M+¦dulo 1 - Introducci+¦n

POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL

COMUNICACIONES SATELITALES OBJETIVO GENERAL

Brindar una visión amplia de las comunicaciones por satélite aplicada a las

comunicaciones.

El presente curso ha sido diseñado en forma modular y secuencial para permitir al

estudiante un aprendizaje de la tecnología de comunicaciones por satélite en una

forma progresiva. La orientación del curso esta dirigida al conocimiento de la

estructura, el funcionamiento y las bases teóricas de los sistemas de comunicación por

satélite.

SUMARIO

1. Introducción a las Comunicaciones Satelitales

2. Satélite

3. Antenas

4. Amplificadores de potencia y amplificadores de bajo ruido

5. Multiplexaje y Modulación

6. Acceso

7. Reuso de frecuencias

8. Estación terrena

9. Parámetros del sistema

10. factores de Calidad

11.Cálculos de los enlaces

12. Mediciones

13. VSAT

14. Nuevas Tecnologías.

INTRODUCCIÓN

Con el advenimiento de los satélites hechos por el hombre, se han hecho gran

cantidad de trabajos de investigación y desarrollo dentro de los Estados Unidos así

como en otros países del mundo para la utilización de estos satélites como un medio

de comunicación para largas distancias. El resultado fue un progreso rápido en los

TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 1

POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL sistemas de comunicaciones satelitales. El día de hoy, los satélites son indispensables

para la humanidad como una herramienta básica de sus actividades sociales. Este

moderno sistema de comunicación, es usado no solo en Telecomunicaciones sino

también para observaciones meteorológicas, de radiodifusión, navegación, recursos

de exploración, investigación espacial y comunicaciones móviles.



MÓDULO I INTRODUCCIÓN A LAS COMUNICACIONES SATELITALES

OBJETIVOS DEL MÓDULO

• Conocer las leyes de Kepler

• Fundamentos acerca de la orbitas de los satélites

• Ubicación de un punto sobre la superficie terrestre

• Calcular el azimut y la elevación de un satélite

• Conocer la cobertura y ubicación de los satélites.

SUMARIO

1.1 Dinámica de la órbita

1.2 Inclinación de la órbita

1.3 Plano de la órbita elíptica

1.4 Tiempo sideral

1.5 Perturbaciones de la órbita y excentricidad

1.6 Anomalías en las órbitas de los satélites

1.7 Lanzamiento de un satélite

1.8 Posición de un satélite

1.9 Ubicación sobre la tierra

1.9.1.1 Azimuth, Angulo de elevación y distancia Satélite-Estación terrena

1.9.1.2 Cobertura de un satélite

DESARROLLO DEL MÓDULO

1.1 DINÁMICA DE LA ÓRBITA 1.1.1 FUERZAS SOBRE EL SATELITE En todo movimiento planetario en donde los satélites siguen ciertas orbitas, es obvio

que debe existir un cierto equilibrio de fuerzas.

Cuando el satélite se libera de su vehículo de lanzamiento pueden suceder cualquiera

de los siguientes casos:

1.- El satélite cae de nuevo a la tierra

2.- El satélite escapa a la fuerza gravitacional de la tierra y se pierde en el espacio

exterior.


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL 3.- El satélite puede seguir una orbita continua alrededor de la tierra.

Cualquiera de los tres casos puede suceder dependiendo de la velocidad a la que el

satélite se haya liberado desde el vehículo de lanzamiento. Una ves liberado el

satélite, este es afectado por:

- la fuerza centrifuga (Fc), debido a la velocidad del satélite que

actúa empujando hacia fuera al satélite y

- la fuerza gravitacional (Fg), que actúa atrayendo al satélite a la

tierra.

Puesto que el satélite ni cae ni escapa al espacio, las dos fuerzas Fc y Fg se igualan

llegando a obtener la ecuación de la velocidad V.

Figura 1. Fuerzas sobre el satélite

La velocidad V es la mínima que debe tener el satélite para cuando sale del vehículo

de lanzamiento. Si para una distancia particular ( r ) la velocidad es menor que la

calculada entonces el satélite caerá a la tierra.

1.1.2 VELOCIDADES DE APOGEO Y PERIGEO

Como ejemplo, asumir que se lanza un satélite a una altitud de 78 Km. sobre la

superficie de la tierra y se le da una velocidad para mantener una orbita circular

(llamada también Orbita de Parqueo).

Si al satélite se le permite mantenerse en esta orbita de parqueo (el cual no es la

orbita final puesto que es una orbita sincrona o estacionaria), la velocidad del satélite a

esta orbita de parqueo sería de 7857.5 m/sg y su período de rotación sería de 1 hora

26 minutos y 2.5 segundos.


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL Puesto que es una orbita circular, la velocidad de perigeo (Vp) es igual a la velocidad

de apogeo (Va).

Figura 2. Velocidades de apogeo y perigeo 1.1.3 ORBITAS DE TRANSFERENCIA Y PARQUEO

Figura 3. Orbitas de transferencia y parqueo

En la orbita mostrada el satélite a adquirido la velocidad necesaria para seguir una

orbita circular. Si hubiera sido una velocidad mas alta, el satélite hubiera seguido una

orbita elíptica (llamada también Orbita de transferencia).

La velocidad debe ser tal que se llegue a un apogeo de 42164 km y un perigeo de

6546 km. Esto de hecho es lo que pasa si la orbita final es síncrona o geoestacionaria

(orbita circular en la que la velocidad del satélite esta sincronizada con la rotación de la

tierra).


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL Para colocar el satélite en su orbita de parqueo su velocidad (Va=Vp)debe ser de

7857.5 m/sg. El cambio de la orbita de la de parqueo a la de transferencia requiere de

un incremento de la velocidad de perigeo (Vp). Este incremento de velocidad (.V1) se

hace en la ultima etapa del lanzamiento.

La orbita final es la orbita geoestacionaria, siendo la de transferencia una orbita

temporal usada para alcanzar la orbita final.

Para hacer el cambio desde la orbita de transferencia hasta la orbita final

geoestacionaria (sincrona) se debe esperar a que el satélite se encuentre en el

apogeo. Esto significa que los parámetros de transferencia de la orbita y del satélite (

posición y velocidad en cualquier momento) deben conocerse antes de cualquier

cambio.

1.1.4 LEYES DE KEPLER

1. El satélite se mueve en orbitas elípticas con la tierra en uno de sus focos.

2. Una línea recta que une el centro de la tierra y el satélite barre áreas iguales en

intervalos de tiempo iguales.

3. El cuadrado del período orbital de un satélite es proporcional al cubo de su distancia

media desde la tierra.

1a ley de Kepler

Figura 4. Primera ley de Kepler


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL La elipse es aquella en la que la distancia total (r1 + r2) desde el centro de la tierra, E,

pasando por el satélite, S, y llegando al punto F, es siempre la misma (constante), no

importa donde se ubique el satélite en la orbita.

También, la distancia de A a P se denomina eje mayor y PO = OA es el semieje

mayor.

La distancia de B a C es el eje menor y BO = OC es el semieje menor.

La excentricidad de la orbita esta dada por:

e = EO / PO

A medida que E y F se acercan, e tiende a decrecer y eventualmente llega a cero para

una orbita perfectamente circular.

El punto mas cercano de la orbita (P) a la tierra es el perigeo (p) y esta dado por la

siguiente ecuación:

p = (OP) (1-e)

Igualmente, el punto mas lejano de la orbita (A) a la tierra es el perigeo (a) y esta dado

por la ecuación:

a = (OP) (1+e).

2a Ley de Kepler Puesto que el satélite, cuando se hace el lanzamiento, sigue la orbita elíptica mostrada

con los números del 1 al 12, los intervalos de tiempo entre cualquiera de dos números

sucesivos es el mismo, pero las distancias no.

La velocidad del satélite será mayor en el perigeo (1) y menor en el perigeo (7). Sin

embargo, el área cubierta en una cierta unidad de tiempo es la misma sin importar en

que parte de la orbita se encuentre el satélite.

Figura 5. Segunda ley de Kepler


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL 3a Ley de Kepler La velocidad de apogeo (Va) del satélite en la orbita de transferencia llega a ser

1580.3 m/sg y la velocidad del satélite en su orbita sincrona final es de 3074.7 m/sg y

para cambiar de orbita de la de transferencia a la sincrona se requiere de un

incremento (.V2) de 1494.4 m/sg.

Este cambio se debe hacer cuando el satélite se encuentra en el apogeo de la orbita

de transferencia y en la dirección indicada. Esta velocidad es la misma que la

velocidad obtenida para igualar las fuerzas gravitacionales y la centrifuga.

De hecho si ambas ecuaciones se igualan y se resuelven para r se tendrá la ecuación

de la tercera ley de Kepler, en la que el factor entre paréntesis es una constante para

cualquier posición del satélite y el cuadrado del periodo orbital es proporcional al cubo

de su distancia de la tierra.

Figura 6. Tercera ley de Kepler 1.2 INCLINACIÓN

Una orbita geoestacionaria significa que el satélite debe estar necesariamente

localizado o cerca de la orbita o sobre el ecuador de la tierra. A menos que haya sido

lanzado desde el ecuador, esta orbita no se alcanza directamente.

Puesto que los satélites no son lanzados desde el ecuador, la orbita de transferencia

estará inclinada con respecto al plano ecuatorial terrestre.

Además, el cambio de orbita adicional debe hacerse para cambiar la orbita desde el

plano de la orbita de transferencia al plano de la orbita geoestacionaria, que coincide

con el plano ecuatorial de la tierra.



Figura 7. Inclinación de la órbita de transferencia

1.3 PLANO DE LA ÓRBITA ELIPTICA

Figura 8. Plano de la órbita elíptica

Los satélites se mueven alrededor de la tierra en una orbita elíptica que tiene a uno de

sus focos en el centro de la tierra.

El movimiento del satélite depende de:

a) El semi eje mayor (a)

b) La Excentricidad (e)


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL c) La inclinación orbital (i)

d) La ascensión real del nodo ascendente (W)

e) Del argumento del perigeo (w)

f) La anomalía principal (M)

g) Centro de la elipse (O)

h) Centro de la tierra (F) [Foco de la elipse]

1.4 TIEMPO SIDERAL

La rotación de la tierra sobre su propio eje es la mas conocida forma de conocer su

duración, es decir 24 horas.

La orbita que hace la tierra alrededor del sol es igualmente bastante conocida, un año,

o para ser exactos, 365.25 días.

Sin embargo, la orbita de un satélite circundando la tierra es insensible al sol en

cuanto al periodo de a orbita concierne, y la referencia que se usa para los satélites

son las estrellas.

En un año la tierra realmente gira 366.25 veces por su propio eje, con respecto a las

estrellas (también llamado tiempo sideral), y el periodo real (Ts) que un satélite

geoestacionario circundando la tierra tendrá, será: 23 horas 56 minutos y 4 segundos

Este es el tiempo real que se debe tomar en cuenta para todos los cálculos de orbitas

relacionadas con la orbita geoestacionaria.

1.5 PERTURBACIONES DE LA ÓRBITA Y EXCENTRICIDAD

Para una orbita circular perfecta el apogeo y el perigeo deberán ser exactamente los

mismos y el centro de la tierra deberá coincidir con el centro de la orbita.

En la practica, el apogeo y el perigeo no son necesariamente idénticos. La razón de

esto es que durante la travesía del satélite sufre de perturbaciones las cuales alteran

la orbita ligeramente, de una manera regular o irregular, dependiendo del tipo de

perturbación.



Figura 9. Perturbaciones de la órbita y excentricidad Perturbaciones a las orbitas: 1. Efectos gravitacionales del sol o de la luna.

2. Efectos geopotenciales anisotropicos (distribución no uniforme de la atracción

gravitacional de la tierra).

3. Efectos de la presión de radiación solar.

Los efectos de las perturbaciones a las orbitas son los disturbios a la orbita

perfectamente circular produciendo una orbita ligeramente elíptica.

Puesto que por definición una elipse tiene excentricidad, esta excentricidad se puede

usar para expresar el grado de perturbación de la orbita.

1.6 ANOMALÍA Existen 2 tipos de anomalías :

Anomalía principal y Anomalía verdadera

Figura 10. Anomalías en las órbitas de los satélites


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL La anomalía principal (M) es el ángulo tomado desde el perigeo, asumiendo que el

satélite se mueve con una velocidad angular promedio y se le calcula con la formula

mediante el uso de la anomalía de excentricidad E.

M = E – e.Sen E

La relación entre la anomalía de excentricidad E y la verdadera anomalía se expresa

como:

v = 2. tg-1 (((1+e)/(1-e))1/2 tg (E/2))

Si e=0, entonces M,E y v son iguales, el satélite gira con orbita circular a una altura de

35,786 Km. sobre la superficie de la tierra y tiene el mismo período que la rotación de

la tierra sobre el eje terrestre.

1.7 LANZAMIENTO DE UN SATÉLITE

Figura 11. Lanzamiento de un satélite INTELSAT

INTELSAT toma los servicios de lanzamiento de diversas empresas y entre ellas

también se encuentran ARIANE de la Agencia Espacial Europea (ESA).

La secuencia de lanzamiento es como sigue:

I.- Erección de la nave

II.- Inicio del programa de lanzamiento

1.- Lanzamiento

2.- Entrada a la orbita de transferencia

Reorientación del cohete

3.- Separación del satélite


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL 4.- El satélite empieza a girar

5.- Estabilización del satélite vía la línea de

telemetría.

6.- Determinación de la orbita y la altitud

7.- Reorientación de apogeo

8.- Ajuste final de posición

9.- Encendido del motor de apogeo

10.- Reorientación de la antena de Telemetría

11.- Determinación de la orbita y la posición

12.- Reorientación del rumbo de la orbita

1.8 POSICIÓN DE UN SATELITE Se expresa por sus coordenadas Cartesianas.

Es un sistema de referencia inercial o “Sistema de VEISS”.

- OZ: Eje Centro de Gravedad

- OY: Eje del plano ecuatorial

- OX: Eje de un punto ficticio en el Equinoccio.

Equinoccio: se produce cuando las horas del día son iguales a las horas de la noche.

Figura 12. Posición de un satélite 1.9 UBICACIÓN SOBRE LA TIERRA Para indicar la posición exacta de un punto de la superficie terrestre, se supone que

esta surcada por una red imaginaria de círculos máximos que pasan por los polos,

cortados en Angulo recto por otros círculos paralelos al Ecuador.

Los primeros, llamados MERIDIANOS, determinan la LONGITUD de un punto, es

decir, su posición al Este o al Oeste del elegido como meridiano de referencia también


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL llamado de origen o de 0º. El que pasa por Greenwich (Inglaterra) es el universalmente

aceptado.

Figura 13. Ubicación de un satélite sobre la tierra

Los segundos o PARALELOS, determinan la LATITUD de un punto, es decir, su

posición al norte al sur del Ecuador, que corresponde a 0º.

La longitud se mide sobre el Ecuador hasta 180º, hacia el Este o hacia el Oeste a

partir del meridiano 0º y la latitud sobre cualquier meridiano, a partir del Ecuador 0º,

hasta 90º en ambos polos.

Figura 14. Proyección de la esfera terrestre


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL Para encontrar un punto dentro de la esfera terrestre es necesario proyectarla y para

esto se supone que la esfera terrestre esta rodeada por un cilindro tangente en un

circulo máximo, generalmente el Ecuador.

En el plano resultante del desarrollo del cilindro, los meridianos son rectas verticales

equidistantes y los paralelos horizontales perpendiculares a los meridianos, pero no

equidistantes pero si paralelos.

El resultado es una proyección equivalente, debido a que las diferencias de latitud al

separase del Ecuador, disminuyen en igual proporción en que aumentan las distancias

que representan diferencias de longitud.

En esta proyección las regiones polares aparecen muy dilatadas en el sentido de la

longitud.

Ejemplo: Ubicación de Lima

Latitud: 12º 10’ 44.4’’

Longitud : 77 :13’ 48’’

Ubicación del satélite BRASILSAT

Latitud: 0º

Longitud: 53º

1.10 AZIMUT (AZ), ANGULO DE ELEVACIÓN (EL) Y DISTANCIA SATÉLITE – ESTACIÓN TERRENA (d) Parámetros Para la Determinación de Azimuth y Angulo de Elevación O : Centro de la tierra.

S y S1 : Satélites.

H : Altitud del satélite.

M y M1 : Puntos de subsatélite.

E : Estación terrena.

α : Angulo entre M y E, visto desde el satélite.

β : Distancia angular entre E y M sobre la superficie de la tierra.

Θ : Angulo de elevación del satélite.

l : Distancia entre S y E.

R : Radio de la tierra.

γ : Latitud de la E.

.F : Diferencia de longitud entre E y M, (ΦE – ΦS).



Figura 15. Parámetros para la determinación de azimuth y ángulo de elevación

1.12 COBERTURA

Figura 16. Cobertura de los satélites


POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL Notar que se puede cubrir todo el globo terráqueo usando solo tres satélites

geoestacionarios, posicionados sobre los Océanos Pacifico, Atlántico e Indico.

RESUMEN En el presente módulo se describe brevemente cada una de las leyes de Kepler, las

orbitas de los satélites, la ubicación sobre la superficie de la tierra y se reconocen las

coberturas de los satélites. Igualmente se calcula el Azimut y la elevación del satélite.

ACTIVIDADES 1.- Describir cada una de las leyes de Kepler

2.- Indicar las causas de la excentricidad de la elíptica


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