[ES] En este trabajo se ha desarrollado una herramienta en Python capaz de determinar el flujo de radiación que incide sobre un satélite con el objetivo de modelar el comportamiento térmico pasivo de una plataforma espacial que orbita la Tierra. Se han implementado dos solvers: uno simula las trayectorias orbitales integrando numéricamente las aceleraciones mediante el método de Cowell; y otro calcula, utilizando modelos empíricos, las tres principales radiaciones presentes en el entorno terrestre: la solar, el albedo, y la emisión infrarroja del planeta. Utilizando este simulador se han computado las trayectorias e irradiaciones que experimenta un satélite esférico de 850 kg y 4,4 m de diámetro durante 4 días a través de siete órbitas relevantes de casos reales—ISS (LEO), JERS-1 (heliosíncrona), Vanguard 2 (MEO), TOPEX (excéntrica), NAVSTAR 50 (GPS), Molniya 3 (Molniya), y Galaxy 11 (geoestacionaria). Se ha encontrado que la perturbación por presión de radiación solar contribuye significativamente al error posicional a medida que crece la altura, comprendido entre 10 m/d para el primer caso hasta los 10 km/d para el último. La relación inversa sucede con las otras dos radiaciones de origen planetario que tan solo suponen un error de unas decenas de metros en órbitas bajas y con las condiciones adecuadas de iluminación. Se ha estudiado también el efecto que tienen los eclipses en la evolución de la temperatura en un satélite de menor tamaño (50 kg, 1 m de diámetro y 1000 J/(kg K) de capacidad térmica) sin medidas activas de control térmico en dos órbitas distintas— LEO y Molniya, revelando que se pueden dar diferencias de hasta 40 K entre las zonas de umbra e iluminadas y que éstas se ven amortiguadas a medida que aumenta la altura sobre la Tierra.

[EN] In this dissertation, a Python module has been developed to determined the radiation flux incident on a satellite in order to model the passive thermal behaviour of a space platform orbiting the Earth. Two solvers have been implemented: one simulates the orbital trajectories by numerically integrating the accelerations using Cowell’s method; the other calculates, applying empirical models, the three main radiations present in Earth’s environment: solar radiation, albedo, and the planet’s infrared emission. Using this simulator, the trajectories and irradiances experienced by a spherical satellite of 850 kg and 4,4 m in diameter have been calculated for four consecutive days across seven relevant orbits of real cases—ISS(LEO), JERS-1 (sun-synchronous), Vanguard 2 (MEO), TOPEX (eccentric), NAVS-TAR 50 (GPS), and Galaxy 11 (geostationary). The solar radiation pressure perturbation was fount to contribute significantly to the positional error with increasing altitude, ranging from 10 m/d for the former to 10 km/d to the latter. Conversely, the other two planetary radiation components account only for a slight error of a few tens of metres at LEO and under the right illumination conditions. The study examines the impact of eclipses on the temperature changes of a smaller satellite (50 kg, 1 m in diameter and 1000 J/(kg K) thermal capacity) without active thermal control measures in two distinct orbits—LEO and Molniya—has also been studied, revealing temperature gradients of 40 K between the umbra and illuminated zones, and that these differences are attenuated as the altitude above the Earth increases.