumple los requisitos a nivel sistema. Por otro lado, sería deseable, también según 
[4], que el calor transferido por conducción y radiación al satélite fuese nulo (sólo se intercambiaría 
calor con las interfaces dedicadas “Hot Element” y “Cold Finger”). Sin embargo, es virtualmente 
imposible alcanzar el cero, por lo que se tendrá que trabajar en encontrar alguna manera de reducir al 
mínimo ese valor. Las temperaturas alcanzadas en PHI oscilan entre aproximadamente 70ºC en el caso 
caliente y -20ºC en el caso frío, ambos operativos. Esta diferencia de temperaturas entre los casos 
extremos da una idea del ambiente que se encontrará PHI una vez esté en el espacio. En cuanto a los 
requerimientos de algunas partes de PHI, como el módulo de polarización y el “Filtergraph”, con el 
análisis realizado es imposible estudiar con tanto detalle las temperaturas que se alcanzarán, así como 
su estabilidad. Por lo tanto, será necesario realizar una serie de análisis detallados, para ser capaces de 
predecir el comportamiento con la precisión adecuada. 
6. Agradecimientos 
Este trabajo ha sido financiado por el Ministerio de Ciencia e Innovación, Proyecto AYA2009-14105-
C06-02 
7. Referencias 
[1] FORTESCUE, P. STARK, J. Spacecraft Systems Engineering, 2ª Ed. Chichester, 1995. 574 p. 
(Ed. John Wyley & Sons Ltd)  
[2] MÜLLER, D. MARSDEN, R. Solar Orbiter Science Requirements Document. Issue 2 Revision 
0. 2010-10-29. ESA-ESTEC 
[3] SÁNCHEZ PÉREZ, J. M. Solar Orbiter: Consolidated report on mission analysis. Issue 1 
Revision 1. 2010-06-10. ESA-ESOC 
[4] BAGNASCO, G. and Solar Orbiter Team. Experiment Interface document, Part A. Issue 2 
Revision 7. 2011-04-08. ESA-ESTEC 
[5] GILMORE, DAVID G. Spacecraft Thermal Control Handbook, 2ª Ed. El Segundo, California, 
2002. 836 p. (Ed. The Aerospace Press, AIAA) 


Diseño térmico preliminar del Instrumento PHI de Solar Orbiter

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http://oa.upm.es/12633/2/INVE_MEM_2011_106875.pdf

Diseño térmico preliminar del Instrumento PHI de Solar Orbiter

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