Este documento describe los principales componentes y sistemas de un satélite, incluyendo la estructura, sistemas de propulsión, control de orientación y órbita, control de energía, y control térmico. Explica cómo estos sistemas se han adaptado para funcionar en las condiciones ambientales del espacio y cubrir amplias áreas con su cobertura. También describe los requisitos de energía de un satélite y cómo los paneles solares y baterías proporcionan la energía necesaria.

1. Segmento Espacial
Francisco A. Sandoval
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2. Introducción
 Tecnología de Satélites, desarrollo para:
 Adaptar a condiciones ambientales en que operan.
 Concentración de su capacidad de tráfico en un solo punto.
 Amplia gama de posibilidad de cobertura.
 Movilidad
 Imposibilidad de reparación de fallas después del lanzamiento.
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3. Introducción: Partes de un Satélite
 Carga útil o de
comunicación
 Equipos y elementos
para el procesamiento de
las señales de las redes
de los usuarios
 Plataforma
 Soporte mecánico
 Apoyo de funciones
imprescindibles de la
primera.
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4. 1. Condiciones Ambientales
 Diferentes a las encontradas en ETs
 Riesgos: posibles deficiencias o falla total
 Difieren, durante lanzamiento, fase de transición hacia
órbita final y en está.
 Condiciones ambientales:
 Virtual falta de gravedad
 Atmósfera prácticamente nula
 Presencia y ausencia de la energía solar
 Diversas radiaciones
 Posibles impactos de despojos espaciales.
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5. 1. Condiciones Ambientales
 Determinan características tecnológicas de satélites
 Aprovechar aspectos favorables
 Evitar o reducir efectos desfavorables
 Radiación Solar casi sin obstrucción
 Fuente segura de energía +
 Cambio de orientación del S. -
 Descargas electrostáticas –
 Deterioro d paneles solares -
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6. 1. Condiciones Ambientales
 Casi vacío
 Reducen la corrosión +
 Dificultan lubricación. –
 Provocan expulsión y migración perjudiciales de gas y
moléculas metálicas
 Falta de gravedad y fricción atmosférica
 Facilita despliegue de paneles solares
 Permite que fuerzas muy pequeñas produzcan movimientos en
S.
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7. 2. Carga de Comunicación
 Antenas receptoras
 Transpondedores
 Antenas transmisoras
 Conexiones entre
estos elementos
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8. Segmento Espacial
Plataforma
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9. Introducción
 Subsistemas de la Plataforma:
 Estructura
 Sistemas de Propulsión
 Control de orientación y de órbita
 Control de energía, telemetría y telemando
 Control térmico
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10. Segmento Espacial
Estructura
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11. Funciones
 Soportar mecánicamente la carga de comunicaciones +
subsistemas de plataforma.
 Protección parcial a las partes más sensibles del satélite,
contra despojos espaciales o partículas cargadas
provenientes del espacio.
 Reducir al mínimo, las deformaciones entre componentes
del S. que pudieran alterar la orientación de las antenas.
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12. Funciones
 Contribuir al control térmico de la nave.
 Aportar una referencia electromagnética común.
 Proveer la interfaz mecánica con el vehículo de
lanzamiento y proteger a todos los sistemas de los
esfuerzos estáticos y dinámicos del lanzamiento.
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13. Diseño
 Un objetivo fundamental: conservar peso mínimo,
respetando los márgenes de seguridad.
 Del diseño preliminar se produce una estructura inicial, se
somete a numerosas pruebas y análisis para su
perfeccionamiento.
 Materiales más utilizados en estructura: aleaciones
metálicas y los compuestos, consistentes en una mezcla
macroscópica de materiales, metálicos o no metálicos.
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14. Diseño
 Estructura primaria, proporciona el soporte, la resistencia
y la estabilidad mecánicas del satélite.
 Los mayores esfuerzos sobre la estructura ocurren
durante el lanzamiento, por vibraciones completas, ondas
acústicas y aceleraciones.
 Un efecto a evitar, la resonancia aguda. Puede aumentar
los extremos de deformación en elemento de estructura
hasta que falle.
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15. Diseño
 A partir de inicio de operación de carga útil:
 Conservar con precisión la estabilidad dimensional entre sus
sensores de orientación y los reflectores de antena.
 Sirve de apoyo al subsistema de energía eléctrica como
retorno de potencia. Contribuye a la disipación de calor y
protección contra descargas electrostáticas.
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16. Diseño
 S. no expuesto directamente a fricción con la atmósfera
baja durante el lanzamiento, su forma no requiere ser
aerodinámica y tampoco el ambiente altamente
enrarecido de su operación en el espacio exige forma
alguna.
 Generalmente, la estructura debe cumplir
simultáneamente con las dimensiones y demás
especificaciones de varios vehículos de lanzamiento en
cuanto a aceleración, vibración, ondas acústicas y otros
aspectos.
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17. Segmento Espacial
Sistema de Control de Orientación y de la Órbita
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18. Introducción
 Objetivo del subsistema:
 Fase de Operación:
 Conservar la orientación de la nave respecto a laTierra.
 Conservar el apuntamiento de las antenas del satélite hacia su zona
de cobertura.
 Darle la rotación que sea necesaria, reducir o eliminarla en las
fases previas de su misión.
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19. Introducción
 Control de la órbita:
 En S. geoestacionarios evita que se desplacen lejos de su
posición orbital nominal, de ocurrir reduciría perceptiblemente
la señal recibida en la E.T. de alta directividad que no cuentan
con seguimiento.
 En S. de órbita baja, evita que aumente o disminuya
sensiblemente la relación de distancias entre los de la misma
constelación, o que disminuya su altitud conjunta fuera de
tolerancia.
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20. Introducción
 Control de orientación – Métodos
 La estabilización de la plataforma
 El control autónomo del propio satélite
 Las operaciones correctivas, periódicas ejecutadas por medio
de mandos transmitidos desde el centro de control.
 Control orbital:
 Generalmente se limita a maniobras correctivas.
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21. Segmento Espacial
Plataforma
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22. Sistema de Energía Eléctrica
 La energía primaria de los satélites comerciales se
obtiene por medio de células fotovoltaicas.
 También se ha utilizado energía atómica, es muy peligrosa
y costosa.
 Para evitar falta de energía durante los eclipses, se utiliza
baterías.
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23. Sistema de Energía Eléctrica
Diagrama por bloques del subsistema de energía
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24. Sistema de Energía Eléctrica
 Los limitadores, absorben la potencia excedente por
sobretensión.
 La línea general de tensión puede estar o no regulada.
 Antes de cada carga principal hay un acondicionador de
potencia, además de aislamiento, disminuye o aumenta la
tensión de la mencionada línea a la requerida por cada
unidad. O convierte en múltiples tensiones.
 La tensión primaria nominal comúnmente en el intervalo
de más de 30V hasta 150V, según el diseño del satélite.Y
hasta menos de 20V en satélites de órbita baja de muy
poca potencia.
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25. Requisitos de energía
 La potencia eléctrica requerida por un S. depende
bastante de la total consumida por los amplificadores de
radiofrecuencia. Es difiere según el servicio al que está
destinado.
 La capacidad de suministro de energía eléctrica por las
células solares varía por las variaciones estacionales en la
radiación solar captada.
 Recordar, no siempre todos los elementos que consumen
energía eléctrica operan simultáneamente a plena
potencia.
 Se debe definir explícitamente su magnitud para la máxima
demanda prevista, debe especificarse para el fin de vida de un
satélite.
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26. Requisitos de energía
CONCEPTO Solsticio
de junio
Equinoccio de
septiembre
Eclipse
Repetidores 2525 2525 2488
Control de actitud 55 55 55
Telemetría y telemando 58 58 58
Térmico 270 325 215
Electrónica del sistema de
energía
65 75 45
Cargas de baterías 35 340 -
Total de cargas en watts 3008 3378 2857
Ejemplo de requisitos de energía (watts)
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27. Radiación solar utilizable
 Flujo de potencia de la radiación que recibe la Tierra del Sol
antes de atravesar la atmósfera tiene un valor medio de 1370
W/m^2.
 La órbita de la Tierra alrededor del Sol tiene excentricidad, dicho
flujo varía en proporción al cuadrado de la distancia entre los
centros de los dos cuerpos celestes según la época del año.
 La energía que pueden utilizar las células solares es proporcional al
coseno del ángulo de inclinación que forman los paneles con el plano
perpendicular a la radiación solar, el cual varía entre 23.4º 0º.
 Considerando los dos efectos, se obtiene un factor combinado
Fi por el que se puede multiplicar el valor medio para conocer
la potencia utilizable de la radiación solar por unidad de área
Sr, en fechas características.
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28. Radiación solar utilizable
Fecha Distancia
Relativa
Declinación
del sol
(grados)
Fi Sr
(W/m^2)
Equinoccio de
marzo
0.996 0 1.008 1381.0
Solsticio de junio 1.016 23.4 0.889 1217.9
Equinoccio de
septiembre
1.0034 0 0.993 1360.4
Solsticio de
diciembre
0.984 -23.4 0.948 1298.8
Energía solar utilizable
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29. Paneles Solares
 Los paneles solares proporcionan la energía a partir de
las células solares, con las que cuentan en gran número.
 Un panel solar está formado por el número que sea
necesario de células conectadas en serie-paralelo para
proporcionar al fin de vida del satélite la corriente y la
tensión requeridas para determinadas cargas especificadas
por el operador de un sistema.
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30. Paneles Solares
 Las células están adheridas a una o más superficies muy
expuestas en el espacio a la radiación solar.
 Las conexiones entre células se hacen comúnmente con
malla de plata, con los extremos de cada unión en la parte
superior de una célula y la inferior de la siguiente.
 Cuando la demanda de corriente en el satélite es baja, la
tensión primaria por cada panel es mayor que lo
necesario.
 Otros factores que hacen variar la tensión eléctrica
proporcionada por los paneles son:
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31. Paneles Solares
 Bajas temperaturas al ser iluminados al momento de salir de
un eclipse.
 Variaciones de la distancia al Sol durante cada año,
 La variación de su ángulo respecto de la dirección del sol
 Su propia degradación progresiva.
 Los valores en exceso de lo necesario (de tensión) se
pueden corregir por medio de limitadores que deriven
corriente a tierra, los cuales no producen pérdidas de
tensión a máximo consumo.
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32. Paneles Solares
 La superficie de los paneles solares necesaria para
producir la energía suficiente para satisfacer el consumo
en todas las cargas del satélite es:
𝐴 𝑃 =
𝑃𝐿
𝑆𝑟 𝜂𝐹𝑑 𝐹𝑙 𝐹𝑠
𝑀 m2
 𝑃𝐿 - potencia máxima requerida para las cargas,
incluyendo los acondicionadores de potencia.
 𝑆𝑟 - potencia solar utilizable por 𝑚2
utilizada como
referencia.
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33. Paneles Solares
 η – eficiencia de conversión de energía a plena carga de las
células sin cubiertas al inicio de vida y a la temperatura
máxima de operación bajo iluminación, expresada como
fracción de unidad.
 𝐹𝑑 - factor de pérdidas en los cables de distribución de energía
y en dispositivos en serie, antes de los acondicionadores de
potencia.
 𝐹𝑙 - factor por deterioro de las células solares al final de la vida
útil del satélite
 𝐹𝑠 - factor debido a pérdidas iniciales en las cubiertas
protectoras y en las conexiones de las células, así como el
aumento de superficie por sus soportes
 M – factor de margen
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34. Baterías
 Las baterías principales de un satélite son necesarias para
suministrar la energía eléctrica secundaria a la nave
durante los eclipses.
 En S. geoestacionarios, este fenómeno ocurre 2 periodos al
año alrededor de los equinoccios. Debido a que el ejeTierra-
sol forma un ángulo menor que ± 8.7º con el plano de la órbita
del S.
 Satélites de órbita baja, los eclipses pueden ocurrir varias veces
diariamente, hasta durante 40% de cada periodo orbital.
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35. Baterías
 También se utilizan para suministrar energía en la órbita
de transferencia, para:
 cargas transitorias
 fallas del subsistema de orientación o actitud.
 Baterías principales:
 Inicialmente: níquel-cadmio (NiCd)
 Posteriormente: níquel-hidrógeno (NiH2)
 Futuro: iones de litio (Li Ion), por menor peso, menor
producción de calor, menor auto-descarga, etc.
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36. Baterías
 Vida de la batería, depende en forma compleja:
 control de la recarga
 profundidad de sus descarga durante los eclipses
 control de temperatura, óptima entre +5 y +15ºC
 número de ciclos de carga y descarga por año.
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37. Baterías
 Controlar carga de baterías se emplea el procesador del
satélite.
 Las células de las baterías se construyen en recipientes
sellados.
 Según la tensión requerida, se combinan e serie en el
número necesario de ellas.
 Fiabilidad de la batería: puede ocurrir que fallen durante
su vida esperada.
 Aumentar fiabilidad: agregar una o más células adicionales en
serie.
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38. Baterías
 La capacidad de una batería al final de su vida útil:
𝐶 𝐸𝑂𝐿 =
𝑃𝑒∗𝑡 𝑒
η 𝑑 100 ∗ 𝐷 𝐷𝑂𝐷 100
𝑀 watts-horas
 𝑃𝑒 - potencia media consumida durante cada eclipse en
watts.
 𝑡 𝑒 - duración máxima de un eclipse en horas.
 η 𝑑 - eficiencia de transmisión de la batería a la carga en
porcentaje.
 𝐷 𝐷𝑂𝐷 - profundad de la descarga expresada en porcentaje
 M – factor de margen
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39. Segmento Espacial
Sistema de Telemetría, telemando y distancia
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40. Introducción
 Funciones del subsistema son esencialmente de
comunicaciones internas propias del segmento espacial (S.
y centro de control)
 Recolección y Tx de la información relacionada con la
configuración y desempeño del S.
 Rx y distribución de las señales de mando destinadas ya sea a
preservar el adecuado funcionamiento del S., a adaptar la carga
útil a las necesidades de los usuarios, etc.
 Intercomunicación de señales destinadas a realizar una
determinación de alta precisión de la distancia del satélite a un
punto sobre la Tierra
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41. Introducción
 Para los enlaces de comunicación de este subsistema con
el centro de control se han utilizado diversas bandas. En
la actualidad se emplea una fracción pequeña de una
banda destinada a la carga útil de la nave.
 La sección de telemetría recibe las señales de los
sensores, las procesa en formato y secuencia
predeterminados, las modula y las tx al centro de control.
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42. Introducción
 Las señales de mando se envían desde el centro de
control vía enlaces terrenales a través de la estación TT y
S cuando es necesario para controlar la actitud, posición,
la configuración de su carga de comunicaciones y el
estado de los equipos a bordo del satélite.
 Cada señal de mando se recibe en el subsistema, se
demodula y almacena, y regresa por la sección de
telemetría al centro de control para después de su
verificación, confirmación y reexpedición para ser
encaminada al dispositivo que deba ejecutarla.
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43. Telemetría
 La telemetría es una tecnología que permite la medición
remota de magnitudes físicas y el posterior envío de la
información hacia el operador del sistema.
 Debe tener redundancia 2 para 1.fralbe.com

44. Telemando
 Señales de mando son muy pocas en comparación con las
de telemetría y no tienen la secuencia repetitiva de estas.
 Puede tener consecuencias perjudiciales un error humano
o de tx desde el centro de control, por lo que se requiere
una mayor seguridad del enlace y se emplea verificación
del mando, sin lo cual no se ejecuta.
 Como en telemetría se cuenta con redundancia total para
Rx de las señales de mando generadas en el centro de
control.
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45. Distancia
 La medición de distancia de un satélite a una estaciónTT
y S, indispensable para el control de la órbita, se realiza
por varios métodos.
 Uno común consiste en Tx desde la estaciónTT y S
señales que modulan una portadora en unja frecuencia de
telemando y regresarlas por la sección de telemetría,
determinándose la distancia por medio de la medición de
la deferencia de fase entre las señales Tx y Rx.
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46. Centro de control y Estación TTS
 El centro de control de un sistema de satélites
geoestacionarios, conjuntamente con la estación de
telemando, telemetría y seguimiento (TT y S), forma parte
del segmento espacial.
 Ambas instalaciones pueden estar localizadas en la misma
área o en distintos sitios separados una distancia
considerable.
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47. Centro de control y Estación TTS
 El centro de control es el lugar donde se realiza la
supervisión del estado de los satélites y se expiden las
señales de mando para ejecutar en ellos las funciones que
no realizan en forma autónoma.fralbe.com

48. Centro de control y Estación TTS
 La parte más importante, el sistema de cómputo que desarrolla
funciones de conversión, cálculo, interpretación, grabación y
presentación de los datos de telemetría, generación de alarmas
y mandos, y otras formas de procesamiento, tanto con fines de
uso inmediato como de análisis posterior.
 En un sistema típico debe ser posible registrar e imprimir
en forma automática todas las acciones realizadas por los
controladores y los datos de telemetría que muestren
desviaciones fuera de los límites de tolerancia.
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49. Centro de control y Estación TTS
Diagrama por bloques del centro y estaciónTTS para un sistema de dos satélites.
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50. Centro de control y Estación TTS
 En la parte superior se muestra la estación de telemetría,
telemando y seguimiento (TT y S) que realiza el enlace
entre el centro de control y el satélite, y requiere de los
mismos elementos esenciales en banda de base,
frecuencia intermedia y radiofrecuencia que las estaciones
terrenas de los usuarios con capacidad para rx y tx.
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51. Centro de control y Estación TTS
 Otra función consiste en apoyar a los usuarios cuando es
necesario cambiar sus redes a otro transpondedor o a
otro satélite; y cuando se requiere cambiar un satélite a
otra posición en la órbita, o pasar todas sus redes a otro,
debe programar todo el proceso de cambio.
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