M+¦dulo 1 - Introducci+¦n
-
Upload
jose-vidal -
Category
Documents
-
view
34 -
download
1
description
Transcript of 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.
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 2
POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL
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.
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 3
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.
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 4
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).
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 5
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
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 6
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
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 7
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.
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 8
POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL
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)
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 9
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.
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 10
POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL
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
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 11
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
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 12
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
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 13
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
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 14
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).
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 15
POSTGRADO A DISTANCIA: “COMUNICACIONES INALÁMBRICAS” INICTEL
Figura 15. Parámetros para la determinación de azimuth y ángulo de elevación
1.12 COBERTURA
Figura 16. Cobertura de los satélites
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 16
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
TELEDUCACIÓN COMUNICACIONES SATELITALES 17