sistemas_satelitales_2010_1

SISTEMAS SATELITALES Curso de Actualización EPIE - UNSA 2010 1

Ing. Pablo Raúl Yanyachi

UNIVERSIDAD NACIONAL DE SAN AGUSTÍN DE AREQUIPA

FACULTAD DE PRODUCCIÓN Y SERVICIOS

ESCUELA 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 TELEDESIC

8.8 NAVSTAR. GPS

8.9 GLONASS

8.10 GALILEO



INTRODUCCION Los tiempos actuales permiten comprobar que los lejanos sueños de la conquista del espacio son una realidad, la cantidad de satélites artificiales que orbitan la tierra demuestran que todos los sistemas que los incluyen son en su mayoría de aplicación civil 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 los satélites 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, diversos servicios de Telefonía, Teleconferencias, Videoconferencias, etc, etc. nos inducen a prestar mayor atención a los Sistemas Satélites de Comunicaciones. Sin embargo no debemos obviar otros sistemas satelitales para otras aplicaciones tales como los de Sistemas Satélites de Posicionamiento, Sistemas Satélites de Sensoriamiento Remoto y otros con fines de investigación. De lo expuesto anteriormente consideramos que un curso de sistemas satelitales puede ser necesario para formalizar algo que hoy ya es de uso diario y común para los participantes de este Curso de Actualización y que este curso debe dar énfasis a los Sistemas Satelitales de Telecomunicaciones porque sabemos que es el de mayor interés para los profesionales de Ingeniería Electrónica. Sin embargo por el corto tiempo, los temas tratados en el presente texto hablan de los Sistemas Satelitales de la Telecomunicaciones sin analizar el tema de comunicaciones en si, mas específicamente tratamos del segmento Espacial: los Satélites como se colocan, 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 se apertura su uso con fines comerciales su desarrollo se ha incrementado enormemente y en 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 ha originado la creación de diversas organización para la asignación de orbitas y frecuencias de comunicación. Por ejemplo la Conferencia Administrativa Mundial de Radiocomunicaciones CAMAR (en inglés World Administrative Radio Conference WARC) asigna frecuencias para las radiocomunicaciones según los distintos servicios. La CAMAR se lleva a cabo bajo los auspicios de la ITU (International Telecommunication 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 entre estaciones terrenas localizadas en puntos fijos. - Servicio de Radiodifusión vía Satélite que permite la recepción de sonido e imagen a través de satélite por receptores individuales o colectivos. - Servicio Móvil por Satélite que proporciona comunicaciones entre estaciones terrenas móviles a través del satélite. Si las estaciones terrenas están situadas a bordo de barcos se tiene el Servicio Móvil Marítimo, si a bordo de aviones el Servicio Móvil Aeronáutico y si a bordo de vehículos en tierra el Servicio Móvil Terrestre. Este servicio 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 se utilizan para investigación técnica o científica. - Servicio de Operación Espacial para la operación del satélite (telemedida, telemando y seguimiento). - Servicio de Radiodeterminación por Satélite para poder determinar a posición y velocidad de un objeto usando uno o varios satélites (GPS, GLONASS, GALILEO). - Servicio de Radioaficionados por Satélite que permite el acceso al satélite para los radioaficionados. - 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 COMUNICA CIONES Desde 1957 en que fué lanzado el Sputnik, primer satélite artificial, miles de objetos se han puesto en órbita alrededor de la Tierra, la Luna y los principales planetas. Los vehículos 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 las estaciones o naves tripuladas. Los primeros trabajos relacionados con los satélites en órbita geoestacionaria, la más usada por los satélites de comunicaciones, se atribuyen a Hermann Noordung que en 1929 publicó el trabajo: “The Problem of Space Fight, The Rocket Engine”, en el que describe el concepto de órbita geoestacionaria. En el número de Octubre de 1945 de la revista Wireless World el autor americano de ciencia y ciencia ficción Arthur C. Clark, considerado como el padre de las Comunicaciones por Satélite, describió y analizó como usar la órbita situada a 36000 km sobre el ecuador para comunicaciones globales. Un satélite situado en esta órbita tendría una velocidad angular igual que la de la Tierra y permanecería aparentemente siempre encima de la misma posición y podría recibir y retransmitir señales desde casi un hemisferio. Tres satélites equi-espaciados 120 grados podrían cubrir todo el mundo y, siempre que los mensajes pudieran retransmitirse entre los satélites, se podrían enlazar dos puntos cualesquiera del globo. El 4 de Octubre de 1957 la Unión Soviética lanzó el primer satélite artificial, el SPUTNIK I, comenzando así la carrera espacial. Los EEUU lanzaron el SCORE (Signal Communicating 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 de Eisenhower grabado en cinta. Pero también permitía retransmitir mensajes. Su forma de operar era grabar la transmisión del enlace ascendente cuando pasaba por encima de una estación terrena y lo retransmitía bajo petición de otra estación. La duración máxima del mensaje era de 4 minutos y la capacidad del transpondedor era de un canal de voz o 70 canales de teletipo de 60 palabras por minuto. La frecuencia del enlace ascendente era de 150 MHz, la del descendente de 132 MHz y el transmisor proporcionó una potencia de 8 W hasta que fallaron las baterías después de 35 días en órbita. Los primeros satélites utilizados para comunicaciones en tiempo real fueron repetidores pasivos de unos 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 en los satélites TELSTAR (I, II). Proporcionaron 50 Mhz de banda para la transmisión de señales 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 en comunicaciones por satélite y su potencial interferencia con los sistemas terrenales que usan 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 proporcionar comunicaciones 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 de 0.7 m de diámetro y producían energía para alimentar un único transmisor con un tubo de onda progresiva de 2 W. La antena era un array de ranuras sobre un coaxial que producía un diagrama con simetría de revolución para iluminar siempre la tierra a pesar del 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 comienzo de una nueva industria de comunicaciones. El éxito del SYNCOM dió lugar al desarrollo de sistemas de satélites para aplicaciones tanto nacionales o domésticas como internacionales. En 1964 se formó INTELSAT que seleccionó una modificación del SYNCOM como primer satélite operacional. Llamado Pájaro del Alba el INTELSAT I, iba equipado con un TWT de 6 W y una antena más directiva que proporcionaba varios cientos de canales de voz o dos circuitos de TV entre Europa y USA. En 1986 INTELSAT puso en órbita los Intelsat VI con capacidad para 35000 circuitos de voz y posteriormente los Intelsat VII para reemplazar a los Intelsat V a los que doblarán en capacidad (2 x 24000). Sin duda la historia de las comunicaciones por satélite puede seguirse con la evolución de las técnicas y tecnologías implementadas en las sucesivas generaciones de sistemas INTELSAT. Por ello se incluye la siguiente tabla resumen. Más adelante se incidirá con detalle en el impacto que suponen los diversos parámetros de la tabla.

Tabla 1.

Canadá, cuyos territorios del norte presentan una población muy diseminada que dificulta las comunicaciones terrestres, fué el primer país que operó un sistema doméstico de comunicaciones, el Anik-A. La política de "cielos abiertos" establecida por la FCC (Federal Communications Comision) en EEUU en 1972, permitiendo la propiedad de sistemas de satélite a organizaciones privadas, estimuló la evolución de los sistemas domésticos de satélites y la implementación de nuevos servicios. Los satélites se han ido haciendo más grandes y más potentes, permitiendo el uso de estaciones terrenas más pequeñas y económicas al alcance de más usuarios. Uno de los factores iniciales que condujeron a la proliferación de terminales pequeños fué la petición de la industria americana de televisión por cable de interconectarse a nivel nacional vía satélite. La reglamentación inicial de antenas de 10 m de diámetro se relajó con los desarrollos de FETs de Arseniuro de Galio que hicieron posible receptores de bajo nivel de ruido a bajo coste. Miles de antenas entre 3 y 7 m de diámetro 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 el anuncio, en el catálogo de Navidad de 1979 de Neiman-Marcus, de un terminal por 36500 dólares. Aunque fué adquirido solamente por un puñado de rancheros la idea



estimuló la oferta, por parte de un gran número de suministradores de equipos semejantes, para la recepción directa de los programas, en principio destinada a su redistribución por cable, a precios cada vez más bajos. La difusión directa de TV (de pago) a antenas domésticas fué inaugurado en Noviembre de 1983 por United Satellite Communications 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 pequeñas de 1 m de diámetro. Con estas antenas, la interferencia de los satélites adyacentes situados a 2º se evita porque entra por el primer nulo del diagrama. Para los satélites más alejados, el nivel de lóbulos secundarios se mantiene bajo utilizando reflectores offset. Además de televisión, los satélites domésticos permiten la distribución eficiente de datos por medio de lo que se denominan redes VSAT (Very Small Aperture Terminals o terminales con aperturas muy pequeñas). Las redes celulares terrenales dan servicio de comunicaciones móviles fundamentalmente a usuarios en áreas urbanas pero no son económicamente rentables para comunicaciones en áreas rurales con densidad de población baja. La tecnología de los satélites de comunicaciones permite actualmente este tipo de comunicaciones a bajo coste. Los sistemas de comunicaciones móviles por satélite MSAT pueden complementar a los sistemas celulares terrenales extendiendo la cobertura de comunicaciones desde las áreas urbanas a las rurales. Pero los sistemas MSAT no están limitados a las comunicaciones móviles terrestres e incluyen también servicios móviles aeronáuticos y marítimos para aplicaciones tales como transporte marítimo, ferrocarril, autobuses escolares, seguimiento y localización de vehículos en flotas de transporte, teléfono aéreo, medicina, etc. Precisamente para proporcionar los primeros servicios móviles marítimos por satélite se creó el consorcio internacional INMARSAT (International Maritime Satellite Organization) en Julio de 1979 y que comenzó a dar servicio en Febrero de 1982. La forma de organización es similar a la de INTELSAT siendo los socios con mayor porcentaje los EEUU (23.33%) y la antigua Unión Soviética con el 14%. INMARSAT alquila transpondedores a INTELSAT (los satélites que llevan tráfico marítimo van equipados con un subsistema de comunicaciones marítimas MCS) y desarrollan satélites propios. La primera serie fueron satélites MARECS construidos por la ESA (Agencia Europea 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 acceso múltiple por división en frecuencia FDMA es el que requiere menos potencia en el enlace ascendente, debido al poco ancho de banda que ocupa cada portadora individual. Pero, para reducir el efecto de intermodulación, el transpondedor debe trabajar en zona lineal, 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 en zona de saturación, obteniendo una alta eficiencia. Pero requiere una potencia de transmisión de la estación terrena alta, así como un controlador complejo y caro. Por tanto, un satélite capaz de aceptar un enlace ascendente en FDMA, y reformatear la señal para enviarla en TDM en el enlace descendente, obtendría las ventajas de ambos sistemas y permitiría el uso de terminales de usuario del menor coste posible. El satélite se 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 cada vez 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 haces spot de alta ganancia. Ambas técnicas son también de aplicación en los sistemas globales 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 de satélites 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 debida al nuevo orden internacional consecuencia del desmembramiento de la Unión Soviética.



3. DESCRIPCION DE UN SISTEMA SATELITAL DE COMUNICAC IONES Un sistema de comunicaciones por satélite está formado por estaciones terrenas, para la transmisión y recepción de las señales, y satélites situados en una órbita geoestacionaria, ubicados a 36.000 Km de la superficie de la Tierra, que recogen, amplifican y retransmiten las señales enviadas desde las estaciones terrenas. Se necesitan además estaciones que permitan el seguimiento del satélite, así como el control y la supervisión, tanto del satélite como de los sistemas de comunicaciones, a través de telemando y telemedida de los mismos. En el caso de radiodifusión directa de televisión vía satélite el servicio que se dá es de tipo unidireccional por lo que normalmente se requiere una estación transmisora única, que emite los programas hacia el satélite, y numerosas estaciones terrenas de recepción solamente que captan las señales provenientes del satélite. Otros tipos de servicios son bi-direccionales y las estaciones terrenas son de transmisión y recepción. Un requisito importante 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 se consigue utilizando antenas de pequeño diámetro y transmisores de baja potencia. Naturalmente que la economía de escala en aquellas aplicaciones que lo admiten es un factor determinante del coste. Para poder reducir la dimensión de las antenas receptoras en tierra se requiere la utilización de tubos amplificadores de gran potencia a bordo del satélite, lo que a su vez exige la utilización de grandes paneles solares que generen la potencia primaria necesaria para alimentar a estos tubos. La función principal de la estación terrena transmisora es la adecuación de las señales para su transmisión hacia el satélite, desde el que se realizará la difusión de las mismas. Su misión es conceptualmente el mismo que el de una estación convencional de telecomunicaciones, dado que el procesamiento de la señal a transmitir es similar en todos los casos. Por tanto la estación estará formada por un subsistema de antena, un subsistema de seguimiento para apuntar el haz hacia el satélite deseado, un subsistema de transmisión - recepción en radiofrecuencia, una etapa de conversión de frecuencia, modulación y demodulación y un sistema de conexión con las 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 estación transmisora de los servicios de radiodifusión que implican una comunicación de tipo unidireccional, sin embargo sería conveniente supervisar las portadoras transmitidas a través del satélite por lo que debemos considerar la cadena de recepción como parte integrante de la estación transmisora. Naturalmente que en las estaciones de solo recepción no hay cadena transmisora y que en general las estaciones de transmisión y recepción tienen ambas. El dimensionado, la configuración y la interconexión de los diferentes subsistemas de la estación dependerá fundamentalmente del número de canales a transmitir, así como del sistema de redundancia que se adopte. En el canal de transmisión la señal, una vez modulada en frecuencia o en fase, se traslada a la frecuencia de transmisión pasando luego por el amplificador de alta potencia. Esta cadena constará de tantas vías como canales se vayan a utilizar en un satélite. El control y supervisión del sistema de comunicaciones debe realizarse en otra estación separada, 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 permite tomar 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 del satélite. Periódicamente se realizan pruebas en órbita para supervisar las características del transponedor del satélite. Se trata de obtener información acerca de los parámetros que definen los canales repetidores. Se hacen medidas de todos los valores especificados importantes para el desempeño de las funciones del satélite. Estos parámetros se subdividen en tres categorías: parámetros de entrada, parámetros de salida y parámetros de 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 aceptación como para establecer las características reales de funcionamiento del módulo de comunicaciones. Periódicamente a lo largo de la vida del satélite, o cuando se detecta algún fallo o degradación en los repetidores, se realizan estas pruebas con el fin de seguir la evolución y comportamiento de aquel. En un sistema de radiodifusión directa de televisión se deben supervisar los parámetros más importantes de las portadoras transmitidas con objeto de comprobar de manera continua el correcto funcionamiento del sistema y, en particular, para asegurarse de que el conjunto de estación transmisora y satélite está generando una señal dentro de los límites admisibles para que la recepción en tierra tenga una calidad aceptable. Se supervisan parámetros tales como presencia de portadora, potencia de portadora y frecuencia 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 audio en radiodifusión) que permitan determinar la calidad con la que se reciben en los terminales de usuario. Por supuesto que el elemento más característicos del sistema es el propio satélite. Un satélite de comunicaciones consta de un módulo de servicio, que comprende los aparatos 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 de energía, 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 de la estación transmisora de tierra y, fundamentalmente, del área de cobertura o de la zona de servicio. El receptor de bajo ruido se requiere porque la gran distancia a la que se encuentra el satélite provoca el que la señal enviada por la estación terrena sea recibida muy débilmente 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 señales emitidas desde el satélite a tierra utilizan una banda alrededor de 12 GHz mientras que la 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 lo que es necesaria una conversión de frecuencia. El multiplexor de entrada se encuentra a continuación de la unidad de recepción y su función es extraer de la banda asignada, amplificada y trasladada en frecuencia por el receptor, cada uno de los canales que tenga asignados el servicio. Cada una de las salidas del multiplexor se conecta a un canal formado por una etapa amplificadora y el tubo de potencia. El amplificador de canal precede al amplificador de potencia y su misión es proporcionar parte de la ganancia de la cadena repetidora y obtener el nivel de señal adecuado para el ataque al amplificador de potencia en su punto óptimo de trabajo. El amplificador de canal lleva incorporado un atenuador variable en etapas tele comandado desde tierra que permite ajustar el punto de trabajo del repetidor al valor deseado. Para asegurar una potencia de salida constante, esta unidad puede estar equipada con un control automático de nivel. La parte de la cadena repetidora encargada de suministrar la potencia a transmitir consta de un amplificador de ondas progresivas TWT de elevada potencia 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 el multiplexor de entrada, ya que su misión es reunir en una misma salida las señales procedentes de cada uno de los canales y encaminarlas todas a la antena transmisora. En el diseño de esta unidad deben tenerse en cuenta dos limitaciones: por una parte la alta potencia que debe soportar, al recibir la salida de los amplificadores de potencia de los canales, y por otra parte las bajas pérdidas que debe presentar debido a que de lo contrario la potencia entregada por los tubos de emisión se disiparía incrementado mucho la temperatura. La antena de transmisión debe estar diseñada para cubrir la zona de cobertura que se desee. 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 que obliga a que las partes más críticas tengan un determinado nivel de redundancia, en función del grado de fiabilidad que se alcanzar. La fiabilidad del satélite vendrá determinada por la de cada uno de los subsistemas que lo integran y por la redundancia de 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 un fuerte impacto en el correcto funcionamiento del satélite o aquellos cuya fiabilidad es menor. Por último es conveniente mencionar algunos de los aspectos generales del satélite relacionados con el módulo de comunicaciones. La energía primaria necesaria para el satélite es proporcionada por los paneles solares, que alcanzan grandes dimensiones en el caso de radiodifusión debido a la elevada potencia de emisión requerida. El mayor consumidor de la energía del satélite es el paso amplificador final de transmisión, siendo necesario utilizar amplificadores que tengan valores altos de eficiencia. Además, el satélite estará equipado con baterías necesarias para realizar las funciones de mantenimiento del mismo durante los periodos de eclipse, en los que el sol no llega al satélite y los paneles solares no producen energía. La masa del satélite está directamente relacionada con la potencia de transmisión al depender 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 la cantidad de combustible que se requiere para mantener el satélite en órbita durante el tiempo estimado de la misión.



4. CARACTERISTICAS DE SISTEMAS SATELITALES DE COMUN ICA-CIONES El diseño del satélite para un sistema satelital de comunicaciones es un proceso complicado 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 el mínimo posible de energía. Colocar un kilo de peso en órbita geoestacionaria es muy caro. Generar la electricidad necesaria para el satélite requiere tanto peso como área de paneles solares. Ya que la capacidad de comunicaciones es lo que proporciona las ganancias del satélite, éste debe ser capaz de llevar tantos canales de comunicaciones como sea posible. Ya que los satélites y los lanzamientos de los mismos son caros, el satélite debe ser capaz de funcionar sin mantenimiento por muchos años en un entorno hostil de alto vacío, a través de ciclos térmicos muy severos y bajo el constante bombardeo 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 de aproximadamente 36.000 Km, que corresponde a aproximadamente el 90% de un recorrido del Ecuador de la Tierra, y una señal debe atravesar esta distancia una vez para alcanzar el satélite geoestacionario y otra vez para volver a tierra. Las pérdidas, que son proporcionales al inverso del cuadrado de la distancia, son enormes (del orden de 200 dB en cada trayecto) y además en las frecuencias por encima de 10 GHz se le añaden las pérdidas debidas a la lluvia. En el enlace ascendente se pueden utilizar transmisores con mucha potencia y antenas grandes pero tanto uno como otro son muy caros e inconvenientes. En el enlace descendente el tamaño de la antena y la potencia del transmisor están limitados, uno por la electricidad que pueda generar el satélite y el otro por la zona de servicio que deba cubrirse, y las señales recibidas en tierra son extremadamente débiles, más débiles que las encontradas en cualquier otro tipo de sistema de comunicaciones. A resulta de esto debe prestarse mucha atención a la ganancia de la antena, eficiencia del trasmisor, la figura de ruido del receptor y demás aspectos de modulación y codificación de la señal. Aún así, las limitaciones técnicas y económicas del hardware requieren un gran esfuerzo en todos los aspectos de software de comunicaciones por satélite. Por ello se dedica mucho trabajo al desarrollo de esquemas de modulación y codificación para detectar y corregir los errores de transmisión introducidos por el ruido. El acceso múltiple es también un problema. Un satélite 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 un número grande y cambiante de usuarios de manera simultánea y eficiente con el mínimo control externo posible. Finalmente tenemos las estaciones terrestres. Deben ser lo suficiente baratas para que puedan comprarlas los usuarios, pero potentes y suficientemente sofisticadas para poderse comunicar de manera eficiente con los satélites. Deben también cumplir los requisitos de licencia y de regulaciones gubernamentales que se requieran. Deben ser capaces de encontrar a sus satélites de forma rápida y mantener la comunicación con ellos a través de cambios orbitales a veces imprevistos. En definitiva pués los satélites se utilizan para comunicaciones a gran distancia entre dos antenas terrenales donde el satélite actúa normalmente como un repetidor no



regenerativo. Esto es, el satélite simplemente recibe una señal desde una estación terrena 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 los cables para transmisión a grandes distancias y en particular sobre rutas dispersas en las que el tráfico de comunicaciones es pequeño. Los satélites tienen la característica potente de proporcionar un medio de acceso múltiple que es inapreciable para comunicaciones de acceso aleatorio de un gran número de usuarios. Una limitación de los satélites es la limitación de la potencia disponible para transmisión ya que esta potencia se obtiene de la energía solar. Además, la configuración de los vehículos de lanzamiento limita el tamaño de las antenas de transmisión y recepción del satélite.



5. ORBITAS 5.1 ORBITAS. PARAMETROS DE LA ORBITA GEOESTACIONARI A 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 adquirida por 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 movimiento parabólico resultante; c) mayor impulso inicial y mayor alcance.

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

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



Un satélite situado en órbita geoestacionaria gira entorno a la Tierra en el plano ecuatorial a la misma velocidad y sentido de giro que ésta de manera que, para un observador 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 por tanto podrán ser sencillas y económicas. La Tierra es aproximadamente esférica con un radio de 6377 Km. y gira entorno a su eje aproximadamente una vuelta cada 24 horas. Debido a que la Tierra no solo gira entorno a su eje sino que también da una vuelta alrededor del Sol una vez cada año la medida exacta 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 estrella lejana, difiere del día solar o medido respecto al Sol. La duración de un año es de 365.25 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 en el que gira la Tierra respecto al Sol se llama eclíptica y el eje de rotación de la Tierra está 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 masa equivalente podría considerarse como puntual y su fuerza de atracción sobre un satélite de masa m vendría dada por

(1)

donde M es la masa de la Tierra (5.977x1024 kg), G es la constante de gravitación universal (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 entre la fuerza centrífuga Fc debida a su movimiento entorno a la Tierra y la fuerza de atracción 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 la distancia del satélite al centro de la Tierra y, posteriormente, la altura de la órbita geoestacionaria y la velocidad del satélite. Los parámetros característicos de la órbita geoestacionaria 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 a suponer las siguientes simplificaciones iniciales: El centro de masas de la Tierra puede considerarse puntual y en el centro de la misma, el satélite se considera también una masa 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 y posteriormente se verán las perturbaciones que se producen cuando se tienen en cuenta efectos adicionales (asimetrías de la Tierra y efectos adicionales de atracción del Sol y de la Luna principalmente). El desarrollo de las ecuaciones comienza estableciendo el sistema de coordenadas inercial 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 Norte geográfico y los ejes x e y están en el plano del Ecuador (posteriormente se definirá cual es 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

MmGF

2g

→→

−= (5)

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

2

2

c dtrd

mamF

→→→

== (6)

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

0r

kr

dt

rd22

2

=→

+

→

(7)

donde k = GM = 3.99x10 14 [m3/seg2] (8) es la denominada constante de Kepler.



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

Haciendo el producto vectorial )(→→

ar x resulta: 0dt

rdr

2

2

=

→→

x . Teniendo en cuenta que:

2

2

dtrdr

dtrd

dtrd

dtrdr

dtd

→→

→→→

+=

→

xxx . Resulta 0dt

rdrdtd =

→→

x y por tanto

→→→

→→

== hvrdt

rdr xx (9)

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

En efecto: 0rrvvrrhr ( ≡⋅=→→→→→→→→

×⋅= )( ) xx y por tanto →→

⊥ hr Por tanto el problema tridimensional del movimiento del satélite se reduce a un problema de movimiento en un plano, cuya orientación aún se desconoce. Para abordar ahora el problema en este plano orbital se define un nuevo sistema de coordenadas con el 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 en coordenadas polares deben expresarse la velocidad y la aceleración en dichas ellas. Así:

dt

rd rdt

r drrrdtd

dtrdv

→→→

→→

+=== )( y dt φdφ r

dt φdφ r

dt rdr r

dtrd

∂∂

=∂

∂+

∂∂=

→→→→

,

además φ sinyφcos xr→→→

+= y por lo tanto →→→

→

=+−=∂∂ ϕcosφysinφxφ

r . Así



→→→

+= ϕdtdφrr

dtdrv (10)

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

dt

vddt

rda 2

2→→

→== y teniendo en cuenta que

dtdφ

rdtdφ

dφdtd →

→→

−=∂= ϕϕ resulta:

+

−=

→→→

dtdφr

dtd

r1

dtdφr

dtrdra 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:

=+

−

=

0rk

dtdφ

rdt

rd

0dtdφ

rdtd

r1

2

2

2

2

2

(12)

Figura 7. Definición del diferencial de área barrido.

La 1ª ecuación indica que ctedtdφr 2 = y teniendo en cuenta que

dtdφrvxrh 2==

→→→

resulta

ctedtdφ

rh 2 == (13)

Como además, según puede verse en la figura 1.5.7 dφr21dA 2= , con (13) resulta:

cteh21

dtdA == (14)

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

De (13) obtenemos:2

322

rh

dtdφ

rctedtdφ

rh =

⇒== y de la 2ª ecuación del sistema:

0rk

rh

dtrd

22

3

2

2

=+− (15)

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

dφduh

rh

dφdr

dtdφ

dφdr

dt r d

2 −=== ; )()(2

222

2

2

dφuduh

dφduh

dt d

dtrd −=−=



donde se ha hecho el siguiente cambio de variable:

2r

drdur1u −=⇒= (16)

De la ecuación (15) resulta:

22

2

hku

dφud =+ (13)

Y la solución de esta ecuación diferencial es:

)o2φ- φ

hku cos( C += (14)

Retornado del cambio de variable y eligiendo el eje xo de manera que ϕϕϕϕo = 0 resulta:

φe 1

pr cos+

= (15)

donde : khp

2

= y pCe = .

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 la elipse (ππππab) con el área barrida en un periodo orbital (↔↔↔↔hT).

hT21

πabhdt21dA =⇒= (16)

donde T es el período de rotación.

Sustituyendo h resulta: 2

1ka2πT

23

= , (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 de masas 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 que los 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(1

r2

cos+= . (18)

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

( ) -a1

r2kv = (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 velocidad del 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 que se denomina anomalía verdadera del satélite. Se mide desde el eje x0 que pasa por el perigeo 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 por el satélite en un periodo y el tiempo T de dicho periodo, es:

ak

a1

T2π

η == . (20)

Si se circunscribe la órbita con una circunferencia de radio a, un cuerpo (satélite ficticio) que describa esta órbita circular llevaría una velocidad angular constante igual a la velocidad angular media del satélite real. A la anomalía media M, como se indica en la figura 9, se define al ángulo respecto al centro de la circunferencia circunscrita, de la posición del satélite ficticio. También se define la anomalía excéntrica E como el ángulo entre el eje x0 y la intersección de la vertical del satélite con la circunferencia, tal como se indica en la figura 9. Ambas anomalías están relacionadas mediante la ecuación: E sine EM −= (21) Si el instante de paso por el perigeo es tp la anomalía media puede obtenerse como:



E sine E)t(t ηM p −=−= (22) Por tanto, si se conocen la excentricidad e, el semieje mayor de la órbita a y el tiempo de paso por el perigeo tp se puede obtener la posición del satélite en la órbita de la siguiente 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 yφ, rx oo cos == (25) Ahora que se ha localizado al satélite dentro de su órbita, hay que localizar dicha órbita respecto 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 Ω Ω Ω Ω y

argumento del perigeo ωωωω. En la figura 5 se definió el sistema de coordenadas inerciales asociado a la Tierra salvo la dirección del eje x i. Dicho eje apunta hacia una dirección fija en el espacio γγγγ, 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 de coordenadas se traslada con la Tierra en su órbita alrededor del Sol pero no gira con la Tierra. Su eje x i tiene siempre la misma dirección. El plano de la órbita intercepta al plano ecuatorial según una recta que se denomina línea de nodos. Los dos puntos de intersección de la órbita con el plano ecuatorial se denominan nodos. El nodo ascendente es aquel en el que el satélite cruza el plano ecuatorial 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 x i 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 (x i, 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 satélite respecto a un punto sobre la superficie rotatoria de la tierra. Para ello se define un nuevo sistema de coordenadas rotatorias (xr, yr, zr) cuyo eje z y plano x-y coinciden con los del sistema inercial. como se indica en la figura 12. El eje xr pasa por la intersección del meridiano cero (Greenwich) con el Ecuador. El sistema rotatorio gira con velocidad angular ΩΩΩΩe (la de rotación de la Tierra) y se designa por Te al tiempo transcurrido desde que los ejes xr y x i han coincidido. Esta coincidencia se produce en cada período de rotación pero no coincide a la misma hora cada día debido a la rotación de la Tierra entorno al Sol. Para obtener el valor del ángulo ΩΩΩΩeTe conviene hablar primero de algunos conceptos del calendario. En primer lugar se denomina Sol Medio a aquel que tiene un movimiento ficticio uniforme a lo largo del año. Se llama Año tropical al tiempo de duración de una órbita de la Tierra entorno al Sol. El día solar medio está referido al Sol medio y tiene una duración de 24 horas. El periodo de rotación de la Tierra es el día sidéreo cuya duración es de 23h 56m 4.09s. La duración del año tropical es de 365.2422 días medios mientras que la duración del año civil establecida por los romanos es de 365 días. La descompensación temporal entre 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 se sobrecompensó con 0.25 el exceso de duración 0.2422 del año tropical. Para compensar los 0.0088 el calendario Gregoriano elimina como bisiestos los que terminan en 00 salvo los divisibles por 400. El tiempo estándar en las operaciones científicas es el Tiempo Universal o GMT que es básicamente el tiempo solar medio en el meridiano cero. El tiempo Universal se mide en horas, 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 que mide las fechas en días julianos, que comienzan a contar a mediodía en lugar de a medianoche. El Día Juliano cero fué a las 12 del mediodía del 1 Enero del año 4713 AC en el calendario Gregoriano. Así por ejemplo a las 12 del mediodía del 31 de diciembre del año 1899 comenzó el día juliano 2415020. Volviendo al problema de calcular el ángulo ΩΩΩΩeTe, este se obtiene como: TU) o GMT (min t0.25068447T g.o +=Ω αee (30)

2c

T 3.870810T60007689 9969098333 4c

g.o +=α (31)

36525

2415020)(JDT

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 se determina mediante dos ángulos que se denominan ángulos de visión. Los ángulos que se 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 el horizonte local de la dirección al satélite como se indica en la figura 13. El ángulo de Elevación 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 las coordenadas geográficas del punto subsatélite, que es la intersección del vector de posición del satélite, desde el centro de la Tierra hasta la posición del mismo, con la superficie de la Tierra. Para un satélite geoestacionario el punto subsatélite está en algún punto del ecuador. Se representa la latitud norte del punto subsatélite como Las y la longitud oeste como Los 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 sr

r

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 un plano y un triángulo en dicho plano. El ángulo γγγγ, formado por los vectores sr

r y er

r, se

denomina ángulo central. Este ángulo está relacionado con las latitudes y longitudes de la estación terrena y del punto subsatélite, como el ángulo entre dos direcciones del espacio, mediante la ecuación: sesese aaooaa sinLsinL)Lcos(LcosLcosL)cos( +−=γγγγ (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 ψψψψ al ángulo entre los vectores er

r y d

r resulta que El = ψ − 90º. Y

teniendo 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 una determinada 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( see ooa −=γγγγ (40) km sγ0.301596co1.0227442242d −= (41)

sγ0.301596co1.02274

sinγcosEl

+= (42)

Se ha programado la expresión anterior para representar el ángulo de elevación en función del ángulo central γγγγ. La variación de dicho ángulo central desde cero puede interpretarse como un desplazamiento de la estación terrena a lo largo del meridiano que pasa por el punto subsatélite desde éste hacia los polos. El ángulo de elevación en el punto subsatélite lógicamente es de 90º y va disminuyendo al aumentar la latitud, como se ve en la figura 15. Puede observarse como el ángulo de elevación se hace nulo para una latitud ligeramente superior a los 80º, de forma que en latitudes superiores a ésta no se puede establecer enlace 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 la órbita geoestacionaria, se ha obtenido la gráfica de la figura 16 que muestra la variación de la misma en función del ángulo central γγγγ. Como puede observarse la distancia mínima corresponde a una estación situada en el punto subsatélite, con un valor igual al de la altura de la órbita geoestacionaria. El valor máximo, correspondiente a un ángulo central de unos 80º, por encima del cual no hay visión directa, es de unos 42000 km. Puede tomarse 38000 km como valor medio de la distancia.



Figura 17. Ábaco para la determinación del ángulo de elevación Normalmente, para una estimación aproximada del ángulo de elevación requerido para apuntar una antena hacia un satélite geoestacionario, se suelen utilizar ábacos como el de la figura 17 El eje de ordenadas representa la latitud de la estación terrena y el eje de abscisas la longitud relativa entre la estación y el punto subsatélite. Para cada estación y satélite puede leerse de la gráfica el valor aproximado del ángulo de elevación requerido. 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, el acimut desde la estación terrena al satélite es el mismo que el acimut entre la estación terrena y el punto subsatélite. Veamos el cálculo del ángulo de acimut entre dos puntos cualesquiera A y B de la superficie 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 el punto más próximo al polo C del correspondiente hemisferio, con lo que en el hemisferio norte LB > LA. Los puntos A, B y C forman un triángulo esférico. El ángulo polar 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 se obtienen 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 > L A. Las ecuaciones de las tangentes son ahora:

(48), (49) Las relaciones entre X, Y y el acimut Az dependen de cual de los puntos A o B sea el punto subsatélite y de su situación geográfica. La siguiente tabla resume las posibles situaciones. Para satélites geoestacionarios el cálculo del acimut se simplifica considerablemente ya que el punto subsatélite está ahora en el ecuador.

Tabla 3.



El cálculo se basa ahora en el triángulo esférico de vértices E, S y G que son la estación terrena, el punto subsatélite y la intersección con el ecuador del meridiano que pasa por E, tal como se muestra en la figura 19 para las posibles orientaciones de dicho triángulo. Los tres arcos del triángulo tienen longitudes γγγγ, 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 la estación 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 posición relativa 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 usar ábacos para la determinación del ángulo de acimut. La figura 20 es un ejemplo en el que las ordenadas representan latitud de la estación y las abscisas la longitud relativa entre esta y el punto subsatélite. Del gráfico se obtiene αααα y, a partir de éste, el ángulo de acimut 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 y dimensionado de las antenas a bordo del satélite, es el ángulo ββββ entre la dirección del punto 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 ángulo de visión β puede expresarse en función de γ. La figura 22 muestra la variación de ββββ con γγγγ.



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 central

γ. Un valor interesante es el del ángulo con que se ve el borde de la Tierra desde un satélite geoestacionario. Corresponde naturalmente al valor obtenido para un ángulo de elevación 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 por razones de un gran incremento de ruido captado por la antena. Por ello suelen establecerse valores mínimos de elevación de 5 o 10 grados. Ello reduce el ángulo central correspondiente y por tanto los valores de latitudes desde las que se pueden establecer enlaces con satélites geoestacionarios (GEO). Así por ejemplo para una

elevación mínima de 5º la latitud máxima es de γγγγ (El = 5º) = 76.3º . Por ello países como la antigua Unión Soviética, con muchos núcleos de población en latitudes superiores a la mencionada, han desarrollado comunicaciones usando satélites en órbitas no geoestacionarias. Las órbitas denominadas Tundra y Molnya son dos ejemplos de órbitas elípticas altas (HEO).



Las órbitas Tundra son órbitas elípticas inclinadas (típicamente 63.4º) con periodo de rotación de 24 horas. La excentricidad de la órbita es de 0.25 y el semieje mayor es de 42164 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 subsatélite en coordenadas longitud-latitud que se muestra en la figura 24. Cada punto corresponde a un intervalo de 14.4 minutos. Puede pués verse como el satélite pasa una gran parte de su órbita sobre una zona relativamente pequeña, apareciendo pues cuasiestático para estaciones situadas en dicha zona . Para La órbita Molnya los parámetros típicos son los de la figura 25, mientras que la figura 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 procedimiento que se sigue consiste en tres fases sucesivas. En la primera fase el satélite se sitúa en una 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 la órbita 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 el apogeo se enciende un motor que incrementa la velocidad del satélite hasta 3.07 km/s que 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 en la misma será de:

(57) En la órbita de transferencia la distancia del centro de la Tierra al perigeo y al apogeo es de:

(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 de aparcamiento 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 la órbita 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 subsatélite en 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 posición orbital pues de lo contrario se moverá respecto a un observador en la Tierra y las antenas de comunicaciones deberán estar provistas de mecanismos de seguimiento que las encarecen enormemente. Un cambio de solo 80 km en la altura de la órbita desplaza al satélite del orden de 1 grado por día. Si el plano de la órbita del satélite no coincide con el plano ecuatorial (el ángulo que forman ambos planos se llama ángulo de inclinación de la órbita) para un observador en la Tierra el satélite parecerá oscilar, con un movimiento de ocho respecto a su posición nominal, 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 la inclinación 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 una componente 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 dados por las fórmulas:

(66)

(67) Por tanto a mayor inclinación de la órbita de transferencia, más gasto de combustible se necesita para inyectar en GEO. La figura 31 muestra la variación del incremento de velocidad necesario.



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

transferencia. Expresando el incremento de velocidad requerido en términos de pérdida de masa de combustible utilizado respecto a un lanzamiento en Kourou se puede construir la siguiente tabla.

Tabla 5.

Para lanzar un satélite se utilizan o bien lanzadores o transbordadores. Los lanzadores están formados por cohetes tales como los Ariane europeos, los Delta, Titan y Atlas americanos, el Protón soviético y el Larga Marcha chino. Los transbordadores (space shuttle) americanos son bien conocidos y tanto los rusos con el Energía como los europeos 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 problema complicado lo que justifica que los satélites de comunicaciones sean muy complejos y caros 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. Los satélites de comunicaciones se diseñan actualmente para tener un tiempo de vida operativo superior a 10 años por lo que éste se debe diseñar para soportar el entorno hostil del espacio durante este tiempo. Para hacer funcionar el sistema de comunicaciones el satélite debe proporcionar una plataforma estable sobre la que montar las antenas, debe ser capaz de mantenerse en estación, debe proporcionar la energía eléctrica para el sistema de comunicaciones así como proporcionar un entorno controlado 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 suelen tener un haz muy estrecho, apunten correctamente a la tierra. Factores tales como las asimetrías de la Tierra, las fuerzas gravitacionales de la Luna y del Sol, la presión del viento 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 que contrarrestar 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 ecuatorial ni tampoco en el eje polar tal como indica la figura. El efecto de estas asimetrías provocan un desplazamiento Este-Oeste del satélite hacia puntos de equilibrio estables dentro 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 acabarían los satélites cuando no se pudiesen controlar si antes no se hubiesen sacado fuera de la órbita geoestacionaria.



Figura 34. Puntos de equilibrio estable y derivas en la órbita Geoestacionaria Por otra parte la atracción del Sol y de la Luna tienden a cambiar el plano de la órbita del ecuador a la eclíptica, inclinando por tanto la órbita del satélite GEO en sentido Norte-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 posición orbital dentro de unos márgenes. Típicamente se realizan correcciones periódicas cada semana o cada dos semanas de forma que se mantiene al satélite en una zona de ±0.1 grados 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 del satélite ya que cuando se termina aquel y el satélite no puede ser mantenido en posición comienza a derivar y deja de ser utilizable. Dada la escasez de posiciones orbitales se utiliza 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 su apuntamiento hacia la tierra. El apuntamiento del satélite debe mantenerse típicamente con una precisión de ±0.1 grados en tres ejes de referencia tales como los definidos en la figura 36.



Figura 36. Orientación de apuntamiento y coordenadas del satélite.

El control de apuntamiento activo se obtiene ejecutando de manera continua la siguiente secuencia 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 control usará el subsistema de telemedida y telecontrol en lazo abierto. Si todo el sistema está a bordo se utiliza un control en lazo cerrado. La detección de la orientación del satélite se hace utilizando detectores de Sol o detectores de horizonte de tierra. El detector de Sol es un dispositivo fotovoltaico que produce una corriente cuando se ilumina por la luz del Sol. Estos dispositivos permiten medir el ángulo entre la dirección del Sol y un eje de referencia en el satélite con una precisión de 0.005º. Los sensores de horizonte de tierra utilizan detectores de infrarrojos en base a que la Tierra se ve como un cuerpo negro a una temperatura de 255 ºK rodeado 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 del contorno es de alrededor de 0.05º. Una vez detectada la orientación del satélite se puede proceder a corregirla generando pares correctores. Estos pueden obtenerse utilizando volantes 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 por spin, haciéndole girar alrededor de un determinado eje, porque un cuerpo en rotación



tiene una resistencia giroscópica intrínseca hacia los pares que tienden a cambiar la orientación de su eje de rotación. Si no hay ningún par externo el momento cinético mantiene una dirección fija de manera indefinida respecto a un sistema de referencia inercial. Para un satélite geoestacionario el eje que debe mantenerse en una dirección fija 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 y 120 rpm con el eje de giro perpendicular al plano del ecuador. Presenta el inconveniente de que las antenas deben o bien tener un diagrama de radiación toroidal de baja ganancia o bien deben estar desacopladas del giro lo que requiere una tecnología especial.

Figura 38. Satélites estabilizados por “spin” y estabilizados en tres ejes. Otra técnica de estabilización, conocida como estabilización en tres ejes, consiste en mantener el cuerpo del satélite en una orientación fija respecto a la Tierra. La resistencia giroscópica se obtiene usando varios volantes de inercia que proporcionan el momento cinético necesario. Debido a la asimetría de la Tierra el satélite tiende a desplazarse de su posición orbital en 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 de éste y de la Luna tienden a desplazar al satélite en dirección Norte/Sur aumentando la inclinación de la órbita del satélite en 1 grado por año. Debe mantenerse al satélite en su posición 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 el mínimo combustible posible para alargar la vida útil del satélite. Se utilizan unos pequeños 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 los

márgenes de posición establecidos.



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

4) Calcular el momento, la intensidad y la duración de los incrementos de velocidad necesarios 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 en posición 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 de los thrusters.



8. SISTEMAS SATELITALES DE USO CIVIL A continuación se ofrecen algunos ejemplos de sistemas satelitales que serán vistos con mayor detalles en las exposiciones de clase y también puede ser materia de investigación 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 11 países con el nombre inicial de "International Telecommunications Satellite Consortium". Esta estructura se mantuvo hasta que fué reemplazada por un nuevo acuerdo internacional el 12 de Febrero de 1973, alcanzado por 80 países. Con este nuevo acuerdo el nombre de la organización se cambió a "International Telecommunications Satellite Organization". A finales de 1984 Intelsat tenia 109 miembros y proporcionaba servicio a unas 600 estaciones terrenas. Cada país miembro tiene una participación en Intelsat proporcional a su uso del sistema, siendo la inversión mínima del 0.05 %. Los detalles técnicos de la operación del sistema se adoptan por la Junta de Gobernadores (Board of Governors) siguiendo los acuerdos adoptados en las Reuniones de Signatarios (Meetings of Signatories) que se llevan a cabo cada año y en las que se discuten los aspectos operacionales generales así como los asuntos financieros. La Junta de Gobernadores está formada por los representantes de los 20 países con mayor aporte económico y por cinco representantes regionales. La Junta de Gobernadores publica las características técnicas obligatorias que deben reunir las estaciones terrenas para poder formar parte de la red Intelsat. La tabla 1 muestra las principales características de los diversos satélites de las series Intelsat. El incremento en capacidad producido de serie en serie se obtiene por un incremento de la potencia disponible, de la directividad de las antenas y del ancho de banda utilizado. Cuando el espectro autorizado se llena el aumento en capacidad puede obtenerse reutilizando frecuencias por medio de haces separados para las zonas Este y Oeste 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 las sucesivas. 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 circuito telefónico se ha reducido por un factor superior a 7. Sin embargo el coste final del circuito para el usuario es superior a la tarifa de Intelsat debido al recargo del segmento terrenal 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 y Z. Las estaciones Standard A y B trabajan en 4 y 6 GHz y tienen valores mínimos de G/T de 40.7 y 31.7 dBK-1 respectivamente. Estos números corresponden típicamente a antenas 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 de factor 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 para aplicaciones VISTA de baja densidad de tráfico. Para los servicios de negocios en las bandas 11 - 14 Intelsat ha definido las estaciones Standard E. Las estaciones Standard Z son 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 de Europa del Este, Inmarsat se financia de manera similar a Intelsat y tiene la sede central en Londres. Inmarsat alquila transpondedores de MARISAT (un sistema USA para la marina mercante y de guerra), de la ESA (de los satélites MARECS) y de Intelsat (que incorpora en algunos de sus satélites MCS's - Maritime Communications Subsystem- específicos para Inmarsat). La misión principal de Inmarsat es proporcionar servicio a plataformas marinas y barcos. Inmarsat da servicio a unos 9000 terminales en barcos y se incremento extraordinariamente su crecimiento cuando se incorporo el servicio aeronáutico. El servicio incluye datos a baja velocidad (2.4 kbps) a alta velocidad (56 kbps) telefonía y servicios de emergencia 8.3 EUTELSAT. Es la organización internacional europea que proporciona servicios de telecomunicación por 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 especiales SMS (Satellite Multiservice Systems) de transmisión de datos y teleconferencia. EUTELSAT comenzó con un satélite experimental, el OTS, y se pasó a una fase operacional 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 sociedad se constituyó en Junio de 1989 y en Julio de 1989 se seleccionó a MATRA como contratista principal para la fabricación de los satélites. En Febrero de 1990 se contrataron con ARIANESPACE los lanzamientos de los dos satélites para mediados y a 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 debido a: a) La misión TV-América cuya zona de cobertura para el haz descendente abarca la casi totalidad del continente americano. b) Las misiones de radiodifusión directa de TV y de servicio fijo incluyen en su cobertura 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 de frecuencias y la coordinación técnica con las organizaciones internacionales como Intelsat y Eutelsat. 8.5 GLOBALSTAR Sistemas Satelital de Comunicaciones de orbita baja diseñado como complemento de sistemas existentes. Requiere un Gateway por cada área de 3,000 Km., ofrece Control Autónomo por territorio con conmutación en tierra y actualización de Software en tierra. Los servicios que se pueden ofrecer de acuerdo con la Normativa de Telecomunicaciones son Servicios Telefónicos Móviles, Teléfonos Públicos y servicios Portadores: Local, Larga Distancia Nacional y Larga Distancia Internacional. Por su diseño el sistema Globalstar está en capacidad de proporcionar un alto grado de disponibilidad de enlaces de comunicaciones desde o hacia cualquier lugar en el área terrestre, integrándose a las redes de comunicaciones existentes complementándolas y ampliando su cobertura. 8.6 IRIDIUM Sistemas Satelital de Comunicaciones de orbita baja diseñado sin tener en cuenta los sistemas existentes que requiere varios Gateways a nivel mundial, no ofrece control autónomo por territorio, la conmutación es en satélite y la actualización de Software en satélite. 8.7 TELEDESIC Sistema Satelital estructurado como una Red de Banda Ancha de alta capacidad. La Red Teledesic posee cobertura global por medio de una constelación de satélites de Orbita Baja (LEO) y provee conexión a Internet de forma Móvil. Existe comunicación directa entre los terminales y satélites, soportando un amplio rango de velocidad de datos. Ademas cada terminal tiene la capacidad de utilizar un amplio rango de protocolos Stándar como IP, ISDN, ATM, etc. Los terminales de Banda Ancha podrán operar a 64 Mbps, la capacidad de manejar múltiples 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

OOrrbbii ttaass yy CCoobbeerrttuurraa ddee SSiisstteemmaass SSaatteell ii ttaalleess ddee OOrrbbii ttaa BBaajjaa ((LLEEOO))



Teledesic

sistemas_satelitales_2010_1

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