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SISTEMAS SATELITALES Curso de Actualización EPIE - UNSA 2010 1

Ing. Pablo Raúl Yanyachi

UNIVERSIDAD NACIONAL DE SAN AGUSTÍN DE AREQUIPA

FACULTAD DE PRODUCCIÓN Y SERVICIOSESCUELA PROFESIONAL DE INGENIERIA ELECTRÓNICA

CURSO DE ACTUALIZACION PROFESIONAL 2010

SISTEMAS SATELITALES

Dr. Ing. Pablo Raúl Yanyachi

Junio 2010





SISTEMAS SATELITALES

CONTENIDO

INTRODUCCION

1. APLICACIONES.

2. HISTORIA DE LOS SISTEMAS SATELITALES DE COMUNICACIONES

3. DESCRIPCION DE UN SISTEMA SATELITAL DE COMUNICACIONES

4. CARACTERISTICAS DE LAS COMUNICACIONES POR SISTEMAS SATELITALES

5. ORBITAS

5.1 ORBITA GEOESTACIONARIA Y SUS PARAMETROS

5.2 ECUACIONES DE LA ORBITA Y LEYES DE KEPLER.5.3 ELEMENTOS O PARÁMETROS ORBITALES.

5.4 DETERMINACION DE LOS ANGULOS DE VISION.

5.4.1 CALCULO DE ELEVACIÓN

5.4.2 CALCULO DE ACIMUT

5.5 ANGULO DE VISION DESDE EL SATELITE.

5.6 OTRAS ORBITAS

6 MEDIOS DE LANZAMIENTO

7. SUBSISTEMAS DEL SATELITE.

7.1 SISTEMA DE APUNTAMIENTO Y CONTROL ORBITAL

8. SISTEMAS SATELITALES DE USO CIVIL

8.1 INTELSAT.

8.2 INMARSAT. 8.3 EUTELSAT.

8.4 HISPASAT. 8.5 IRIDIUM

8.6 GLOBALSTAR

8.7 TELEDESIC8.8 NAVSTAR. GPS

8.9 GLONASS

8.10 GALILEO





INTRODUCCION

Los tiempos actuales permiten comprobar que los lejanos sueños de la conquista delespacio son una realidad, la cantidad de satélites artificiales que orbitan la tierrademuestran que todos los sistemas que los incluyen son en su mayoría de aplicacióncivil y por lo tanto materia de estudio para los profesionales de diferentes áreas.

Es evidente que el auge reciente de las telecomunicaciones con la inclusión de lossatélites implementados con microcircuitos de alto rendimiento y bajo consumo,computadores con alta capacidad de procesamiento, nuevos materiales y combustibles,etc., y especialmente la gran acogida por los usuarios de Televisión Directa, diversosservicios de Telefonía, Teleconferencias, Videoconferencias, etc, etc. nos inducen a

prestar mayor atención a los Sistemas Satélites de Comunicaciones. Sin embargo nodebemos obviar otros sistemas satelitales para otras aplicaciones tales como los deSistemas Satélites de Posicionamiento, Sistemas Satélites de Sensoriamiento Remoto yotros con fines de investigación.

De lo expuesto anteriormente consideramos que un curso de sistemas satelitales puedeser necesario para formalizar algo que hoy ya es de uso diario y común para losparticipantes de este Curso de Actualización y que este curso debe dar énfasis a losSistemas Satelitales de Telecomunicaciones porque sabemos que es el de mayor interéspara los profesionales de Ingeniería Electrónica.

Sin embargo por el corto tiempo, los temas tratados en el presente texto hablan de losSistemas Satelitales de la Telecomunicaciones sin analizar el tema de comunicacionesen si, mas específicamente tratamos del segmento Espacial: los Satélites como secolocan, como se controlan y como y porque se los ubican allí donde deben estar.





1. APLICACIONES.

Las aplicaciones de los sistemas satelitales de uso civil es muy diversa, desde que seapertura su uso con fines comerciales su desarrollo se ha incrementado enormemente yen los próximos años su aplicaciones prácticamente estarán en todas las actividades del

ser humano.

La cantidad de satélites y la frecuencias que usan para comunicarse a la tierra haoriginado la creación de diversas organización para la asignación de orbitas yfrecuencias de comunicación. Por ejemplo la Conferencia Administrativa Mundial deRadiocomunicaciones CAMAR (en inglés World Administrative Radio ConferenceWARC) asigna frecuencias para las radiocomunicaciones según los distintos servicios.La CAMAR se lleva a cabo bajo los auspicios de la ITU (InternationalTelecommunication Union) formada por las distintas administraciones del mundo.

Alguno de los servicios de radiocomunicaciones espaciales son:

- Servicio Fijo por Satélite para comunicaciones a través de uno o más satélites entreestaciones terrenas localizadas en puntos fijos.- Servicio de Radiodifusión vía Satélite que permite la recepción de sonido e imagen através de satélite por receptores individuales o colectivos.- Servicio Móvil por Satélite que proporciona comunicaciones entre estaciones terrenasmóviles a través del satélite. Si las estaciones terrenas están situadas a bordo de barcosse tiene el Servicio Móvil Marítimo, si a bordo de aviones el Servicio MóvilAeronáutico y si a bordo de vehículos en tierra el Servicio Móvil Terrestre. Esteservicio se usa también para detectar y localizar señales de socorro y emergencia.- Servicio de Exploración de la Tierra desde Satélite para meteorología, geodesia,exploración de recursos, etc. (DORIS, SLR, LLR)- Servicio de Exploración del Espacio en el que el satélite u otras plataformas seutilizan para investigación técnica o científica.- Servicio de Operación Espacial para la operación del satélite (telemedida, telemandoy seguimiento).- Servicio de Radiodeterminación por Satélite para poder determinar a posición yvelocidad de un objeto usando uno o varios satélites (GPS, GLONASS, GALILEO).- Servicio de Radioaficionados por Satélite que permite el acceso al satélite para losradioaficionados.- Servicio Entre Satélites para enlaces entre satélites.

- Servicio de Comunicación Global - ...

Otros servicios de los Sistemas Satelitales de uso civil son:

- Servicio de Sensoriamiento Remoto

- Servicio de Información Geográfica- ...





2. HISTORIA DE LOS SISTEMAS SATELITALES DE COMUNICACIONES

Desde 1957 en que fué lanzado el Sputnik, primer satélite artificial, miles de objetos sehan puesto en órbita alrededor de la Tierra, la Luna y los principales planetas. Losvehículos en órbita alrededor de la Tierra son de dos tipos esenciales: por una parte

están los satélites no tripulados para aplicaciones tales como Telecomunicaciones,Observación de la Tierra, Navegación, Astronomía y Geofísica; y por otra parte lasestaciones o naves tripuladas.

Los primeros trabajos relacionados con los satélites en órbita geoestacionaria, la másusada por los satélites de comunicaciones, se atribuyen a Hermann Noordung que en1929 publicó el trabajo: “The Problem of Space Fight, The Rocket Engine”, en el quedescribe el concepto de órbita geoestacionaria.

En el número de Octubre de 1945 de la revista Wireless World el autor americano deciencia y ciencia ficción Arthur C. Clark, considerado como el padre de las

Comunicaciones por Satélite, describió y analizó como usar la órbita situada a 36000km sobre el ecuador para comunicaciones globales. Un satélite situado en esta órbitatendría una velocidad angular igual que la de la Tierra y permanecería aparentementesiempre encima de la misma posición y podría recibir y retransmitir señales desde casiun hemisferio. Tres satélites equi-espaciados 120 grados podrían cubrir todo el mundoy, siempre que los mensajes pudieran retransmitirse entre los satélites, se podríanenlazar dos puntos cualesquiera del globo.

El 4 de Octubre de 1957 la Unión Soviética lanzó el primer satélite artificial, elSPUTNIK I, comenzando así la carrera espacial. Los EEUU lanzaron el SCORE (SignalCommunicating by Orbiting Relay Equipment) el 18 de Diciembre de 1958. Este era un

satélite de orbita elíptica baja de 101 minutos de periodo que difundía un mensaje deEisenhower grabado en cinta. Pero también permitía retransmitir mensajes. Su forma deoperar era grabar la transmisión del enlace ascendente cuando pasaba por encima de unaestación terrena y lo retransmitía bajo petición de otra estación. La duración máxima delmensaje era de 4 minutos y la capacidad del transpondedor era de un canal de voz o 70canales de teletipo de 60 palabras por minuto. La frecuencia del enlace ascendente erade 150 MHz, la del descendente de 132 MHz y el transmisor proporcionó una potenciade 8 W hasta que fallaron las baterías después de 35 días en órbita. Los primerossatélites utilizados para comunicaciones en tiempo real fueron repetidores pasivos deunos 30 metros de diámetro denominados ECHO (I, II) que se usaron entre 1960 y 1964

para enlaces entre las costas Este y Oeste de EEUU.Los primeros transpondedores en tiempo real de banda ancha fueron implementados enlos satélites TELSTAR (I, II). Proporcionaron 50 Mhz de banda para la transmisión deseñales analógicas FM en las bandas centradas en 6.38958 Ghz en el enlace ascendente(Up Link) y 4.16972 Ghz en el enlace descendente (Down Link).

Esta elección de frecuencias sentó el precedente para el uso de la banda C encomunicaciones por satélite y su potencial interferencia con los sistemas terrenales queusan la misma banda de frecuencias.

Diecinueve años después de la aparición del artículo de Clark, el 2 de Octubre de 1964,el satélite SYNCOM III fué colocado en la órbita de Clarke para proporcionarcomunicaciones a través del Pacífico. SYNCOM era un satélite de poco peso, 32 kg,





estabilizado por spin. Las células solares estaban colocadas en su cilindro exterior de0.7 m de diámetro y producían energía para alimentar un único transmisor con un tubode onda progresiva de 2 W. La antena era un array de ranuras sobre un coaxial queproducía un diagrama con simetría de revolución para iluminar siempre la tierra a pesardel giro del satélite. El éxito del satélite se debió a su utilización para retransmitir por

televisión los Juegos Olímpicos de Tokio a los Estados Unidos marcando el comienzode una nueva industria de comunicaciones.

El éxito del SYNCOM dió lugar al desarrollo de sistemas de satélites para aplicacionestanto nacionales o domésticas como internacionales. En 1964 se formó INTELSAT queseleccionó una modificación del SYNCOM como primer satélite operacional. LlamadoPájaro del Alba el INTELSAT I, iba equipado con un TWT de 6 W y una antena másdirectiva que proporcionaba varios cientos de canales de voz o dos circuitos de TV entreEuropa y USA. En 1986 INTELSAT puso en órbita los Intelsat VI con capacidad para35000 circuitos de voz y posteriormente los Intelsat VII para reemplazar a los Intelsat Va los que doblarán en capacidad (2 x 24000).

Sin duda la historia de las comunicaciones por satélite puede seguirse con la evoluciónde las técnicas y tecnologías implementadas en las sucesivas generaciones de sistemasINTELSAT. Por ello se incluye la siguiente tabla resumen. Más adelante se incidirá condetalle en el impacto que suponen los diversos parámetros de la tabla.

Tabla 1.

Canadá, cuyos territorios del norte presentan una población muy diseminada quedificulta las comunicaciones terrestres, fué el primer país que operó un sistemadoméstico de comunicaciones, el Anik-A. La política de "cielos abiertos" establecidapor la FCC (Federal Communications Comision) en EEUU en 1972, permitiendo lapropiedad de sistemas de satélite a organizaciones privadas, estimuló la evolución de lossistemas domésticos de satélites y la implementación de nuevos servicios. Los satélites

se han ido haciendo más grandes y más potentes, permitiendo el uso de estacionesterrenas más pequeñas y económicas al alcance de más usuarios.

Uno de los factores iniciales que condujeron a la proliferación de terminales pequeñosfué la petición de la industria americana de televisión por cable de interconectarse anivel nacional vía satélite. La reglamentación inicial de antenas de 10 m de diámetro serelajó con los desarrollos de FETs de Arseniuro de Galio que hicieron posiblereceptores de bajo nivel de ruido a bajo coste. Miles de antenas entre 3 y 7 m dediámetro se instalaron en los sistemas de cable a finales de los 70.

El gran impulso hacia los terminales caseros de recepción de TV se produjo con elanuncio, en el catálogo de Navidad de 1979 de Neiman-Marcus, de un terminal por36500 dólares. Aunque fué adquirido solamente por un puñado de rancheros la idea





estimuló la oferta, por parte de un gran número de suministradores de equipossemejantes, para la recepción directa de los programas, en principio destinada a suredistribución por cable, a precios cada vez más bajos. La difusión directa de TV (depago) a antenas domésticas fué inaugurado en Noviembre de 1983 por United SatelliteCommunications Inc., en el Noreste de los EEUU, que alquiló canales en banda Ku del

Anik-C con una PIRE de 50 dBW, lo que permite el uso de antenas receptoras pequeñasde 1 m de diámetro. Con estas antenas, la interferencia de los satélites adyacentessituados a 2º se evita porque entra por el primer nulo del diagrama. Para los satélitesmás alejados, el nivel de lóbulos secundarios se mantiene bajo utilizando reflectoresoffset.

Además de televisión, los satélites domésticos permiten la distribución eficiente dedatos por medio de lo que se denominan redes VSAT (Very Small Aperture Terminals oterminales con aperturas muy pequeñas). Las redes celulares terrenales dan servicio decomunicaciones móviles fundamentalmente a usuarios en áreas urbanas pero no soneconómicamente rentables para comunicaciones en áreas rurales con densidad de

población baja. La tecnología de los satélites de comunicaciones permite actualmenteeste tipo de comunicaciones a bajo coste. Los sistemas de comunicaciones móviles porsatélite MSAT pueden complementar a los sistemas celulares terrenales extendiendo lacobertura de comunicaciones desde las áreas urbanas a las rurales. Pero los sistemasMSAT no están limitados a las comunicaciones móviles terrestres e incluyen tambiénservicios móviles aeronáuticos y marítimos para aplicaciones tales como transportemarítimo, ferrocarril, autobuses escolares, seguimiento y localización de vehículos enflotas de transporte, teléfono aéreo, medicina, etc.

Precisamente para proporcionar los primeros servicios móviles marítimos por satélite secreó el consorcio internacional INMARSAT (International Maritime SatelliteOrganization) en Julio de 1979 y que comenzó a dar servicio en Febrero de 1982. Laforma de organización es similar a la de INTELSAT siendo los socios con mayorporcentaje los EEUU (23.33%) y la antigua Unión Soviética con el 14%. INMARSATalquila transpondedores a INTELSAT (los satélites que llevan tráfico marítimo vanequipados con un subsistema de comunicaciones marítimas MCS) y desarrollan satélitespropios. La primera serie fueron satélites MARECS construidos por la ESA (AgenciaEuropea del Espacio) y luego la serie INMARSAT II. Además del tamaño de la antena,el método de acceso al satélite tiene un gran impacto en el coste del sistema. El accesomúltiple por división en frecuencia FDMA es el que requiere menos potencia en elenlace ascendente, debido al poco ancho de banda que ocupa cada portadora individual.

Pero, para reducir el efecto de intermodulación, el transpondedor debe trabajar en zonalineal, por lo que el transmisor del satélite se usa en una zona de trabajo poco eficiente.El acceso múltiple por división en el tiempo, TDMA, utiliza el transmisor del satélite enzona de saturación, obteniendo una alta eficiencia. Pero requiere una potencia detransmisión de la estación terrena alta, así como un controlador complejo y caro. Portanto, un satélite capaz de aceptar un enlace ascendente en FDMA, y reformatear laseñal para enviarla en TDM en el enlace descendente, obtendría las ventajas de ambossistemas y permitiría el uso de terminales de usuario del menor coste posible. El satélitese complica por el proceso de conversión de modulación requerido a bordo.

La tendencia, por tanto, en la evolución de los satélites de comunicaciones es hacia el

uso de terminales pequeños y de bajo coste para permitir el acceso al sistema de cadavez más usuarios. Ello se hace posible por el uso de técnicas de Procesado a Bordo que





permitan el reformateo de las señales, así como el uso de antenas multihaz, con hacesspot de alta ganancia. Ambas técnicas son también de aplicación en los sistemasglobales de comunicaciones por satélite, tales como el Iridium, Odissey, Globalstar, etc,en los que en lugar de usar satélites en órbitas geoestacionarias se usan conjuntos desatélites en órbitas bajas. El desarrollo de este tipo de sistemas se ha visto impulsado

recientemente a raíz de la reconversión de la industria militar de comunicaciones debidaal nuevo orden internacional consecuencia del desmembramiento de la Unión Soviética.





3. DESCRIPCION DE UN SISTEMA SATELITAL DE COMUNICACIONES

Un sistema de comunicaciones por satélite está formado por estaciones terrenas, para latransmisión y recepción de las señales, y satélites situados en una órbitageoestacionaria, ubicados a 36.000 Km de la superficie de la Tierra, que recogen,

amplifican y retransmiten las señales enviadas desde las estaciones terrenas. Senecesitan además estaciones que permitan el seguimiento del satélite, así como elcontrol y la supervisión, tanto del satélite como de los sistemas de comunicaciones, através de telemando y telemedida de los mismos.

En el caso de radiodifusión directa de televisión vía satélite el servicio que se dá es detipo unidireccional por lo que normalmente se requiere una estación transmisora única,que emite los programas hacia el satélite, y numerosas estaciones terrenas de recepciónsolamente que captan las señales provenientes del satélite. Otros tipos de servicios sonbi-direccionales y las estaciones terrenas son de transmisión y recepción. Un requisitoimportante del sistema es el conseguir que las estaciones sean lo más económicas

posibles para hacerlas accesibles a un gran número de potenciales usuarios, lo que seconsigue utilizando antenas de pequeño diámetro y transmisores de baja potencia.Naturalmente que la economía de escala en aquellas aplicaciones que lo admiten es unfactor determinante del coste.

Para poder reducir la dimensión de las antenas receptoras en tierra se requiere lautilización de tubos amplificadores de gran potencia a bordo del satélite, lo que a su vezexige la utilización de grandes paneles solares que generen la potencia primarianecesaria para alimentar a estos tubos. La función principal de la estación terrenatransmisora es la adecuación de las señales para su transmisión hacia el satélite, desde elque se realizará la difusión de las mismas. Su misión es conceptualmente el mismo queel de una estación convencional de telecomunicaciones, dado que el procesamiento de laseñal a transmitir es similar en todos los casos. Por tanto la estación estará formada porun subsistema de antena, un subsistema de seguimiento para apuntar el haz hacia elsatélite deseado, un subsistema de transmisión - recepción en radiofrecuencia, una etapade conversión de frecuencia, modulación y demodulación y un sistema de conexión conlas redes terrenales, así como lógicamente el suministro de energía para toda la estación.En principio la cadena de recepción no es estrictamente necesaria en la estacióntransmisora de los servicios de radiodifusión que implican una comunicación de tipounidireccional, sin embargo sería conveniente supervisar las portadoras transmitidas através del satélite por lo que debemos considerar la cadena de recepción como parte

integrante de la estación transmisora. Naturalmente que en las estaciones de solorecepción no hay cadena transmisora y que en general las estaciones de transmisión yrecepción tienen ambas.

El dimensionado, la configuración y la interconexión de los diferentes subsistemas de laestación dependerá fundamentalmente del número de canales a transmitir, así como delsistema de redundancia que se adopte. En el canal de transmisión la señal, una vezmodulada en frecuencia o en fase, se traslada a la frecuencia de transmisión pasandoluego por el amplificador de alta potencia. Esta cadena constará de tantas vías comocanales se vayan a utilizar en un satélite.

El control y supervisión del sistema de comunicaciones debe realizarse en otra estaciónseparada, en la que se ubique el centro de control en el que se procesa la información





que permite tomar las decisiones necesarias de estructuración del sistema y que permitetomar las medidas correctoras que pudieran necesitarse.

Las funciones de control y supervisión pueden subdividirse como sigue:a) Telecontrol y telemedida del satélite

b) Pruebas periódicas en órbita de los parámetros principales del módulo de comuni-caciones del satélite.c) Supervisión de la calidad y características de las señales que se emiten a través delsatélite.

Periódicamente se realizan pruebas en órbita para supervisar las características deltransponedor del satélite. Se trata de obtener información acerca de los parámetros quedefinen los canales repetidores. Se hacen medidas de todos los valores especificadosimportantes para el desempeño de las funciones del satélite. Estos parámetros sesubdividen en tres categorías: parámetros de entrada, parámetros de salida y parámetrosde transferencia. A título orientativo se pueden mencionar los siguientes parámetros que

se deben controlar:- El factor de calidad del receptor.- La densidad de flujo de potencia a la entrada del receptor.- La potencia radiada.- La estabilidad de frecuencia.- Las características de transferencia y de linealidad del repetidor.- La descriminación de polarización de las antenas del satélite.

Estas pruebas son necesarias tras la puesta en órbita del satélite tanto para su aceptacióncomo para establecer las características reales de funcionamiento del módulo decomunicaciones. Periódicamente a lo largo de la vida del satélite, o cuando se detectaalgún fallo o degradación en los repetidores, se realizan estas pruebas con el fin deseguir la evolución y comportamiento de aquel.

En un sistema de radiodifusión directa de televisión se deben supervisar los parámetrosmás importantes de las portadoras transmitidas con objeto de comprobar de maneracontinua el correcto funcionamiento del sistema y, en particular, para asegurarse de queel conjunto de estación transmisora y satélite está generando una señal dentro de loslímites admisibles para que la recepción en tierra tenga una calidad aceptable. Sesupervisan parámetros tales como presencia de portadora, potencia de portadora yfrecuencia de la misma, relación portadora a ruido y dispersión energía, pero se analizan

también los parámetros más significativos de las señales (por ejemplo de video y audioen radiodifusión) que permitan determinar la calidad con la que se reciben en losterminales de usuario.

Por supuesto que el elemento más característicos del sistema es el propio satélite. Unsatélite de comunicaciones consta de un módulo de servicio, que comprende losaparatos necesarios para el mantenimiento del satélite en órbita, y un módulo de

comunicaciones específico para la misión o misiones a cumplir.

Dentro del módulo de servicio pueden destacarse los subsistemas de suministro deenergía, de estabilización del satélite, de control orbital del mismo, control térmico,

telecontrol y telemedida y, finalmente, estructura mecánica del propio satélite.





El sistema de comunicaciones consta típicamente de los siguientes elementos:- La antena de recepción.- El receptor conversor de frecuencia de banda ancha.- El multiplexor de entrada.- Amplificadores de canal.

- Amplificadores de potencia.- Multiplexor de salida.- Antena de transmisión.

La antena de recepción tiene una ganancia relacionada con las dimensiones deseadas dela estación transmisora de tierra y, fundamentalmente, del área de cobertura o de la zonade servicio.

El receptor de bajo ruido se requiere porque la gran distancia a la que se encuentra elsatélite provoca el que la señal enviada por la estación terrena sea recibida muydébilmente y deba utilizarse un receptor cuyo ruido interno sea muy inferior a la señal

recibida, para que no se degrade la calidad. Por otra parte típicamente las señalesemitidas desde el satélite a tierra utilizan una banda alrededor de 12 GHz mientras quela recepción es en la banda de 17 GHz para DBS, difusión directa por satélite, ( o 12 / 14 GHz para FSS, servicio fijo por satélite, en banda Ku o 4 / 6 Ghz en banda C) por loque es necesaria una conversión de frecuencia.

El multiplexor de entrada se encuentra a continuación de la unidad de recepción y sufunción es extraer de la banda asignada, amplificada y trasladada en frecuencia por elreceptor, cada uno de los canales que tenga asignados el servicio. Cada una de lassalidas del multiplexor se conecta a un canal formado por una etapa amplificadora y eltubo de potencia.

El amplificador de canal precede al amplificador de potencia y su misión esproporcionar parte de la ganancia de la cadena repetidora y obtener el nivel de señaladecuado para el ataque al amplificador de potencia en su punto óptimo de trabajo. Elamplificador de canal lleva incorporado un atenuador variable en etapas tele comandadodesde tierra que permite ajustar el punto de trabajo del repetidor al valor deseado. Paraasegurar una potencia de salida constante, esta unidad puede estar equipada con uncontrol automático de nivel. La parte de la cadena repetidora encargada de suministrarla potencia a transmitir consta de un amplificador de ondas progresivas TWT de elevadapotencia así como el equipo auxiliar encargado de suministrar la alimentación eléctrica

a los electrodos del mismo.El multiplexor de salida es una unidad cuya función es inversa a la realizada por elmultiplexor de entrada, ya que su misión es reunir en una misma salida las señalesprocedentes de cada uno de los canales y encaminarlas todas a la antena transmisora. Enel diseño de esta unidad deben tenerse en cuenta dos limitaciones: por una parte la altapotencia que debe soportar, al recibir la salida de los amplificadores de potencia de loscanales, y por otra parte las bajas pérdidas que debe presentar debido a que de locontrario la potencia entregada por los tubos de emisión se disiparía incrementadomucho la temperatura.

La antena de transmisión debe estar diseñada para cubrir la zona de cobertura que sedesee. Dado que no es posible acceder al satélite una vez puesto en órbita es necesario





asegurar su pleno funcionamiento ante la posibilidad de fallos en los equipos, lo queobliga a que las partes más críticas tengan un determinado nivel de redundancia, enfunción del grado de fiabilidad que se alcanzar. La fiabilidad del satélite vendrádeterminada por la de cada uno de los subsistemas que lo integran y por la redundanciade los equipos. Existe un compromiso entre redundancia peso y complejidad del satélite,

por lo que la redundancia va dirigida a aquellos equipos o subsistemas que tienen unfuerte impacto en el correcto funcionamiento del satélite o aquellos cuya fiabilidad esmenor.

Por último es conveniente mencionar algunos de los aspectos generales del satéliterelacionados con el módulo de comunicaciones. La energía primaria necesaria para elsatélite es proporcionada por los paneles solares, que alcanzan grandes dimensiones enel caso de radiodifusión debido a la elevada potencia de emisión requerida. El mayorconsumidor de la energía del satélite es el paso amplificador final de transmisión, siendonecesario utilizar amplificadores que tengan valores altos de eficiencia.

Además, el satélite estará equipado con baterías necesarias para realizar las funciones demantenimiento del mismo durante los periodos de eclipse, en los que el sol no llega alsatélite y los paneles solares no producen energía.

La masa del satélite está directamente relacionada con la potencia de transmisión aldepender de ella el tamaño de los amplificadores de potencia, el de los panales solares,el control térmico y, consecuentemente, la potencia del motor de apogeo, así como lacantidad de combustible que se requiere para mantener el satélite en órbita durante eltiempo estimado de la misión.





4. CARACTERISTICAS DE SISTEMAS SATELITALES DE COMUNICA-CIONES

El diseño del satélite para un sistema satelital de comunicaciones es un procesocomplicado que involucra la interacción de diversas disciplinas. El primer problema es

el propio satélite. Debe ser tan pequeño y ligero como sea posible y debe utilizar elmínimo posible de energía. Colocar un kilo de peso en órbita geoestacionaria es muycaro. Generar la electricidad necesaria para el satélite requiere tanto peso como área depaneles solares. Ya que la capacidad de comunicaciones es lo que proporciona lasganancias del satélite, éste debe ser capaz de llevar tantos canales de comunicacionescomo sea posible. Ya que los satélites y los lanzamientos de los mismos son caros, elsatélite debe ser capaz de funcionar sin mantenimiento por muchos años en un entornohostil de alto vacío, a través de ciclos térmicos muy severos y bajo el constantebombardeo de la radiación de partículas subátomicas y micrometeoritos.

Por otra parte, ya que la tecnología de comunicaciones cambia tan rápidamente, el

diseño de los satélites debe hacerse tan flexible como sea posible.Otra consideración es la distancia entre el satélite y la Tierra, una distancia deaproximadamente 36.000 Km, que corresponde a aproximadamente el 90% de unrecorrido del Ecuador de la Tierra, y una señal debe atravesar esta distancia una vezpara alcanzar el satélite geoestacionario y otra vez para volver a tierra. Las pérdidas, queson proporcionales al inverso del cuadrado de la distancia, son enormes (del orden de200 dB en cada trayecto) y además en las frecuencias por encima de 10 GHz se leañaden las pérdidas debidas a la lluvia. En el enlace ascendente se pueden utilizartransmisores con mucha potencia y antenas grandes pero tanto uno como otro son muycaros e inconvenientes. En el enlace descendente el tamaño de la antena y la potenciadel transmisor están limitados, uno por la electricidad que pueda generar el satélite y elotro por la zona de servicio que deba cubrirse, y las señales recibidas en tierra sonextremadamente débiles, más débiles que las encontradas en cualquier otro tipo desistema de comunicaciones. A resulta de esto debe prestarse mucha atención a laganancia de la antena, eficiencia del trasmisor, la figura de ruido del receptor y demásaspectos de modulación y codificación de la señal. Aún así, las limitaciones técnicas yeconómicas del hardware requieren un gran esfuerzo en todos los aspectos de softwarede comunicaciones por satélite. Por ello se dedica mucho trabajo al desarrollo deesquemas de modulación y codificación para detectar y corregir los errores detransmisión introducidos por el ruido. El acceso múltiple es también un problema. Unsatélite puede tener muchos usuarios dispersados en un país o incluso en un hemisferio

completo. Para maximizar el retorno económico el satélite debe permitir el servicio a unnúmero grande y cambiante de usuarios de manera simultánea y eficiente con el mínimocontrol externo posible.

Finalmente tenemos las estaciones terrestres. Deben ser lo suficiente baratas para quepuedan comprarlas los usuarios, pero potentes y suficientemente sofisticadas parapoderse comunicar de manera eficiente con los satélites. Deben también cumplir losrequisitos de licencia y de regulaciones gubernamentales que se requieran. Deben sercapaces de encontrar a sus satélites de forma rápida y mantener la comunicación conellos a través de cambios orbitales a veces imprevistos.

En definitiva pués los satélites se utilizan para comunicaciones a gran distancia entredos antenas terrenales donde el satélite actúa normalmente como un repetidor no





regenerativo. Esto es, el satélite simplemente recibe una señal desde una estaciónterrena transmisora la amplifica y la retransmite hacia otra estación terrera receptora.Los canales del satélite ofrecen una excelente alternativa a las fibras ópticas y a loscables para transmisión a grandes distancias y en particular sobre rutas dispersas en lasque el tráfico de comunicaciones es pequeño. Los satélites tienen la característica

potente de proporcionar un medio de acceso múltiple que es inapreciable paracomunicaciones de acceso aleatorio de un gran número de usuarios. Una limitación delos satélites es la limitación de la potencia disponible para transmisión ya que estapotencia se obtiene de la energía solar. Además, la configuración de los vehículos delanzamiento limita el tamaño de las antenas de transmisión y recepción del satélite.





5. ORBITAS

5.1 ORBITAS. PARAMETROS DE LA ORBITA GEOESTACIONARIA

Un satélite de comunicaciones es un satélite artificial que se mantiene en órbita terrestre

bajo la acción simultánea de la gravitación terrestre y de la fuerza centrífuga adquiridapor la energía cinética que se le imprime en su puesta en órbita.

Figura 1. a) Acción exclusiva de la gravedad; b) pequeño impulso inicial y movimientoparabólico resultante; c) mayor impulso inicial y mayor alcance.

Figura 2. Si el impulso inicial es suficiente el alcance es tal que el cuerpo entra enórbita.

En la figura 1 se ve una secuencia en la que al imprimir una velocidad inicial v seconsigue transformar el movimiento rectilíneo de caída gravitacional en un movimientoparabólico. El alcance se incrementa al aumentar la velocidad inicial como se indica enla parte c). La figura 2 muestra cómo si este impulso es suficiente el cuerpo entra enórbita entorno a la tierra.





Un satélite situado en órbita geoestacionaria gira entorno a la Tierra en el planoecuatorial a la misma velocidad y sentido de giro que ésta de manera que, para unobservador en su superficie, el satélite aparenta estar siempre en la misma posición.

Para comunicarse con este satélite las antenas de las estaciones de tierra estarán

estáticas, no necesitan seguir al satélite ya que éste aparentemente no se mueve, y portanto podrán ser sencillas y económicas.

La Tierra es aproximadamente esférica con un radio de 6377 Km. y gira entorno a su ejeaproximadamente una vuelta cada 24 horas. Debido a que la Tierra no solo gira entornoa su eje sino que también da una vuelta alrededor del Sol una vez cada año la medidaexacta de la duración de un día es relativamente complicada.

El día sidéreo, es decir el tiempo de rotación de la Tierra medido respecto a una estrellalejana, difiere del día solar o medido respecto al Sol. La duración de un año es de365.25 días pero en este tiempo la tierra da 366.25 vueltas entorno a su eje. El periodo

de rotación sidéreo es pues de 24h x 365.25 / 366.25 o sea 23 h 56 m 4.1 s. El plano enel que gira la Tierra respecto al Sol se llama eclíptica y el eje de rotación de la Tierraestá girado 23º 27' respecto a la eclíptica como indica la figura 1.5.3.

Figura 3. Orbita de la Tierra entorno al Sol.

Si la Tierra fuese realmente esférica y tuviese una densidad uniforme, su masaequivalente podría considerarse como puntual y su fuerza de atracción sobre un satélitede masa m vendría dada por

(1)

donde M es la masa de la Tierra (5.977x1024 kg), G es la constante de gravitaciónuniversal (6,67x10-11 Nm2 /Kg2) y r la distancia desde el satélite al centro de la Tierra.





Figura 4 Cálculo simplificado de la órbita geoestacionaria.

Cualquier satélite situado en una órbita circular está en una situación de equilibrio entrela fuerza centrífuga Fc debida a su movimiento entorno a la Tierra y la fuerza deatracción gravitacional Fg.

(2)

donde m es la masa del satélite en kg y v es su velocidad.

De las ecuaciones (1) y (2) podemos encontrar que la velocidad del satélite debe ser:

(3) y el periodo de rotación del satélite será:

(4)

Para un satélite geoestacionario este periodo de rotación es el mismo que el de la Tierra,

o sea la duración de un día sidéreo. Por tanto de la ecuación (4) podemos obtener ladistancia del satélite al centro de la Tierra y, posteriormente, la altura de la órbitageoestacionaria y la velocidad del satélite. Los parámetros característicos de la órbitageoestacionaria se recogen en la Tabla 2.

Tabla 2





5.2 ECUACIONES DE LA ORBITA Y LEYES DE KEPLER.

Figura 5 Sistema de coordenadas inercial.

Para obtener de forma general las órbitas de los satélites entorno a la Tierra se van asuponer las siguientes simplificaciones iniciales: El centro de masas de la Tierra puedeconsiderarse puntual y en el centro de la misma, el satélite se considera también unamasa puntual y solo se tiene en cuenta la fuerza de atracción gravitacional Tierra-satélite. Con estas simplificaciones se obtendrán a continuación las Leyes de Kepler yposteriormente se verán las perturbaciones que se producen cuando se tienen en cuentaefectos adicionales (asimetrías de la Tierra y efectos adicionales de atracción del Sol yde la Luna principalmente).

El desarrollo de las ecuaciones comienza estableciendo el sistema de coordenadasinercial asociado a la Tierra de la figura 5. El origen del sistema se toma en el centro de

la Tierra donde se considera concentrada su masa M, el eje z pasa por el Polo Nortegeográfico y los ejes x e y están en el plano del Ecuador (posteriormente se definirá cuales la dirección inercial del eje x).

La posición del satélite de masa m está determinada por su vector de posición→

r La fuerza gravitacional sobre el satélite es:

) r ( r

Mm G F

2 g

→→

−= (5)

y la fuerza inercial sobre el satélite de acuerdo con la segunda ley de Newton es:

2

2

c dt

r d m a m F

→→→== (6)

La ecuación del movimiento del satélite se obtiene igualando ambas fuerzas resultando:

0 r

k r

dt

r d 2 2

2

=→

+

→

(7)

dondek = GM = 3.99x10 14 [m3 /seg2]

(8)

es la denominada constante de Kepler.





La ecuación diferencial del movimiento es una ecuación diferencial vectorial desegundo orden cuya solución requiere la determinación de 6 constantes.

Haciendo el producto vectorial )(→→

a r x resulta: 0

dt

r d r

2

2

=

→→

x . Teniendo en cuenta que:

2

2

dt

r d r

dt

r d

dt

r d

dt

r d r

dt

d →

→→→

→

+=

→

xxx . Resulta 0 dt

r d r

dt

d =

→→

x y por tanto

→→→→

→

== h v r dt

r d r xx (9)

que es constante y se denomina momento angular orbital del satélite. Pero estemomento angular orbital solo puede ser constante si la órbita está en un plano.

En efecto: 0 r r v v r r h r ( ≡⋅=→→→→→→→→

×⋅= )( )xx y por tanto→→

⊥ h r

Por tanto el problema tridimensional del movimiento del satélite se reduce a unproblema de movimiento en un plano, cuya orientación aún se desconoce. Para abordarahora el problema en este plano orbital se define un nuevo sistema de coordenadas conel eje z perpendicular al plano, figura 6.

Figura 6. Sistema de coordenadas en el plano orbital.

El vector velocidad es tangente a la trayectoria y conviene usar coordenadas polares(r, ϕ, ϕ, ϕ, ϕ) para describir la posición. Para expresar la ecuación de la trayectoria encoordenadas polares deben expresarse la velocidad y la aceleración en dichas ellas. Así:

dt

r d r

dt

r d r r r

dt

d

dt

r d v

→→→

→→

+=== )( ydt φ

d φr

dt φ

d φ r

dt r

dr r

dt

r d

∂∂

=∂

∂+

∂∂=

→→→→

,

además φsin y φcos x r →→→ += y por lo tanto →→→→

=+−=∂∂ ϕ cos φy sin φx φ

r . Así





→→→+= ϕ

dt

d φr r

dt dr v (10)

Para obtener la aceleración se debe derivar ahora la velocidad respecto al tiempo:

dt v d dt

r d a 2

2 →→

→

== y teniendo en cuenta que dt d φr dt d φd φdt d →

→→

−=∂= ϕ ϕ resulta:

+

−=

→→→

dt

d φr

dt d

r 1

dt

d φr

dt r d r a 2

2

2

2

ϕ . (11)

Igualando entre si las componentes en→

r y en→

ϕ , en la ecuación del movimiento (7)

escrito en coordenadas polares (10) y (11), resulta el sistema de ecuaciones escalares:

=+

−

=

0 r

k dt

d φr

dt

r d

0 dt

d φr

dt d

r 1

2

2

2

2

2

(12)

Figura 7. Definición del diferencial de área barrido.

La 1ª ecuación indica que cte dt

d φr 2 = y teniendo en cuenta que

dt

d φr v x r h 2 ==

→→→

resulta

cte dt

d φr h 2 == (13)

Como además, según puede verse en la figura 1.5.7 d φr 1

dA2

= , con (13) resulta:

cte h 2 1

dt dA == (14)

que es la expresión matemática de la 2ª ley de Kepler: “ Áreas barridas en tiemposiguales son iguales”.

De (13) obtenemos:2

3 2 2

r

h dt

d φr cte

dt

d φr h =

⇒== y de la 2ª ecuación del sistema:

0 r

k

r

h

dt

r d 2 2

3

2

2

=+− (15)

Para eliminar t en el primer termino de (15):

d φdu h

r h

d φdr

dt d φ

d φdr

dt r d

2 −=== ; )()(

2

2 2 2

2

2

d φ

u d u h d φdu h

dt d

dt

r d −=−=





donde se ha hecho el siguiente cambio de variable:

2 r

dr du r 1u −=⇒= (16)

De la ecuación (15) resulta:

2 2

2

h

k

u d φ

u d

=+ (13)Y la solución de esta ecuación diferencial es:

)o 2 φ- φ

h

k u cos(C+= (14)

Retornado del cambio de variable y eligiendo el eje x o de manera que ϕ ϕϕ ϕ o = 0 resulta:

φe 1

p r cos+

= (15)

donde :k h p

2

= y pC e = .

Para e < 1 la ecuación (15) es la ecuación de una elipse, y es la expresión matemática

de la 1ª ley de Kepler.

El período de rotación del satélite en la órbita se puede obtener igualando el área de laelipse (ππππab) con el área barrida en un periodo orbital (↔↔↔↔hT).

hT 2 1

π ab hdt 2 1dA =⇒= (16)

donde T es el período de rotación.

Sustituyendo h resulta:2

1k

a 2 π T 2

3

= , (17)

que es la expresión matemática de la 3ª ley de Kepler: “el cuadrado del periodo de revolución es proporcional al cubo del semieje mayor”.

En resumen se han obtenido las leyes de Kepler:

• Las órbitas son planas y el satélite describe una elipse con un foco en el centro demasas de la Tierra.• El radio vector describe áreas iguales en tiempos iguales.

Figura 8.- Elipse orbital

• Los cuadrados de los periodos orbitales de dos satélites tienen la misma relación quelos cubos de sus distancias medias al centro de la Tierra.





La elipse de la órbita se representa en la figura 8. donde

φe 1

) e - a(1r

2

cos+= . (18)

La velocidad del satélite en cualquier punto de la órbita viene dada por:

( ) -a 1

r 2 k v = (19)

El punto de la órbita más próximo a la Tierra, que está en uno de los focos de la elipse,se denomina perigeo mientras que el más apartado se denomina apogeo. La velocidaddel satélite es máxima en el perigeo y mínima en el apogeo.

Para localizar al satélite en la órbita basta con determinar el ángulo ϕϕϕϕ de la figura 8 quese denomina anomalía verdadera del satélite. Se mide desde el eje x0 que pasa por elperigeo por lo que ϕϕϕϕ es el ángulo desde el perigeo hasta la posición del satélite.

Figura 9 Satélite ficticio y Anomalías.

La velocidad angular media del satélite es el cociente entre el ángulo (2ππππ) recorrido porel satélite en un periodo y el tiempo T de dicho periodo, es:

a

k

a

1

T

2 π η == . (20)

Si se circunscribe la órbita con una circunferencia de radio a, un cuerpo (satéliteficticio) que describa esta órbita circular llevaría una velocidad angular constante igual ala velocidad angular media del satélite real. A la anomalía media M, como se indica enla figura 9, se define al ángulo respecto al centro de la circunferencia circunscrita, de laposición del satélite ficticio. También se define la anomalía excéntrica E como elángulo entre el eje x0 y la intersección de la vertical del satélite con la circunferencia, talcomo se indica en la figura 9. Ambas anomalías están relacionadas mediante laecuación: E sin e E M −= (21)

Si el instante de paso por el perigeo es tp la anomalía media puede obtenerse como:





E sin e E ) t (t ηM p −=−= (22) Por tanto, si se conocen la excentricidad e, el semieje mayor de la órbita a y el tiempode paso por el perigeo tp se puede obtener la posición del satélite en la órbita de lasiguiente forma:1º) Se calcula la velocidad angular media η de (20).2º) Se determina la anomalía excéntrica E de (22).3º) Se determinan las coordenadas polares (r,ϕϕϕϕ) mediante las ecuaciones:

(23)

(24)4º) Las coordenadas cartesianas pueden ahora obtenerse como:

φsin r y φ,r x o o cos == (25)Ahora que se ha localizado al satélite dentro de su órbita, hay que localizar dicha órbitarespecto a la Tierra. Para ello hay que encontrar las transformaciones entre el sistema(xo, yo, zo=0) y un sistema de coordenadas de un usuario o estación sobre la superficie

de la Tierra.

Figura 10 Definición de la inclinación i, ascensión recta del nodo ascendente ΩΩΩΩ yargumento del perigeo ωωωω.

En la figura 5 se definió el sistema de coordenadas inerciales asociado a la Tierra salvola dirección del eje xi. Dicho eje apunta hacia una dirección fija en el espacio γ γγ γ ,denominada Punto Vernal o primer punto de Aries y que une el centro de la Tierra con

el del Sol en el Equinoccio de Primavera (día 21 de Marzo). Este sistema decoordenadas se traslada con la Tierra en su órbita alrededor del Sol pero no gira con laTierra. Su eje xi tiene siempre la misma dirección.

El plano de la órbita intercepta al plano ecuatorial según una recta que se denominalínea de nodos. Los dos puntos de intersección de la órbita con el plano ecuatorial sedenominan nodos. El nodo ascendente es aquel en el que el satélite cruza el planoecuatorial de Sur a Norte, y el nodo descendente es aquel en que cruza de Norte a Sur.

El ángulo, sobre el plano ecuatorial, entre el eje xi y el nodo ascendente se denomina ascensión recta del nodo ascendente ΩΩΩΩ. El ángulo diedro que forman el plano orbital y

el plano ecuatorial se denomina inclinación i de la órbita. Finalmente, el ángulo sobre el





plano orbital entre el nodo ascendente y el perigeo se denomina argumento del perigeo

ωωωω.

Figura 11. Transformaciones angulares.

La transformación entre el sistema de coordenadas (xo, yo, zo) y el inercial (xi, yi, zi)consiste en deshacer tres giros correspondientes a los ángulos anteriores.

1) Giro de (-ωωωω) respecto a Zo:

(26)

2) Giro de (i) respecto a X1:

(27)

3) Giro de (ΩΩΩΩ) respecto a Z1’ =Zi:

(28)

Finalmente, haciendo los productos sucesivos, resulta:

(29)





Figura 12.- Sistema de coordenadas rotatorias.

Ahora, hace falta otra nueva transformación de coordenadas para localizar al satéliterespecto a un punto sobre la superficie rotatoria de la tierra. Para ello se define un nuevosistema de coordenadas rotatorias (xr, yr, zr) cuyo eje z y plano x-y coinciden con losdel sistema inercial. como se indica en la figura 12. El eje xr pasa por la intersección delmeridiano cero (Greenwich) con el Ecuador.

El sistema rotatorio gira con velocidad angular ΩΩΩΩe (la de rotación de la Tierra) y sedesigna por Te al tiempo transcurrido desde que los ejes xr y xi han coincidido. Esta

coincidencia se produce en cada período de rotación pero no coincide a la misma horacada día debido a la rotación de la Tierra entorno al Sol. Para obtener el valor del ánguloΩΩΩΩeTe conviene hablar primero de algunos conceptos del calendario.

En primer lugar se denomina Sol Medio a aquel que tiene un movimiento ficticiouniforme a lo largo del año. Se llama Año tropical al tiempo de duración de una órbitade la Tierra entorno al Sol. El día solar medio está referido al Sol medio y tiene unaduración de 24 horas. El periodo de rotación de la Tierra es el día sidéreo cuya duraciónes de 23h 56m 4.09s.

La duración del año tropical es de 365.2422 días medios mientras que la duración delaño civil establecida por los romanos es de 365 días. La descompensación temporalentre ambos fué parcialmente corregida por Julio César quien introdujo los años

bisiestos, uno cada cuatro años, cuya duración es de un día adicional. Con ello sesobrecompensó con 0.25 el exceso de duración 0.2422 del año tropical. Para compensarlos 0.0088 el calendario Gregoriano elimina como bisiestos los que terminan en 00salvo los divisibles por 400.

El tiempo estándar en las operaciones científicas es el Tiempo Universal o GMT que esbásicamente el tiempo solar medio en el meridiano cero. El tiempo Universal se mide enhoras, minutos y segundos. El día comienza a las 00:00:00, a medianoche, que coincide

con las 24:00:00 del día anterior.





Los astrónomos utilizan adicionalmente otro calendario distinto del Gregoriano quemide las fechas en días julianos, que comienzan a contar a mediodía en lugar de amedianoche. El Día Juliano cero fué a las 12 del mediodía del 1 Enero del año 4713 ACen el calendario Gregoriano. Así por ejemplo a las 12 del mediodía del 31 de diciembredel año 1899 comenzó el día juliano 2415020.

Volviendo al problema de calcular el ángulo ΩΩΩΩeTe, este se obtiene como:

TU) o GMT (min t 0.25068447 T g.o +=Ω α ee (30)

2c

T 3.870810 T 60007689 9969098333 4

c g.o +=α (31)

36525

2415020) (JD T

c

−= (32)

donde JD es el dia juliano, Tc la fracción de siglo juliano de la fecha de cálculo y t el

tiempo GMT actual expresado en minutos.La transformación entre coordenadas inerciales y rotacionales es:

(33)

5.3 ELEMENTOS O PARÁMETROS ORBITALES.

Para especificar las coordenadas inerciales de un satélite en el instante de tiempo t se

necesitan conocer los seis parámetros parámetros orbitales.Los más usado en comunicaciones por satélite son:1) La excentricidad e de la órbita;2) El semieje mayor a;3) El tiempo de paso por el perigeo tp;4) La ascensión recta del nodo ascendente ΩΩΩΩ;5) La inclinación del plano orbital i;6) El argumento del perigeo ωωωω.





5.4. DETERMINACION DE LOS ANGULOS DE VISION.

La dirección en la que debe apuntarse una antena para comunicarse con un satélite sedetermina mediante dos ángulos que se denominan ángulos de visión. Los ángulos quese utilizan normalmente son los denominados acimut y elevación.

Figura 13. Ángulos de visión

El ángulo de Acimut se mide desde el Norte hacia el Este hasta la proyección sobre elhorizonte local de la dirección al satélite como se indica en la figura 13. El ángulo deElevación se mide desde la horizontal local hasta la dirección del satélite.

Estos ángulos de visión pueden obtenerse directamente de las coordenadas rotacionales

de la posición del satélite, pero suelen calcularse usando como paso intermedio lascoordenadas geográficas del punto subsatélite, que es la intersección del vector deposición del satélite, desde el centro de la Tierra hasta la posición del mismo, con lasuperficie de la Tierra. Para un satélite geoestacionario el punto subsatélite está en algúnpunto del ecuador.

Se representa la latitud norte del punto subsatélite como Las y la longitud oeste comoLos pueden calcularse de las coordenadas rotacionales como:

(34)

(35 )





5.4.1 CÁLCULO DE ELEVACIÓN

Figura 14. Geometría para el cálculo del ángulo de elevación.

La figura 14 muestra la geometría para el cálculo del ángulo de elevación. El vector srr

une el centro de coordenadas con el satélite, el vector err

el centro de coordenadas con la

estación terrena y dr

une la estación terrena con el satélite. Los tres vectores definen unplano y un triángulo en dicho plano. El ángulo γ γγ γ , formado por los vectores sr

r

y err

, se

denomina ángulo central. Este ángulo está relacionado con las latitudes y longitudes dela estación terrena y del punto subsatélite, como el ángulo entre dos direcciones delespacio, mediante la ecuación:

s e s e s e a a o o a a sinLsinL ) Lcos(LcosLcosL ) cos( +−=γ γγ γ (36)

Conocido este ángulo puede obtenerse la distancia entre la estación terrena y el satélite,en función de los otros dos lados del triángulo y del coseno del ángulo que forman,mediante:

(37)

Si se denomina como ψ ψψ ψ al ángulo entre los vectores err

y dr

resulta que El = ψ − 90º. Yteniendo en cuenta la ley de senos:

(38) Combinando las últimas ecuaciones resulta:

(39)





Los satélites en órbita geoestacionaria tienen el punto subsatélite en el ecuador en unadeterminada longitud Los y latitud Las = 0. El radio de la órbita geoestacionaria es rs =42242 km. Las ecuaciones se simplifican de forma que

) Lcos(LcosL ) cos( s e e o o a −=γ γγ γ (40)

km s γ 0.301596co 1.02274 42242 d −= (41)

s γ 0.301596co 1.02274

sin γ cosEl

+= (42)

Se ha programado la expresión anterior para representar el ángulo de elevación enfunción del ángulo central γ γγ γ . La variación de dicho ángulo central desde cero puedeinterpretarse como un desplazamiento de la estación terrena a lo largo del meridiano quepasa por el punto subsatélite desde éste hacia los polos. El ángulo de elevación en elpunto subsatélite lógicamente es de 90º y va disminuyendo al aumentar la latitud, comose ve en la figura 15.

Puede observarse como el ángulo de elevación se hace nulo para una latitud ligeramentesuperior a los 80º, de forma que en latitudes superiores a ésta no se puede establecerenlace directo con la órbita geoestacionaria al encontrarse ésta por debajo del horizonte.

γ Fig. 15. Elevación versus ángulo central Fig. 16. Distancia versus ángulo central.

Utilizando la expresión anterior para la distancia desde una estación terrena hasta laórbita geoestacionaria, se ha obtenido la gráfica de la figura 16 que muestra la variaciónde la misma en función del ángulo central γ γγ γ . Como puede observarse la distancia

mínima corresponde a una estación situada en el punto subsatélite, con un valor igual alde la altura de la órbita geoestacionaria.

El valor máximo, correspondiente a un ángulo central de unos 80º, por encima del cualno hay visión directa, es de unos 42000 km. Puede tomarse 38000 km como valormedio de la distancia.





Figura 17. Ábaco para la determinación del ángulo de elevación

Normalmente, para una estimación aproximada del ángulo de elevación requerido paraapuntar una antena hacia un satélite geoestacionario, se suelen utilizar ábacos como elde la figura 17 El eje de ordenadas representa la latitud de la estación terrena y el eje deabscisas la longitud relativa entre la estación y el punto subsatélite. Para cada estación ysatélite puede leerse de la gráfica el valor aproximado del ángulo de elevaciónrequerido.

5.4.2 CÁLCULO DEL ACIMUT

Figura 18. Geometría para el cálculo del acimut.

Dado que la estación, el satélite y el punto subsatélite están en el mismo plano, elacimut desde la estación terrena al satélite es el mismo que el acimut entre la estaciónterrena y el punto subsatélite.

Veamos el cálculo del ángulo de acimut entre dos puntos cualesquiera A y B de lasuperficie terrestre como se indica en la figura 18 para puntos en el hemisferio norte.Las latitudes de los dos puntos son LA y LB y sus longitudes lA y lB. Se toma B como elpunto más próximo al polo C del correspondiente hemisferio, con lo que en elhemisferio norte LB > LA. Los puntos A, B y C forman un triángulo esférico. El ángulopolar C es:





(43)

debiendo seleccionarse el valor que sea menor de 180º.

Llamando X e Y a los ángulos interiores correspondientes a los vértices A y B seobtienen las tangentes de los ángulos semisuma y semidiferencia como:

(44)

(45)

Y por tanto se obtienen X e Y como:

(46),(47)

En el hemisferio sur LB < LA pero LB > LA. Las ecuaciones de las tangentes sonahora:

(48), (49)

Las relaciones entre X, Y y el acimut Az dependen de cual de los puntos A o B sea elpunto subsatélite y de su situación geográfica.

La siguiente tabla resume las posibles situaciones. Para satélites geoestacionarios elcálculo del acimut se simplifica considerablemente ya que el punto subsatélite estáahora en el ecuador.

Tabla 3.





El cálculo se basa ahora en el triángulo esférico de vértices E, S y G que son la estaciónterrena, el punto subsatélite y la intersección con el ecuador del meridiano que pasa porE, tal como se muestra en la figura 19 para las posibles orientaciones de dicho triángulo.

Los tres arcos del triángulo tienen longitudes γ γγ γ , a y c. El primero es el ángulo central

entre el punto subsatélite y la estación; a y c se relacionan con las coordenadas de laestación y del punto subsatélite mediante:

(50), (51)

Llamando s al semiperímetrimetro del triángulo vale:

(52)

Figura 19. Geometría para el cálculo del acimut de satélites geoestacionarios.

y el ángulo αααα en el vértice de la estación terrena se obtiene como:

(53)El ángulo de acimut se relaciona con el ángulo del vértice en función de la posiciónrelativa entre el punto subsatélite de acuerdo con la siguiente tabla.

Tabla 4.





Al igual que para la determinación aproximada de la elevación, también se suelen usarábacos para la determinación del ángulo de acimut. La figura 20 es un ejemplo en el quelas ordenadas representan latitud de la estación y las abscisas la longitud relativa entreesta y el punto subsatélite. Del gráfico se obtiene αααα y, a partir de éste, el ángulo deacimut teniendo en cuenta las relaciones de la tabla anterior.

Figura 20. Ábaco para la determinación del acimut.

5.5 ANGULO DE VISION DESDE EL SATELITE.

Otro ángulo cuyo cálculo es importante, sobre todo para el apuntamiento ydimensionado de las antenas a bordo del satélite, es el ángulo ββββ entre la dirección delpunto subsatélite y la dirección de la estación terrena tal como se indica en la figura 21.

Aplicando la ley de senos se obtiene la expresión:

(54) (55)

Como el ángulo de elevación puede expresarse en función del ángulo central, el ángulode visión β puede expresarse en función de γ . La figura 22 muestra la variación de ββββ conγ γγ γ .





Figura 21. Geometría para el cálculo del ángulo de visión desde el satélite.

Figura 22. Variación del ángulo de visión desde el satélite en función del ángulo centralγ .

Un valor interesante es el del ángulo con que se ve el borde de la Tierra desde unsatélite geoestacionario. Corresponde naturalmente al valor obtenido para un ángulo deelevación cero, y resulta ser de:

2x ββββmax = 17.4º (56)

5.6 OTRAS ORBITAS

Normalmente no se establecen comunicaciones con un ángulo de elevación cero porrazones de un gran incremento de ruido captado por la antena. Por ello suelenestablecerse valores mínimos de elevación de 5 o 10 grados. Ello reduce el ángulocentral correspondiente y por tanto los valores de latitudes desde las que se puedenestablecer enlaces con satélites geoestacionarios (GEO). Así por ejemplo para una

elevación mínima de 5º la latitud máxima es de γ γγ γ (El = 5º) = 76.3º . Por ello paísescomo la antigua Unión Soviética, con muchos núcleos de población en latitudessuperiores a la mencionada, han desarrollado comunicaciones usando satélites en órbitas

no geoestacionarias. Las órbitas denominadas Tundra y Molnya son dos ejemplos deórbitas elípticas altas (HEO).





Las órbitas Tundra son órbitas elípticas inclinadas (típicamente 63.4º) con periodo derotación de 24 horas. La excentricidad de la órbita es de 0.25 y el semieje mayor es de42164 km.. La figura 23 muestra la geometría de una de estas órbitas.

Figura 23. Geometría de una órbita Tundra.

Figura 24. Traza del punto subsatélite en una órbita Tundra.

Para la órbita anterior se ha obtenido la representación de la traza del punto subsatéliteen coordenadas longitud-latitud que se muestra en la figura 24. Cada punto correspondea un intervalo de 14.4 minutos. Puede pués verse como el satélite pasa una gran parte desu órbita sobre una zona relativamente pequeña, apareciendo pues cuasiestático paraestaciones situadas en dicha zona .

Para La órbita Molnya los parámetros típicos son los de la figura 25, mientras que lafigura 26 muestra la traza del punto subsatélite.





Figura 25. Parámetros típicos de una órbita Molnya..

Figura 26. Traza del punto subsatélite de una órbita Molnya.





6. MEDIOS DE LANZAMIENTO.

El poner un satélite en órbita geoestacionaria es una tarea compleja. El procedimientoque se sigue consiste en tres fases sucesivas. En la primera fase el satélite se sitúa enuna órbita circular baja entre 250 y 300 km de altura. En una segunda fase se

incrementa la velocidad del satélite para situarle en una órbita elíptica cuyo apogeo(punto de distancia máxima a la Tierra) está a unos 36000 km de altura (la altura de laórbita geoestacionaria). Esta órbita se llama órbita de transferencia.

Una vez que se ha establecido que esta órbita es correcta y cuando el satélite pasa por elapogeo se enciende un motor que incrementa la velocidad del satélite hasta 3.07 km/sque es la velocidad de la órbita geoestacionaria.

Figura 27. Fases de puesta en órbita

Si la altura de la órbita de aparcamiento es de h1 = 200 km la velocidad del satélite enla misma será de:

(57)

En la órbita de transferencia la distancia del centro de la Tierra al perigeo y al apogeo esde:

(58), (59)respectivamente, por lo que el semieje mayor de la órbita es:

(60)La velocidad en el perigeo es:

(61)

por lo que el incremento de velocidad para inyectar al satélite desde la órbita deaparcamiento a la órbita de transferencia es:





(62)

La velocidad del satélite en el apogeo de la órbita de transferencia es de:

(63)mientras que en órbita geoestacionaria debe ser de:

. (64)

Por tanto para inyectar al satélite en la órbita geoestacionaria desde el apogeo de laórbita de transferencia hay que incrementar su velocidad en:

(65)

Los parámetros típicos de una órbita de transferencia con un lanzamiento desde Kourou

pueden ser: a = 24371 km, e = 0.73, i = 9.5 grados. La traza del punto subsatéliteen este caso seria el de la figura.

Figura 28. Traza del punto subsatélite de una órbita e transferencia desde Kourou.

Es muy importante que un satélite de comunicaciones se mantenga en su posiciónorbital pues de lo contrario se moverá respecto a un observador en la Tierra y lasantenas de comunicaciones deberán estar provistas de mecanismos de seguimiento quelas encarecen enormemente. Un cambio de solo 80 km en la altura de la órbita desplazaal satélite del orden de 1 grado por día.

Si el plano de la órbita del satélite no coincide con el plano ecuatorial (el ángulo queforman ambos planos se llama ángulo de inclinación de la órbita) para un observador enla Tierra el satélite parecerá oscilar, con un movimiento de ocho respecto a su posiciónnominal, efecto que es indeseable por la misma razón de antes.





Figura 29. Movimiento aparente de un satélite en órbita inclinada.

Al efectuarse el lanzamiento desde una estación con una cierta latitud geográfica lainclinación mínima de la órbita de transferencia es igual a dicha latitud. Esta inclinación

hay que corregirla al proceder a la inyección en órbita geoestacionaria añadiendo unacomponente de velocidad adecuada.

Figura 30. Corrección de la inclinación de la órbita de transferencia a la GEO.

Para ello el incremento de velocidad ∆∆∆∆V y la dirección de aplicación θθθθ vienen dadospor las fórmulas:

(66)

(67)

Por tanto a mayor inclinación de la órbita de transferencia, más gasto de combustible senecesita para inyectar en GEO. La figura 31 muestra la variación del incremento develocidad necesario.





Figura 31. Incremento de velocidad respecto a la inclinación de la órbita detransferencia.

Expresando el incremento de velocidad requerido en términos de pérdida de masa decombustible utilizado respecto a un lanzamiento en Kourou se puede construir lasiguiente tabla.

Tabla 5.

Para lanzar un satélite se utilizan o bien lanzadores o transbordadores. Los lanzadoresestán formados por cohetes tales como los Ariane europeos, los Delta, Titan y Atlasamericanos, el Protón soviético y el Larga Marcha chino. Los transbordadores (spaceshuttle) americanos son bien conocidos y tanto los rusos con el Energía como loseuropeos con el Hermes están en camino de disponer de sistemas de lanzamiento

reutilizables.

Figura 32. Lanzamiento de un Ariane y de un Shutle.





7. SUBSISTEMAS DEL SATELITE.

El mantener un repetidor de comunicaciones en órbita geoestacionaria es un problemacomplicado lo que justifica que los satélites de comunicaciones sean muy complejos ycaros de adquirir y lanzar. Al coste del satélite y de su lanzamiento hay que añadirle el

coste de una estación de tierra dedicada al control de la operación del satélite. Lossatélites de comunicaciones se diseñan actualmente para tener un tiempo de vidaoperativo superior a 10 años por lo que éste se debe diseñar para soportar el entornohostil del espacio durante este tiempo. Para hacer funcionar el sistema decomunicaciones el satélite debe proporcionar una plataforma estable sobre la quemontar las antenas, debe ser capaz de mantenerse en estación, debe proporcionar laenergía eléctrica para el sistema de comunicaciones así como proporcionar un entornocontrolado en temperatura para la electrónica de comunicaciones.

Los principales subsistemas del satélite se describen en los siguientes párrafos.

7.1 SISTEMA DE APUNTAMIENTO Y CONTROL ORBITAL

El control de apuntamiento del satélite es necesario para que las antenas, que suelentener un haz muy estrecho, apunten correctamente a la tierra. Factores tales como lasasimetrías de la Tierra, las fuerzas gravitacionales de la Luna y del Sol, la presión delviento solar sobre las antenas y los paneles solares, el momento magnético de la tierra,etc., hacen que el satélite tienda a girar sobre si mismo, a desplazarse en sentido Este-Oeste y a cambiar la inclinación de su órbita (desplazamiento Norte-Sur) y hay quecontrarrestar estos movimientos.

Figura 33. Asimetrías de masa de la Tierra y atracción lunar.

Las asimetrías de la Tierra hacen que su centro de masas no esté en el plano ecuatorialni tampoco en el eje polar tal como indica la figura. El efecto de estas asimetríasprovocan un desplazamiento Este-Oeste del satélite hacia puntos de equilibrio establesdentro de la órbita situados sobre el Pacífico y el Indico como se indica en la figura.Estos puntos se denominan cementerios de satélites porque en principio allí acabaríanlos satélites cuando no se pudiesen controlar si antes no se hubiesen sacado fuera de laórbita geoestacionaria.





Figura 34. Puntos de equilibrio estable y derivas en la órbita GeoestacionariaPor otra parte la atracción del Sol y de la Luna tienden a cambiar el plano de la órbitadel ecuador a la eclíptica, inclinando por tanto la órbita del satélite GEO en sentidoNorte-Sur con un valor de aproximadamente 1 grado por año.

Por todo ello se hace necesario dotar al satélite de unos motores, denominados“thrusters” que permitan corregir estas desviaciones y mantenerle en su posiciónorbital dentro de unos márgenes. Típicamente se realizan correcciones periódicas cadasemana o cada dos semanas de forma que se mantiene al satélite en una zona de ±0.1grados entorno a su posición nominal tanto en sentido E-O como N-S.

Figura 35. Uso de “thrusters” para maniobras del satélite.

El gasto de combustible necesario para estas operaciones es el que limita la vida útil delsatélite ya que cuando se termina aquel y el satélite no puede ser mantenido en posicióncomienza a derivar y deja de ser utilizable. Dada la escasez de posiciones orbitales seutiliza el último combustible para sacar al satélite fuera de la órbita geoestacionaria.

Por otra parte el satélite debe rotar sobre sí mismo una vuelta por día para mantener suapuntamiento hacia la tierra. El apuntamiento del satélite debe mantenerse típicamentecon una precisión de ±0.1 grados en tres ejes de referencia tales como los definidos enla figura 36.





Figura 36. Orientación de apuntamiento y coordenadas del satélite.

El control de apuntamiento activo se obtiene ejecutando de manera continua la siguientesecuencia de operaciones:

1) Detectar la orientación del satélite.2) Comparar con los ejes de referencia.3) Determinar los pares correctores.4) Corregir el apuntamiento actuando sobre los elementos correctores instalados.

Si el sistema de detección de error y toma de decisión están en tierra el lazo de controlusará el subsistema de telemedida y telecontrol en lazo abierto. Si todo el sistema está abordo se utiliza un control en lazo cerrado.

La detección de la orientación del satélite se hace utilizando detectores de Sol odetectores de horizonte de tierra. El detector de Sol es un dispositivo fotovoltaico queproduce una corriente cuando se ilumina por la luz del Sol. Estos dispositivos permitenmedir el ángulo entre la dirección del Sol y un eje de referencia en el satélite con unaprecisión de 0.005º. Los sensores de horizonte de tierra utilizan detectores de infrarrojosen base a que la Tierra se ve como un cuerpo negro a una temperatura de 255 ºKrodeado por la radiación de fondo a 4ºK en la banda de absorción del dióxido de

carbono (14 a 16 micras de longitud de onda). La precisión en la determinación delcontorno es de alrededor de 0.05º. Una vez detectada la orientación del satélite se puedeproceder a corregirla generando pares correctores. Estos pueden obtenerse utilizandovolantes de inercia o pequeños motores (thrusters).

Figura 37. Métodos de estabilización de la orientación de los satélites.

Un medio de mantener la orientación de un vehículo espacial es su estabilización porspin, haciéndole girar alrededor de un determinado eje, porque un cuerpo en rotación





tiene una resistencia giroscópica intrínseca hacia los pares que tienden a cambiar laorientación de su eje de rotación. Si no hay ningún par externo el momento cinéticomantiene una dirección fija de manera indefinida respecto a un sistema de referenciainercial. Para un satélite geoestacionario el eje que debe mantenerse en una direcciónfija es el paralelo al eje de rotación de la tierra, por lo que el eje de spin del satélite se

orienta en dirección Norte/Sur.

La estabilización por spin se consigue haciendo rotar el cuerpo del satélite entre 30 y120 rpm con el eje de giro perpendicular al plano del ecuador. Presenta el inconvenientede que las antenas deben o bien tener un diagrama de radiación toroidal de bajaganancia o bien deben estar desacopladas del giro lo que requiere una tecnologíaespecial.

Figura 38. Satélites estabilizados por “spin” y estabilizados en tres ejes.

Otra técnica de estabilización, conocida como estabilización en tres ejes, consiste enmantener el cuerpo del satélite en una orientación fija respecto a la Tierra. La resistenciagiroscópica se obtiene usando varios volantes de inercia que proporcionan el momentocinético necesario.

Debido a la asimetría de la Tierra el satélite tiende a desplazarse de su posición orbitalen dirección Este/Oeste como ya se ha mencionado. Y debido a la inclinación del

ecuador terrestre respecto al plano de la orbita de la Tierra entorno al Sol la atracción deéste y de la Luna tienden a desplazar al satélite en dirección Norte/Sur aumentando lainclinación de la órbita del satélite en 1 grado por año. Debe mantenerse al satélite en suposición orbital dentro de unos márgenes, típicamente de 0.1º en ambas direcciones,mediante las operaciones que se denominan de control orbital del satélite y utilizando elmínimo combustible posible para alargar la vida útil del satélite. Se utilizan unospequeños motores a reacción denominados thrusters.

El control orbital se realiza usando la siguiente estrategia:1) Determinar la dirección y velocidad de la deriva.

2) Predecir por extrapolación el momento en el que el satélite se saldrá fuera de losmárgenes de posición establecidos.





3) Determinar con exactitud, mediante mediciones, la órbita del satélite unos días antesde realizar la maniobra de corrección.

4) Calcular el momento, la intensidad y la duración de los incrementos de velocidadnecesarios para modificar la órbita.

5) Medir los efectos de la corrección.

Normalmente las correcciones se llevan a cabo en las direcciones Norte/Sur,normalmente entre cada dos a cuatro semanas, y Este/Oeste. El mantenimiento enposición requiere maniobras periódicas y el gasto del combustible provoca la “muerte”del satélite. La mayor parte del peso y volumen del satélite se dedican al combustible delos thrusters.





8. SISTEMAS SATELITALES DE USO CIVIL

A continuación se ofrecen algunos ejemplos de sistemas satelitales que serán vistos conmayor detalles en las exposiciones de clase y también puede ser materia deinvestigación bibliográfica en las paginas web en la internet por parte de los

participantes del curso.

8.1 INTELSAT.

Intelsat comenzó el 20 de Agosto de 1964 como una organización formada por 11países con el nombre inicial de "International Telecommunications SatelliteConsortium". Esta estructura se mantuvo hasta que fué reemplazada por un nuevoacuerdo internacional el 12 de Febrero de 1973, alcanzado por 80 países. Con estenuevo acuerdo el nombre de la organización se cambió a "InternationalTelecommunications Satellite Organization".

A finales de 1984 Intelsat tenia 109 miembros y proporcionaba servicio a unas 600estaciones terrenas. Cada país miembro tiene una participación en Intelsat proporcionala su uso del sistema, siendo la inversión mínima del 0.05 %.

Los detalles técnicos de la operación del sistema se adoptan por la Junta deGobernadores (Board of Governors) siguiendo los acuerdos adoptados en las Reunionesde Signatarios (Meetings of Signatories) que se llevan a cabo cada año y en las que sediscuten los aspectos operacionales generales así como los asuntos financieros. La Juntade Gobernadores está formada por los representantes de los 20 países con mayor aporteeconómico y por cinco representantes regionales. La Junta de Gobernadores publica lascaracterísticas técnicas obligatorias que deben reunir las estaciones terrenas para poderformar parte de la red Intelsat.

La tabla 1 muestra las principales características de los diversos satélites de las seriesIntelsat. El incremento en capacidad producido de serie en serie se obtiene por unincremento de la potencia disponible, de la directividad de las antenas y del ancho debanda utilizado. Cuando el espectro autorizado se llena el aumento en capacidad puedeobtenerse reutilizando frecuencias por medio de haces separados para las zonas Este yOeste y por medio del uso de polarizaciones ortogonales (a partir de los IV-A, V, VA,VI y VII). Estos desarrollos han requerido el incremento de tamaño y peso de lassucesivas.

El sistema Intelsat transporta simultáneamente tráfico telefónico, mensajes telegráficos,datos, señales de TV y fax. Durante el tiempo de vida del sistema el coste de un circuitotelefónico se ha reducido por un factor superior a 7. Sin embargo el coste final delcircuito para el usuario es superior a la tarifa de Intelsat debido al recargo del segmentoterrenal que pertenece a administraciones o compañías privadas (en España Telefónica).

Las estaciones terrenas de la red Intelsat se clasifican como Standard A, B, C, D, E, F yZ. Las estaciones Standard A y B trabajan en 4 y 6 GHz y tienen valores mínimos deG/T de 40.7 y 31.7 dBK-1

respectivamente. Estos números corresponden típicamente aantenas de 30 m para las estaciones Standard A y 11 m para las Standard B. Las

estaciones Standard C trabajan en las bandas de 11 y 14 GHz y su especificación defactor de calidad G/T es de 41 dBK-1 con antenas entre 16 y 18 m. Las estaciones





Standard F se han definido para servicios de negocios y las Standard D paraaplicaciones VISTA de baja densidad de tráfico. Para los servicios de negocios en lasbandas 11 - 14 Intelsat ha definido las estaciones Standard E. Las estaciones Standard Zson para aplicaciones domésticas tanto en las bandas 4 – 6 como en las 11 - 14 GHz.

8.2.- INMARSAT.

Inmarsat es el nombre utilizado para la "International Maritime Satellite Organization"organizada el 16 de Julio de 1979 y que comenzó a operar el 1 de Febrero de 1982.Compuesta por más de 40 paises, incluyendo la Unión Sovietica y algunos paises deEuropa del Este, Inmarsat se financia de manera similar a Intelsat y tiene la sede centralen Londres. Inmarsat alquila transpondedores de MARISAT (un sistema USA para lamarina mercante y de guerra), de la ESA (de los satélites MARECS) y de Intelsat (queincorpora en algunos de sus satélites MCS's - Maritime Communications Subsystem-específicos para Inmarsat).

La misión principal de Inmarsat es proporcionar servicio a plataformas marinas ybarcos. Inmarsat da servicio a unos 9000 terminales en barcos y se incrementoextraordinariamente su crecimiento cuando se incorporo el servicio aeronáutico. Elservicio incluye datos a baja velocidad (2.4 kbps) a alta velocidad (56 kbps) telefonía yservicios de emergencia

8.3 EUTELSAT.

Es la organización internacional europea que proporciona servicios de telecomunicaciónpor satélite. Consta de más de 20 estados miembros que están representados a través de

sus administraciones de Telecomunicación.

Los satélites de EUTELSAT se utilizan para las principales rutas telefónicas en Europa,distribución de servicios de TV e intercambio de programas de TV en el seno de la"European Broadcasting Union" EBU. Además se proporcionan servicios especialesSMS (Satellite Multiservice Systems) de transmisión de datos y teleconferencia.

EUTELSAT comenzó con un satélite experimental, el OTS, y se pasó a una faseoperacional con el lanzamiento del EUTELSAT 1 (F-2) en Junio de 1983.

8.4.- HISPASAT.

El sistema español de comunicaciones por satélite HISPASAT-1 se inició en 1988,aprobándose la constitución de la sociedad HISPASAT en Abril de 1989. La sociedadse constituyó en Junio de 1989 y en Julio de 1989 se seleccionó a MATRA comocontratista principal para la fabricación de los satélites. En Febrero de 1990 secontrataron con ARIANESPACE los lanzamientos de los dos satélites para mediados ya finales de 1992.

El sistema HISPASAT es multimisión debiendo soportar:- Radiodifusión Directa (5 canales)- Servicio fijo (16 transpondedores)





- TV - América (2 canales)- Misión Gubernamental

Aunque HISPASAT es un sistema doméstico tiene una capacidad internacional debidoa:

a) La misión TV-América cuya zona de cobertura para el haz descendente abarca la casitotalidad del continente americano.

b) Las misiones de radiodifusión directa de TV y de servicio fijo incluyen en sucobertura a Francia, Portugal, Suiza y parte de Italia, Reino Unido, Alemania,Marruecos, Argelia y de otros países.

Por supuesto que se han seguido los procedimientos del CCITT para la inscripción defrecuencias y la coordinación técnica con las organizaciones internacionales comoIntelsat y Eutelsat.

8.5 GLOBALSTAR

Sistemas Satelital de Comunicaciones de orbita baja diseñado como complemento desistemas existentes. Requiere un Gateway por cada área de 3,000 Km., ofrece ControlAutónomo por territorio con conmutación en tierra y actualización de Software entierra.Los servicios que se pueden ofrecer de acuerdo con la Normativa deTelecomunicaciones son Servicios Telefónicos Móviles, Teléfonos Públicos y serviciosPortadores: Local, Larga Distancia Nacional y Larga Distancia Internacional.Por su diseño el sistema Globalstar está en capacidad de proporcionar un alto grado dedisponibilidad de enlaces de comunicaciones desde o hacia cualquier lugar en el áreaterrestre, integrándose a las redes de comunicaciones existentes complementándolas yampliando su cobertura.

8.6 IRIDIUM

Sistemas Satelital de Comunicaciones de orbita baja diseñado sin tener en cuenta lossistemas existentes que requiere varios Gateways a nivel mundial, no ofrece controlautónomo por territorio, la conmutación es en satélite y la actualización de Software ensatélite.

8.7 TELEDESIC

Sistema Satelital estructurado como una Red de Banda Ancha de alta capacidad. La RedTeledesic posee cobertura global por medio de una constelación de satélites de OrbitaBaja (LEO) y provee conexión a Internet de forma Móvil.Existe comunicación directa entre los terminales y satélites, soportando un amplio rangode velocidad de datos. Ademas cada terminal tiene la capacidad de utilizar un ampliorango de protocolos Stándar como IP, ISDN, ATM, etc.Los terminales de Banda Ancha podrán operar a 64 Mbps, la capacidad de manejarmúltiples velocidades y protocolos, permitirá a los terminales aplicaciones como

Internet, interconexión a LAN, etc.





8.8 NAVSTAR. GPS

8.9 GLONASS

8.10 GALILEO

GlobalStar

Iridium

OOrrbbiittaass yy CCoobbeerrttuurraa ddee SSiisstteemmaass SSaatteelliittaalleess ddee OOrrbbiittaa BBaajjaa ((LLEEOO))





Teledesic

sistemas_satelitales_2010_1

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