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Fundamentos Comunicaciones por satélite
- 1. SISTEMAS DESISTEMAS DE TELECOMUNICACIONESTELECOMUNICACIONES POR SATELITEPOR SATELITE
- 2. PARÁMETROS ORBITALES TIPOS DE SATELITES: Naturales: • Tierra alrededor del sol • Luna alrededor de la tierra Artificiales: • Colocados por el hombre SATELITES ARTIFICIALES EN ORBITA TERRESTRE
- 3. Qué es un Satélite ArtificialQué es un Satélite Artificial • Una “plataforma” en el espacio, con una carga útil, para cumplir una función: – Comunicaciones • Servicios Fijos: Fixed Satellite Service, FSS • Radiodifusión: Broadcasting Satellite Service, BSS • Móviles: Mobile Satellite Service, MSS – Radionavegación • Global Navigation Satellite Systems, GNSS –Observación Remota de la Tierra • Earth Remote Sensing, ERS – Pasiva: Rango visible, Infra rojo – Activa: Radares (Syntetic Aperture Radar, SAR) – Naves Tripuladas, Sondas Espaciales
- 4. 1989-92 Intelsat VI 1985-90 Intelsat V-A 1980-85 Intelsat V 1964-65 Intelsat Early Bird 1966-67 Intelsat II 1968-70 Intelsat III 1971-75 Intelsat IV 1975-80 Intelsat IV-A 1993-96 Intelsat VII VII-A 1997-98 Intelsat VIII/VIII- A 2000-2002 Intelsat IX COMUNICACIONESCOMUNICACIONES
- 5. Segmentos de un sistema satelitalSegmentos de un sistema satelital SatelliteSatellite SPACESPACE Ground/User Control CenterControl Center Control TrackingTracking StationStation
- 6. Haces:Haces: - Globales- Globales - Hemisféricos- Hemisféricos - Zonales- Zonales - Spot- Spot
- 7. PARÁMETROS ORBITALES Primera Ley de Kepler Dados 2 cuerpos: 1 “liviano”, A (ej.: el satélite) 1 “pesado”, B (ej.: la tierra) Por la ley de gravedad, el cuerpo A orbitará alrededor del cuerpo B, con las siguientes características: • Trayectoria eliptica • El centro de B estará en uno de los focos de la elipse • Período constante (cíclicos)
- 8. TIPOS DE ÓRBITASTIPOS DE ÓRBITAS • Por Altura: Mínimo 150 Km (T=90 min, v~27.000 Km/h) LEO (Low Earth Orbit): • 500 (fricción) a 2.000 Km (1er cinturón) MEO (Medium Earth Orbit): • 5.000 (1er cinturón) a 15.000 Km (2o cinturón) GEO (Geostationary Earth orbit): • 35.786 Km
- 9. Tipos de ÓrbitasTipos de Órbitas
- 10. DSP ~37,160 km (23,500nm) 23 HRS 56 MIN ~11,160 KPH 6600 MPH GPS ~20,830 km (11,000nm) 11 HRS 58 MIN ~14,330 KPH 8430 MPH DMSP 850 km (500nm) 101 MINUTES 24,600 KPH 17,000 MPH LEO MEO GEO
- 11. TIPOS DE ÓRBITASTIPOS DE ÓRBITAS • Por Forma Elípticas • HEO: eccentricidad cercana a 1 Circulares: • Eccentricidad igual a cero • Argumento de Perigeo: no aplica • Velocidad y altura constante: • Potencia constante, disponibilidad constante
- 12. TIPOS DE ÓRBITASTIPOS DE ÓRBITAS • Por Inclinación Ecuatoriales: I=0° • No cubren los polos • Eje de giro N-S al igual que la tierra • Trayectoria Este-Oeste • RAAN no aplica (superposición de Planos) Polares: I=90° • Cubren los polos Inclinadas: 0°<I<90° • Pueden cubrir los Polos • Enfasis en zonas habitadas
- 13. • Por Período Geosincrónicas • El período de la órbita es un múltiplo exacto del período de la tierra • El número de órbitas diarias es exactamente un número entero • La traza sobre tierra se repite TODOS los días TIPOS DE ÓRBITASTIPOS DE ÓRBITAS
- 14. PARÁMETROS ORBITALES Segunda Ley de Kepler En la órbita elíptica de un satélite se barren áreas iguales en tiempos iguales PERIGEO: mínima altura, máxima velocidad Menor potencia, poco tiempo disponible APOGEO: máxima altura, mínima velocidad Mayor potencia, mucho tiempo disponible
- 16. PARÁMETROS ORBITALES • Ubicación de la Órbita en el Plano • RAAN (Ω; 0° a 360°, hacia el este) • Inclinación (I; 0° a 180°) • Forma de la Órbita • Altura de Perigeo (h) • Elipticidad (e; 0 = circular, 1 = HEO) • Posición de la Órbita en el Plano • Argumento de Perigeo (ω; 0° a 360°, left) • Posición del Satélite en la Órbita • Anomalía (v; 0° a 360°, left)
- 17. Posicionamiento del plano de la órbitaPosicionamiento del plano de la órbita RAAN E INCLINACION (RAAN E INCLINACION (ΩΩ, I), I)
- 18. Altura y excentricidad (h, e)Altura y excentricidad (h, e) e = 1 – (Perigeo / Apogeo)
- 19. ARGUMENTO DE PERIGEO (w)ARGUMENTO DE PERIGEO (w)
- 20. Posición del satélite en laPosición del satélite en la órbita (v)órbita (v) La anomalía es el único parámetro que varía en el tiempo (movimiento del satélite en su órbita)
- 21. EFECTOS SOBRE EL SATELITEEFECTOS SOBRE EL SATELITE • Cada Orbita: • Eclipse del satélite: Baterías • Diarios: Diferencia día terrestre y día solar • Solsticios: Inclinación satélite hacia el sol (23°): - Reducción área efectiva Páneles solares - Exposición de los elementos disipadores • Equinoccios: Alineación Estación Terrena – Satélite – Sol: - Incremento del Ruido de Antena (Sun Outage)
- 22. Puesta de un Satélite en ÓrbitaPuesta de un Satélite en Órbita
Notas del editor
- This slide shows the three segments and very broadly, their relationships to each other. The Space segment is the satellite or constellation of satellites. The Control segment involves two separate functions: Satellite Control - This is the satellite health, status and bus commanding section of the control segment. Payload Control - This is where the satellite mission is controlled. Via the Control segment, satellites are monitored continuously in order to keep them mission capable. Sometimes bus and payload control are combined in one facility. The Tracking Station provides the means to locate, track and communicate with the satellite from the Mission Control Center. The Mission Control Center develops and sends instructions to the satellites to keep them operating properly. The User segment is the end point of the satellite mission. It may be a communications receiver, a data terminal or a fax machine. Examples are: Weather data terminal. GPS receiver. International Maritime Satellite (INMARSAT) telephone terminal. Photo or image. We show a dashed line in the user segment because in some systems the user has satellite command capability, which is normally part of the control segment, in addition to all of the normal data user functions.
- The amount of time needed to complete one orbit is called the period. The period is dependent only on the orbit size. The satellites above have nearly circular orbits, so they represent a good example of constant speed orbits. As the size of the orbit increases, the period increases but the orbital speed decreases despite the fact that you must “speed up” initially (expend more energy) to reach the higher orbit. -This apparent paradox can be explained using total energy. Although kinetic energy is lower in the higher orbit (slower velocity), potential energy (energy of altitude or position) is much higher. Total mechanical energy - the sum of kinetic and potential energy - is conserved at any point in any orbit (even in highly elliptical orbits with constantly changing orbital velocity). If kinetic energy increases (speeding up at perigee), potential energy must decrease (closer to the Earth - less height). The total energy will always remain the same for a given orbit until some force (other than gravity, which is a conservative force) causes the satellite to speed up or slow down - at which point the size of the orbit will change to match the new total energy number! Note that the relationship between orbit size and the period are not linear. Kepler found that the square of the period was proportional to the cube of the orbital size (usually measured as semi-major axis, a). We have been viewing our orbits from space; now let’s look at them from the ground.